RU2748623C1 - Small-sized unmanned aircraft system - Google Patents
Small-sized unmanned aircraft system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2748623C1 RU2748623C1 RU2020130450A RU2020130450A RU2748623C1 RU 2748623 C1 RU2748623 C1 RU 2748623C1 RU 2020130450 A RU2020130450 A RU 2020130450A RU 2020130450 A RU2020130450 A RU 2020130450A RU 2748623 C1 RU2748623 C1 RU 2748623C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cylindrical
- fuselage
- unmanned aerial
- aerial vehicle
- parachute
- Prior art date
Links
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 5
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims abstract description 5
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 13
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 8
- 230000005693 optoelectronics Effects 0.000 claims description 6
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 4
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 3
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000013011 mating Effects 0.000 description 1
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 1
- 230000002269 spontaneous effect Effects 0.000 description 1
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 1
- 239000012780 transparent material Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C19/00—Aircraft control not otherwise provided for
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
- B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/04—Control of altitude or depth
- G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Область техникиTechnology area
Изобретение относится к области разработки и применения мобильных малогабаритных беспилотных авиационных систем с беспилотными летательными аппаратами самолетного типа с ручным запуском и парашютной посадкой, предназначенных для воздушного наблюдения, разведки, обнаружения и сопровождения интересующих объектов на суше и на море. Беспилотная авиационная система может быть широко использована в гражданских областях, например, при обнаружении чрезвычайных ситуаций и ликвидации их последствий.The invention relates to the development and application of mobile small-sized unmanned aerial systems with unmanned aerial vehicles of an aircraft type with manual launch and parachute landing, intended for aerial surveillance, reconnaissance, detection and tracking of objects of interest on land and at sea. The unmanned aerial system can be widely used in civilian areas, for example, when detecting emergencies and eliminating their consequences.
Уровень техникиState of the art
Известна переносная малогабаритная авиационная система по патенту США на изобретение №7237750, опубликованному 03.07.2007, в которой беспилотный летательный аппарат модульной конструкции включает в свой состав: носовую часть с установленной в ней полезной нагрузкой, содержащую носовой обтекатель с прорезанным в нем отверстием, закрытым прозрачным материалом; левую и правую консоли крыла, содержащие продольные лонжероны, поперечные нервюры, обшивку и элероны, управляемые сервоприводами, установленными на нижней поверхности частей крыла; фюзеляж, содержащий центральный лонжерон, узлы крепления и замочные соединения носовой части, левой и правой консолей крыла к фюзеляжу; силовую установку, расположенную на фюзеляже и снабженную двумя двигателями с тянущими воздушными винтами. Этот беспилотный летательный аппарат может быть собран для полета и разобран для транспортировки с помощью указанных узлов крепления и замочных соединений носовой части, левой и правой частей крыла к фюзеляжу. Посадка беспилотного летательного аппарата осуществляется по-самолетному, то есть на нижнюю часть фюзеляжа и крыла при отсутствии колесного шасси. Для уменьшения вероятности поломок при посадке предполагается, что в момент приземления и возможного сильного удара о землю левая и правая консоли крыла беспилотного летательного аппарата отсоединяются от его фюзеляжа благодаря наличию замочных соединений. Это позволяет погасить удар и уменьшить вероятность серьезных повреждений конструкции самого летательного аппарата. Использованные в прототипе центральный лонжерон, узлы крепления и замочные соединения частей крыла с фюзеляжем увеличивают массу летательного аппарата, что при прочих равных условиях снижает продолжительность его полета и ограничивает возможность установки более эффективных и массивных полезных нагрузок. Замочные соединения в прототипе являются ненадежными, так как они не имеют стопорных элементов. При резких порывах ветра и возникновении больших ветровых нагрузок на беспилотный летательный аппарат нельзя исключить самопроизвольную расстыковку частей крыла от фюзеляжа в полете. Это может привести к потере беспилотного летательного аппарата и срыву выполнения полетного задания.Known portable small-sized aircraft system according to US patent for invention No. 7237750, published 03.07.2007, in which the unmanned aerial vehicle of modular design includes: a nose with a payload installed in it, containing a nose cone with a hole cut in it, closed transparent material; left and right wing consoles, containing longitudinal spars, transverse ribs, skin and ailerons controlled by servos mounted on the lower surface of the wing parts; a fuselage containing a central spar, attachment points and locks of the nose, left and right wing consoles to the fuselage; a power plant located on the fuselage and equipped with two engines with pulling propellers. This unmanned aerial vehicle can be assembled for flight and disassembled for transportation using the specified attachment points and locks of the nose, left and right wing parts to the fuselage. Landing of an unmanned aerial vehicle is carried out in an airplane way, that is, on the lower part of the fuselage and wing in the absence of a wheeled chassis. To reduce the likelihood of breakdowns during landing, it is assumed that at the time of landing and a possible strong impact on the ground, the left and right wing consoles of the unmanned aerial vehicle are disconnected from its fuselage due to the presence of interlocking connections. This dampens the impact and reduces the likelihood of serious structural damage to the aircraft itself. The central spar used in the prototype, the attachment points and the interlocking connections of the wing parts with the fuselage increase the mass of the aircraft, which, all other things being equal, reduces the duration of its flight and limits the possibility of installing more efficient and massive payloads. Locking connections in the prototype are unreliable, since they do not have locking elements. In case of sharp gusts of wind and the occurrence of large wind loads on the unmanned aerial vehicle, spontaneous undocking of wing parts from the fuselage in flight cannot be ruled out. This can lead to the loss of the unmanned aerial vehicle and the disruption of the flight mission.
Известна переносная малогабаритная авиационная система по патенту США на изобретение №5035382, опубликованному 30.07.1991, в которой разборный беспилотный летательный аппарат с ручным запуском состоит из сборочных компонентов, размещенных вместе в упаковке, которая по размеру значительно короче, чем размах крыла беспилотного летательного аппарата. Беспилотный летательный аппарат включает фюзеляж, имеющий относительно увеличенную переднюю часть и относительно уменьшенную заднюю часть с вертикальным стабилизатором, пропеллер, электрический двигатель и электрическую батарею для энергопитания электрического двигателя, которые размещены в передней части фюзеляжа. Центральная панель крыла, имеет съемное крепление к передней части фюзеляжа, а консоли крыла снабжены съемными креплениями к противоположным концам центральной панели крыла. Консоли крыла установлены под двугранным углом около 5 градусов. Горизонтальное хвостовое оперение установлено в задней части фюзеляжа, которая съемно прикреплена к передней части фюзеляжа. Центральную панель крыла, консоли крыла и хвостовое оперение можно укладывать в одну упаковку вместе с передней и задней частями фюзеляжа. Съемные крепления включают соединение в виде сопрягаемых вставного штыря и гнезда. Беспилотный летательный аппарат снабжен рулем направления и содержит прецессионный гироскоп, размещенный в фюзеляже и оперативно связанный с рулем направления для его контроля. Гироскоп имеет ось чувствительности, направленную вверх и наклоненную вперед относительно оси рыскания на угол между 10 градусами и 50 градусами, для возможности реагирования на движение летательного аппарата по рысканию и по крену. Основным недостатком указанной малогабаритной беспилотной авиационной системы является большая ударная нагрузка на беспилотный летательный аппарат при посадке без парашюта по самолетному, то есть на нижнюю часть фюзеляжа при отсутствии колесного шасси. Это может приводить к повреждению как самого беспилотного летательного аппарата, так и полезной нагрузки при посадке на твердую каменистую поверхность. Обеспечение повышенной ударопрочности конструкции беспилотного летательного аппарата приводит к увеличению его массы и стоимости. Необходимость ремонта, в случае повреждений, увеличивает эксплуатационные расходы.Known portable small-sized aircraft system according to US patent for invention No. 5035382, published on July 30, 1991, in which a collapsible unmanned aerial vehicle with manual launch consists of assembly components placed together in a package that is much shorter in size than the wingspan of an unmanned aerial vehicle. The unmanned aerial vehicle includes a fuselage having a relatively enlarged front part and a relatively reduced rear part with a vertical stabilizer, a propeller, an electric motor and an electric battery for powering the electric motor, which are located in the front part of the fuselage. The central wing panel has a removable attachment to the front of the fuselage, and the wing consoles are equipped with removable attachments to the opposite ends of the central wing panel. The wing consoles are set at a dihedral angle of about 5 degrees. The horizontal tail assembly is installed at the rear of the fuselage, which is removably attached to the front of the fuselage. The central wing panel, wing consoles and tail assembly can be packed in one package together with the front and rear fuselage. The removable mounts include a mating plug-and-socket connection. The unmanned aerial vehicle is equipped with a rudder and contains a precessional gyroscope located in the fuselage and operatively connected to the rudder for its control. The gyroscope has a sensitivity axis directed upward and tilted forward relative to the yaw axis at an angle between 10 degrees and 50 degrees to respond to yaw and roll motion of the aircraft. The main disadvantage of this small-sized unmanned aircraft system is a large shock load on the unmanned aerial vehicle when landing without a parachute on the aircraft, that is, on the lower part of the fuselage in the absence of a wheeled chassis. This can damage both the drone itself and the payload when landing on hard rocky surfaces. Providing increased shock resistance to the design of an unmanned aerial vehicle leads to an increase in its weight and cost. The need for repair, in the event of damage, increases operating costs.
Для устранения этого недостатка в малогабаритных беспилотных авиационных системах используют парашютную посадку беспилотных летательных аппаратов.To eliminate this disadvantage, parachute landing of unmanned aerial vehicles is used in small-sized unmanned aircraft systems.
Известна малогабаритная беспилотная авиационная система, включающая беспилотный летательный аппарат с парашютной системой посадки по патенту РФ на изобретение №2456211, опубликованному 20.07.2012. Он содержит фюзеляж, две консоли крыла и парашютную систему посадки, включающую вытяжной парашют, основной парашют, стропы и подвесную систему. Парашютная система размещена внутри фюзеляжа. Стропы парашютной системы уложены в общем защитном чехле, а стропы подвесной системы прикреплены к концевым частям крыла с помощью трехстепенных шарниров и держателей. Части консоли крыла выполнены с возможностью их поворота относительно оси, параллельной хорде крыла, и снабжены замками-фиксаторами. В полете стропы подвесной системы уложены в канале, расположенном справа и слева вдоль фюзеляжа и вдоль консолей крыла. Для посадки после остановки двигателя по команде оператора наземного пункта управления осуществляют открытие створок вытяжного парашюта, освобождают фиксирующую оболочку, выталкивают купол вытяжного парашюта с помощью пружины в направлении, противоположном движению беспилотного летательного аппарата, вытягивают купол основного парашюта, который после раскрытия тормозит продольное движение до нулевой скорости. По команде автопилота электроприводы редуктора замков-фиксаторов поворачиваются и освобождают консоли крыла, которые, складываясь, обеспечивают плавное перемещение купола основного парашюта в вертикальное положение. Посадка беспилотного летательного аппарата с консолями крыла, сложенными в вертикальной плоскости, позволяет избежать их повреждения при сложных условиях посадки и снизить вероятность зацепления строп подвесной системы и строп основного парашюта за хвостовое оперение при переходе основного парашюта из горизонтального положения в вертикальное положение. Однако крепление строп подвесной системы не к фюзеляжу, а к консолям крыла вызывает необходимость значительного повышения их прочности, что вместе с трехстепенными шарнирами и держателями существенно усложняет конструкцию беспилотного летательного аппарата, повышает его массу и стоимость, приводит к снижению скорости и дальности полета, а также ограничивает массу полезной нагрузки.A small-sized unmanned aircraft system is known, including an unmanned aerial vehicle with a parachute landing system according to the RF patent for invention No. 2456211, published on 20.07.2012. It contains a fuselage, two wing consoles and a parachute landing system, which includes an pilot parachute, main parachute, slings and a harness. The parachute system is located inside the fuselage. The lines of the parachute system are laid in a common protective cover, and the lines of the harness are attached to the wing ends by means of three-degree hinges and holders. Parts of the wing console are made with the possibility of their rotation about an axis parallel to the wing chord, and are equipped with retaining locks. In flight, the harness lines are laid in a channel located to the right and left along the fuselage and along the wing consoles. To land, after stopping the engine, at the command of the ground control station operator, the pilot parachute flaps are opened, the locking shell is released, the pilot parachute canopy is pushed out with a spring in the direction opposite to the movement of the unmanned aerial vehicle, the canopy of the main parachute is pulled out, which, after deployment, slows down the longitudinal movement to zero. speed. At the command of the autopilot, the electric drives of the reducer of the locking locks rotate and release the wing consoles, which, when folded, provide a smooth movement of the canopy of the main parachute to the vertical position. Landing an unmanned aerial vehicle with wing consoles folded in a vertical plane avoids their damage under difficult landing conditions and reduces the likelihood of the harness lines and the main parachute lines getting caught in the tail unit when the main parachute transitions from the horizontal position to the vertical position. However, attaching the lines of the suspension system not to the fuselage, but to the wing consoles requires a significant increase in their strength, which, together with the three-degree hinges and holders, significantly complicates the design of the unmanned aerial vehicle, increases its weight and cost, leads to a decrease in the speed and range of flight, as well as limits the mass of the payload.
Известен способ парашютной посадки беспилотного самолета и парашютная система посадки беспилотного самолета, входящего в состав малогабаритной беспилотной авиационной системы, по патенту РФ на изобретение №2592961, опубликованному 27.07.2016. Беспилотный самолет с парашютной системой посадки содержит парашют со стропами и подвесной системой, две консоли крыла, стыкуемые посредством фиксируемых шарнирных узлов с возможностью поворота относительно параллельной хорде крыла оси и шарнирного складывания консолей при их расфиксации. Шарнирные узлы стыковки консолей крыла с самолетом выполнены легкоразъемными при разрушении одноразовых элементов фиксации от тарированной нагрузки после поворота консолей в сторону нижней поверхности самолета, к которой прикреплена подвесная система парашюта, на которой установлен замок отсоединения от нее строп парашюта или их части. Консоли снабжены гибкими тягами. Гибкая тяга одной консоли крыла соединена с узлом запирания замка. Способ парашютной посадки беспилотного самолета характеризуется тем, что при раскрытии посадочного парашюта самолет переворачивают и производят снижение верхней поверхностью вниз, приземляют его на одну из законцовок консолей крыла и амортизируют энергию удара работой на разрушение элемента фиксации шарнирного узла консоли при ее рычажном повороте от ударной нагрузки на законцовку и отделяют консоль от самолета. Изобретение направлено на обеспечение надежной посадки при эксплуатации. Основным недостатком этого технического решения является необходимость проведения ремонта после каждой посадки для замены разрушенных одноразовых элементов фиксации и поврежденных законцовок консолей крыла от удара при приземлении на неровную каменистую поверхность. Это усложняет и удорожает эксплуатацию.The known method of parachute landing of an unmanned aircraft and a parachute landing system of an unmanned aircraft, which is part of a small unmanned aircraft system, according to the RF patent for invention No. 2592961, published on 07/27/2016. An unmanned aircraft with a parachute landing system contains a parachute with slings and a harness, two wing consoles docked by means of fixed hinge nodes with the ability to rotate relative to the axis parallel to the wing chord and articulated folding of the consoles when they are unlocked. The articulated joints of the wing consoles with the aircraft are made easily detachable when disposable fixation elements are destroyed from the calibrated load after the consoles are turned towards the lower surface of the aircraft, to which the parachute harness is attached, on which the parachute lines detachment lock or parts thereof is installed. The consoles are equipped with flexible rods. The flexible rod of one wing console is connected to the lock locking unit. The method of parachute landing of an unmanned aircraft is characterized by the fact that when the landing parachute is deployed, the aircraft is turned over and the upper surface is lowered, it is landed on one of the wingtips of the wing consoles and the impact energy is absorbed by the work to destroy the fixing element of the hinge node of the console when it is levered from the shock load on tip and separate the console from the aircraft. The invention is aimed at ensuring a reliable fit during operation. The main disadvantage of this technical solution is the need to carry out repairs after each landing to replace the destroyed disposable fixation elements and damaged wingtips from impact when landing on an uneven rocky surface. This complicates and increases the cost of operation.
Известна малогабаритная беспилотная авиационная система, содержащая беспилотный летательный аппарат с устройством выпуска парашюта по патенту США на изобретение №8191831, опубликованному 05.06.2012. Беспилотный летательный аппарат, выполненный по самолетной схеме, содержащий фюзеляж, крыло, прикрепленное к фюзеляжу и выполненное в виде левой консоли крыла и правой консоли крыла, снабженное управляющими поверхностями, выполненными в виде элевонов, двигательную установку, включающую двигатель с пропеллером толкающего типа, прикрепленный к фюзеляжу в задней части беспилотного летательного аппарата, систему навигации, систему управления полетом, средства двусторонней радиосвязи с наземным пунктом управления, полезную нагрузку в виде электронно-оптической системы, установленную в передней части фюзеляжа беспилотного летательного аппарата, систему парашютной посадки, включающую парашютный отсек, установленный в фюзеляже, размещенный в парашютном отсеке парашют, створку парашютного отсека, механизм открытия створки парашютного отсека и выброса парашюта, гибкий фал парашюта, уложенный по поверхности задней части фюзеляжа, один конец которого прикреплен к стропам парашюта, а другой конец прикреплен к трем стропам крепления фала к верхней части фюзеляжа в области расположения центра тяжести беспилотного летательного аппарата, механизм отцепления парашюта после посадки, воздушный амортизатор, выполненный в виде надувного мешка, размещенного со стороны нижней части фюзеляжа. Основным недостатком беспилотного летательного аппарата является низкая надежность из-за относительно высокой вероятности аварийной ситуации при неблагоприятных условиях из-за зацепа строп привязной системы и строп выброшенного вниз парашюта за хвостовое оперение и пропеллер двигателя, которые расположены в хвостовой части фюзеляжа за парашютным отсеком.Known is a small-sized unmanned aircraft system containing an unmanned aerial vehicle with a parachute release device according to US patent for invention No. 8191831, published 06/05/2012. An unmanned aerial vehicle, made according to an aircraft scheme, containing a fuselage, a wing attached to the fuselage and made in the form of a left wing console and a right wing console, equipped with control surfaces made in the form of elevons, a propulsion system including an engine with a push-type propeller attached to fuselage in the rear of the unmanned aerial vehicle, navigation system, flight control system, two-way radio communication with a ground control point, payload in the form of an electro-optical system installed in the front of the fuselage of the unmanned aerial vehicle, a parachute landing system including a parachute compartment installed in the fuselage, a parachute placed in the parachute compartment, a parachute compartment flap, a mechanism for opening the parachute compartment flap and ejecting a parachute, a flexible parachute halyard laid on the surface of the rear part of the fuselage, one end of which is attached to the parachute lines, and the other end is Attached to three slings for attaching the halyard to the upper part of the fuselage in the area of the center of gravity of the unmanned aerial vehicle, a parachute release mechanism after landing, an air shock absorber made in the form of an inflatable bag located on the side of the lower part of the fuselage. The main disadvantage of an unmanned aerial vehicle is low reliability due to the relatively high probability of an emergency under adverse conditions due to the hooking of the harness lines and the lines of the parachute thrown down by the tail unit and the engine propeller, which are located in the rear fuselage behind the parachute compartment.
Известна переносная малогабаритная авиационная система по патенту РФ на полезную модель №132575, опубликованному 20.09.2013. По совокупности общих существенных признаков техническое решение по указанному патенту выбрано в качестве прототипа.Known portable small-sized aircraft system under the patent of the Russian Federation for utility model No. 132575, published on 20.09.2013. On the basis of the set of common essential features, the technical solution for the specified patent was chosen as a prototype.
Малогабаритная беспилотная авиационная система для воздушного наблюдения и разведки, включающая наземную станцию управления, бортовые и наземные средства радиосвязи, навигации и управления полетом и выполненный по самолетной аэродинамической схеме разборный беспилотный летательный аппарат, содержащий фюзеляж цилиндрической формы, в передней части которого размещен отсек цилиндрической формы с обтекателем в форме полусферы для полезной нагрузки, включающей оптико-электронную систему в виде гиростабилизированной телевизионной и инфракрасной камеры, сверху фюзеляжа установлен пилон обтекаемой формы, в передней верхней части которого смонтирован парашютный отсек с посадочным парашютом и привязной системой парашюта, снабженной привязными стропами и элементами крепления их к фюзеляжу, в задней части размещена мотогондола с электрическим двигателем толкающего типа, снабженного складным пропеллером, высоко расположенное крыло, имеющее трапециевидную форму и состоящее из левой консоли крыла, снабженной левым элероном, и правой консоли крыла, снабженной правым элероном, прикрепленных к фюзеляжу с помощью разъемного соединения с применением узлов крепления и фиксации, и закрепленную к задней части фюзеляжа хвостовую балку, несущую Т-образное хвостовое оперение с неподвижным вертикальным оперением и с горизонтальным оперением, снабженным по его задней кромке рулем высоты.A small-sized unmanned aircraft system for aerial surveillance and reconnaissance, including a ground control station, onboard and ground radio communications, navigation and flight control and a collapsible unmanned aerial vehicle made according to an aircraft aerodynamic scheme, containing a cylindrical fuselage, in the front of which there is a cylindrical compartment with a fairing in the form of a hemisphere for a payload, including an optoelectronic system in the form of a gyro-stabilized television and infrared camera, a streamlined pylon is installed on top of the fuselage, in the front upper part of which is mounted a parachute compartment with a landing parachute and a parachute harness equipped with tethered lines and attachment elements them to the fuselage, in the rear there is a nacelle with a push-type electric motor equipped with a folding propeller, a high wing, which has a trapezoidal shape and consists of a left wing console, with with a detachable left aileron, and a right wing console equipped with a right aileron, attached to the fuselage using a detachable connection using attachment and fixation points, and a tail boom attached to the rear of the fuselage, carrying a T-shaped tail unit with a fixed vertical tail and horizontal tail equipped with an elevator along its trailing edge.
Прототип не обеспечивает надежную и безаварийную парашютную посадку беспилотного летательного аппарата при неблагоприятных погодных условиях.The prototype does not provide a reliable and trouble-free parachute landing of an unmanned aerial vehicle in adverse weather conditions.
При парашютной посадке из-за порывов ветра в момент касания земли беспилотный летательный аппарат, раскачиваясь на парашюте, может не находится в горизонтальном положении. Некоторые эволюции беспилотного летательного аппарата по крену могут быть не столь критичными с точки зрения повреждения левой или правой консолей прикрепленного к фюзеляжу крыла из-за высокого расположения крыла. Даже небольшая эволюция беспилотного летательного аппарата по тангажу с высокой вероятностью может приводить к аварийным ситуациям при приземлении на твердую каменистую поверхность. При наклоне носовой части вниз можно повредить отсек полезной нагрузки и размещенную в нем дорогостоящую оптико-электронную систему. При наклоне хвостовой части вниз может быть сломана хвостовая балка. Необходимость частого ремонта после аварийных приземлений беспилотного летательного аппарата приводит к значительному повышению эксплуатационных затрат в процессе практического использования указанной малогабаритной беспилотной системы.During a parachute landing, due to gusts of wind at the moment of touching the ground, the unmanned aerial vehicle, swinging on a parachute, may not be in a horizontal position. Some roll evolutions of the unmanned aerial vehicle may not be as critical in terms of damage to the left or right consoles of the wing attached to the fuselage due to the high position of the wing. Even a small evolution of an unmanned aerial vehicle in pitch is highly likely to lead to emergency situations when landing on a hard rocky surface. Tilting the nose down can damage the payload compartment and the expensive optoelectronic system located in it. If the tail section is tilted downwards, the tail boom can be broken. The need for frequent repairs after emergency landings of an unmanned aerial vehicle leads to a significant increase in operating costs during the practical use of this small-sized unmanned system.
Сущность изобретенияThe essence of the invention
Заявленная малогабаритная беспилотная авиационная система обеспечивает надежную и безаварийную парашютную посадку беспилотного летательного аппарата и позволяет снизить эксплуатационные затраты при использовании малогабаритной беспилотной авиационной системы.The declared small-sized unmanned aerial system provides reliable and trouble-free parachute landing of an unmanned aerial vehicle and reduces operating costs when using a small unmanned aerial system.
Указанный положительный эффект достигается за счет того, чтоThe indicated positive effect is achieved due to the fact that
- сверху фюзеляжа цилиндрической формы беспилотного летательного аппарата установлен пилон, имеющий цилиндрическую форму и одинаковый диаметр с отсеком цилиндрической формы, продольная ось которого параллельна продольной оси беспилотного летательного аппарата,- a pylon is installed on top of the cylindrical fuselage of the unmanned aerial vehicle, which has a cylindrical shape and the same diameter with a cylindrical compartment, the longitudinal axis of which is parallel to the longitudinal axis of the unmanned aerial vehicle,
- передняя часть отсека цилиндрической формы в центральной продольной вертикальной плоскости смещена вперед относительно передней части фюзеляжа цилиндрической формы на величину, превышающую диаметр отсека цилиндрической формы,- the front part of the cylindrical compartment in the central longitudinal vertical plane is displaced forward relative to the front part of the cylindrical fuselage by an amount exceeding the diameter of the cylindrical compartment,
- задняя часть пилона цилиндрической формы в центральной продольной вертикальной плоскости выполнена совпадающей по вертикали с задней частью фюзеляжа цилиндрической формы, снабженного плавным переходом к мотогондоле вверху и плавным переходом к хвостовой балке внизу,- the rear part of the cylindrical pylon in the central longitudinal vertical plane is made vertically coincident with the rear part of the cylindrical fuselage, equipped with a smooth transition to the engine nacelle at the top and a smooth transition to the tail boom at the bottom,
- внешние боковые поверхности, между которыми заключены пилон цилиндрической формы и фюзеляж цилиндрической формы выполнены выпуклыми наружу с плавным сужением от центральной части к передней части и к задней части фюзеляжа беспилотного летательного аппарата,- the outer side surfaces, between which the cylindrical pylon is enclosed and the cylindrical fuselage are made convex outward with a smooth taper from the central part to the front part and to the rear part of the fuselage of the unmanned aerial vehicle,
- от передней нижней части пилона цилиндрической формы к передней части фюзеляжа цилиндрической формы выполнен плавный переход с радиусом в центральной продольной вертикальной плоскости, находящимся в диапазоне от одного до трех диаметров пилона цилиндрической формы,- from the front lower part of the cylindrical pylon to the front of the cylindrical fuselage, a smooth transition is made with a radius in the central longitudinal vertical plane, ranging from one to three diameters of the cylindrical pylon,
- крыло, имеющее трапециевидную форму и состоящее из левой консоли крыла и правой консоли крыла, прикреплено к верхней части пилона цилиндрической формы с помощью разъемного соединения с применением узлов крепления и фиксации, так что плоскость крыла расположена выше плоскости горизонтального хвостового оперения,- the wing, which has a trapezoidal shape and consists of the left wing console and the right wing console, is attached to the upper part of the cylindrical pylon by means of a detachable connection using attachment and fixation points, so that the wing plane is located above the plane of the horizontal tail assembly,
- к передней части пилона цилиндрической формы присоединен отсек цилиндрической формы с полезной нагрузкой с общей продольной осью,- a cylindrical compartment with a payload with a common longitudinal axis is attached to the front of the cylindrical pylon,
- в задней части пилона цилиндрической формы установлена мотогондола с электрическим двигателем толкающего типа с плавным сужением в направлении к пропеллеру,- at the rear of the cylindrical pylon there is a nacelle with a push-type electric motor with a smooth taper towards the propeller,
- парашютный отсек с посадочным парашютом и с привязной системой парашюта, снабженной устройством отцепа парашюта после приземления, привязными стропами и элементами крепления их к фюзеляжу, размещен в центральной верхней части пилона цилиндрической формы,- a parachute compartment with a landing parachute and a parachute tethered system, equipped with a parachute detach device after landing, tethered lines and fasteners to the fuselage, is located in the central upper part of the cylindrical pylon,
- привязная система парашюта снабжена передними и задними привязными стропами разной длины, обеспечивающими при парашютной посадке и касании нижней передней части фюзеляжа земной поверхности наклонное положение беспилотного летательного аппарата в вертикальной плоскости, при котором угол между хвостовой балкой и горизонтальной плоскостью составляет не менее 15 градусов, а также угол между горизонтальной плоскостью и линией, касающейся нижней передней части фюзеляжа и нижней части обтекателя в форме полусферы отсека цилиндрической формы для полезной нагрузки составляет не менее 15 градусов.- the parachute harness system is equipped with front and rear harness straps of different lengths, which ensure, when parachuting and touching the lower front part of the fuselage, the earth's surface, an inclined position of the unmanned aerial vehicle in the vertical plane, at which the angle between the tail boom and the horizontal plane is at least 15 degrees, and also the angle between the horizontal plane and the line touching the lower forward fuselage and the lower hemispherical fairing of the cylindrical payload compartment is not less than 15 degrees.
В малогабаритной авиационной системе привязная система парашюта беспилотного летательного аппарата снабжена четырьмя привязными стропами, элементы крепления которых к пилону цилиндрической формы равноудалены от центра тяжести беспилотного летательного аппарата, длина двух задних строп выполнена короче длины двух передних строп настолько, чтобы при парашютной посадке и касании нижней передней части фюзеляжа земной поверхности достигалось наклонное положение беспилотного летательного аппарата в вертикальной плоскости, при котором угол между хвостовой балкой и горизонтальной плоскостью составляет не менее 15 градусов, а также угол между горизонтальной плоскостью и линией, касающейся нижней передней части фюзеляжа и нижней части обтекателя в форме полусферы отсека цилиндрической формы для полезной нагрузки, составляет не менее 15 градусов.In a small-sized aviation system, the harness of the parachute of an unmanned aerial vehicle is equipped with four harness lines, the fastening elements of which to the cylindrical pylon are equidistant from the center of gravity of the unmanned aerial vehicle, the length of the two rear lines is shorter than the length of the two front lines so that during a parachute landing and touching the lower front part of the fuselage of the earth's surface, an inclined position of the unmanned aerial vehicle in the vertical plane was reached, at which the angle between the tail boom and the horizontal plane is at least 15 degrees, as well as the angle between the horizontal plane and the line touching the lower front part of the fuselage and the lower part of the fairing in the form of a hemisphere a cylindrical compartment for the payload is at least 15 degrees.
В малогабаритной авиационной системе привязная система парашюта беспилотного летательного аппарата снабжена тремя привязными стропами, элементы крепления которых к пилону цилиндрической формы равноудалены от центра тяжести беспилотного летательного аппарата, длина двух задних строп выполнена короче длины передней стропы настолько, чтобы при парашютной посадке и касании нижней передней части фюзеляжа земной поверхности достигалось наклонное положение беспилотного летательного аппарата в вертикальной плоскости, при котором угол между хвостовой балкой и горизонтальной плоскостью составляет не менее 15 градусов, а также угол между горизонтальной плоскостью и линией, касающейся нижней передней части фюзеляжа и нижней части обтекателя в форме полусферы отсека цилиндрической формы для полезной нагрузки, составляет не менее 15 градусов.In a small-sized aircraft system, the unmanned aerial vehicle parachute harness is equipped with three harness straps, the fastening elements of which to the cylindrical pylon are equidistant from the center of gravity of the unmanned aerial vehicle, the length of the two rear straps is shorter than the front strap length so that during a parachute landing and touching the lower front part the fuselage of the earth's surface, an inclined position of the unmanned aerial vehicle was achieved in the vertical plane, at which the angle between the tail boom and the horizontal plane is at least 15 degrees, as well as the angle between the horizontal plane and the line touching the lower front part of the fuselage and the lower part of the fairing in the form of a hemisphere compartment cylindrical for the payload, is at least 15 degrees.
В малогабаритной авиационной системе привязная система парашюта беспилотного летательного аппарата снабжена тремя привязными стропами, элементы крепления которых к пилону цилиндрической формы равноудалены от центра тяжести беспилотного летательного аппарата, длина задней стропы выполнена короче длины двух передних строп настолько, чтобы при парашютной посадке и касании нижней передней части фюзеляжа земной поверхности достигалось наклонное положение беспилотного летательного аппарата в вертикальной плоскости, при котором угол между хвостовой балкой и горизонтальной плоскостью составляет не менее 15 градусов, а также угол между горизонтальной плоскостью и линией, касающейся нижней передней части фюзеляжа и нижней части обтекателя в форме полусферы отсека цилиндрической формы для полезной нагрузки, составляет не менее 15 градусов.In a small-sized aviation system, the unmanned aerial vehicle parachute harness is equipped with three harness lines, the fastening elements of which to the cylindrical pylon are equidistant from the center of gravity of the unmanned aerial vehicle, the length of the rear line is shorter than the length of the two front lines so that during a parachute landing and touching the lower front part the fuselage of the earth's surface, an inclined position of the unmanned aerial vehicle was achieved in the vertical plane, at which the angle between the tail boom and the horizontal plane is at least 15 degrees, as well as the angle between the horizontal plane and the line touching the lower front part of the fuselage and the lower part of the fairing in the form of a hemisphere compartment cylindrical for the payload, is at least 15 degrees.
В малогабаритной авиационной системе продольная ось тяги электромотора беспилотного летательного аппарата размещена параллельно продольной оси беспилотного летательного аппарата.In a small-sized aircraft system, the longitudinal thrust axis of the electric motor of the unmanned aerial vehicle is located parallel to the longitudinal axis of the unmanned aerial vehicle.
В малогабаритной авиационной системе отношение длины беспилотного летательного аппарата к размаху крыла выполнено в диапазоне от 0,45 до 0,6.In a small-sized aircraft system, the ratio of the length of the unmanned aerial vehicle to the wingspan is made in the range from 0.45 to 0.6.
В малогабаритной авиационной системе отношение диаметра фюзеляжа цилиндрической формы беспилотного летательного аппарата к диаметру пилона цилиндрической формы в миделевом сечении выполнено в диапазоне от 0.2 до 0.6.In a small-sized aircraft system, the ratio of the diameter of the cylindrical fuselage of the unmanned aerial vehicle to the diameter of the cylindrical pylon in the midsection is made in the range from 0.2 to 0.6.
Краткое описание чертежейBrief Description of Drawings
В дальнейшем изобретение поясняется конкретными примерами его выполнения со ссылками на прилагаемые рисунок (Фигура 1), на котором представлен общий вид беспилотного летательного аппарата малогабаритной беспилотной авиационной системы, рисунок (Фигура 2), на котором изображен вид сбоку на беспилотный летательный аппарат, рисунок (Фигура 3), на котором размещен вид спереди на беспилотный летательный аппарат, рисунок (Фигура 4), на котором показан вид сверху на беспилотный летательный аппарат и рисунок (Фигура 5), на котором представлен вид сбоку на беспилотный летательный аппарат в момент приземления при парашютной посадке.In the future, the invention is illustrated by specific examples of its implementation with reference to the attached drawing (Figure 1), which shows a general view of an unmanned aerial vehicle of a small-sized unmanned aircraft system, a figure (Figure 2), which shows a side view of an unmanned aerial vehicle, a figure (Figure 3), which shows a front view of the unmanned aerial vehicle, figure (Figure 4), which shows a top view of the unmanned aerial vehicle and a figure (Figure 5), which presents a side view of the unmanned aerial vehicle at the time of landing during parachute landing ...
Осуществление изобретенияImplementation of the invention
Малогабаритная беспилотная авиационная система для воздушного наблюдения и разведки, включающая наземную станцию управления, бортовые и наземные средства радиосвязи, навигации и управления полетом и выполненный по самолетной аэродинамической схеме разборный беспилотный летательный аппарат 1 (Фигура 1), содержащий фюзеляж цилиндрической формы 2, отсек цилиндрической формы 3 с обтекателем в форме полусферы 4 для полезной нагрузки, включающей оптико-электронную систему в виде гиростабилизированной телевизионной и инфракрасной камеры. Сверху фюзеляжа цилиндрической формы 2 беспилотного летательного аппарата 1 установлен пилон 5, имеющий цилиндрическую форму и одинаковый диаметр с прикрепленным к нему отсеком цилиндрической формы 3, продольная ось которого параллельна продольной оси беспилотного летательного аппарата 1. Парашютный отсек 6 с посадочным парашютом и с привязной системой парашюта, снабженной устройством отцепа парашюта после приземления, привязными стропами и элементами крепления их к фюзеляжу, размещен в центральной верхней части пилона цилиндрической формы 5. В задней части пилона цилиндрической формы 5 установлена мотогондола 7 с электрическим двигателем толкающего типа 8 с плавным сужением в направлении к пропеллеру 9. Крыло 10, имеющее трапециевидную форму и состоящее из левой консоли крыла 11, снабженной левым элероном 12, и правой консоли крыла 13, снабженной правым элероном 14, прикреплено к верхней части пилона цилиндрической формы 5 с помощью разъемного соединения с применением узлов крепления и фиксации. К задней части фюзеляжа 2 прикреплена хвостовая балка 15, несущая Т-образное хвостовое оперение 16 с неподвижным вертикальным оперением 17 и с горизонтальным оперением 18, снабженным по его задней кромке рулем высоты 19. Передняя часть отсека цилиндрической формы 3 в центральной продольной вертикальной плоскости (Фигура 2) смещена вперед относительно передней части фюзеляжа цилиндрической формы 2 на величину, превышающую диаметр отсека цилиндрической формы. Задняя часть пилона цилиндрической формы 5 в центральной продольной вертикальной плоскости выполнена совпадающей по вертикали с задней частью фюзеляжа цилиндрической формы 2 и снабжена плавным переходом к мотогондоле вверху 20 и плавным переходом к хвостовой балке внизу 21. От передней нижней части пилона цилиндрической формы 5 к передней части фюзеляжа цилиндрической формы 2 выполнен плавный переход 22 с радиусом в центральной продольной вертикальной плоскости, находящимся в диапазоне от одного до трех диаметров пилона цилиндрической формы. Плоскость крыла 10 с левой консолью крыла 11 и правой консолью крыла 13 расположена выше плоскости горизонтального хвостового оперения 18 (Фигура 3). Отношение диаметра фюзеляжа цилиндрической формы 2 к диаметру пилона цилиндрической формы 5 в миделевом сечении выполнено в диапазоне от 0.2 до 0.6 (Фигура 3). Отношение длины беспилотного летательного аппарата - Д к размаху крыла - Ρ выполнено в диапазоне от 0,45 до 0,6 (Фигура 4). Привязная система парашюта 23 (Фигура 5) снабжена устройством отцепа парашюта после приземления 24, передними привязными стропами 25 и задними привязными стропами 26 разной длины, обеспечивающими при парашютной посадке и касании нижней передней части фюзеляжа 2 земной поверхности наклонное положение беспилотного летательного аппарата 1 в вертикальной плоскости, при котором угол между хвостовой балкой 15 и горизонтальной плоскостью 27 составляет не менее 15 градусов, а также угол между горизонтальной плоскостью 27 и линией, касающейся нижней передней части фюзеляжа 2 и нижней части обтекателя в форме полусферы 4 отсека цилиндрической формы 3 для полезной нагрузки составляет не менее 15 градусов.Small-sized unmanned aircraft system for air surveillance and reconnaissance, including a ground control station, onboard and ground radio communications, navigation and flight control and a collapsible unmanned aerial vehicle 1 (Figure 1) made according to the aircraft aerodynamic scheme, containing a
Крепление крыла, имеющего трапециевидную форму и состоящего из левой консоли крыла и правой консоли крыла, к верхней части пилона цилиндрической формы, установленного сверху фюзеляжа цилиндрической формы, позволяет увеличить высоту расположения крыла более чем в два раза по сравнению с прототипом. Применение узлов крепления и фиксации крыла к верхней части пилона цилиндрической формы позволяет сохранить удобство сборки и разборки беспилотного летательного аппарата как у прототипа при достижении расположения крыла выше плоскости горизонтального хвостового оперения в отличии от прототипа. Это практически исключает повреждения левой или правой консолей крыла при реальных эволюциях беспилотного летательного аппарата по крену в момент приземления при парашютной посадке.Attaching a trapezoidal wing consisting of a left wing console and a right wing console to the upper part of a cylindrical pylon mounted on top of a cylindrical fuselage allows the wing height to be more than doubled compared to the prototype. The use of attachment points and fixing the wing to the upper part of the cylindrical pylon makes it possible to maintain the convenience of assembling and disassembling an unmanned aerial vehicle as in the prototype when the wing is positioned above the plane of the horizontal tail, in contrast to the prototype. This practically excludes damage to the left or right wing consoles during real roll evolution of an unmanned aerial vehicle at the time of landing during a parachute landing.
Смещение передней части отсека цилиндрической формы в центральной продольной вертикальной плоскости вперед относительно передней части фюзеляжа цилиндрической формы на величину, превышающую диаметр отсека цилиндрической формы, позволяет обеспечить устойчивую центровку беспилотного летательного аппарата, а также широкий сектор обзора гиростабилизированной телевизионной и инфракрасной камеры оптико-электронной системы полезной нагрузки.The displacement of the front part of the cylindrical compartment in the central longitudinal vertical plane forward relative to the front part of the cylindrical fuselage by an amount exceeding the diameter of the cylindrical compartment allows for stable centering of the unmanned aerial vehicle, as well as a wide field of view of the gyro-stabilized television and infrared camera of the optoelectronic system. load.
Выполнение задней части пилона цилиндрической формы в центральной продольной вертикальной плоскости совпадающей по вертикали с задней частью фюзеляжа цилиндрической формы, снабженного плавным переходом к мотогондоле вверху и плавным переходом к хвостовой балке внизу, а также внешних боковых поверхностей, между которыми заключены пилон цилиндрической формы и фюзеляж цилиндрической формы, выпуклыми наружу с плавным сужением от центральной части к передней части и к задней части фюзеляжа беспилотного летательного аппарата снижает неоднородность обтекаемого воздушного потока и обеспечивает высокие летные качества беспилотного летательного аппарата.Execution of the rear part of the cylindrical pylon in the central longitudinal vertical plane coinciding vertically with the rear part of the cylindrical fuselage, provided with a smooth transition to the engine nacelle at the top and a smooth transition to the tail boom at the bottom, as well as external side surfaces, between which the cylindrical pylon and the cylindrical fuselage are enclosed shape, convex outward with a smooth taper from the center to the front and to the rear of the fuselage of the unmanned aerial vehicle, reduces the heterogeneity of the streamlined air flow and ensures high flight performance of the unmanned aerial vehicle.
Выполнение плавного перехода от передней нижней части пилона цилиндрической формы к передней части фюзеляжа цилиндрической формы с радиусом в центральной продольной вертикальной плоскости, находящимся в диапазоне от одного до трех диаметров пилона цилиндрической формы, уменьшает лобовое сопротивление и улучшает летные качества беспилотного летательного аппарата.Making a smooth transition from the front lower part of the cylindrical pylon to the front part of the cylindrical fuselage with a radius in the central longitudinal vertical plane ranging from one to three diameters of the cylindrical pylon reduces drag and improves the flight characteristics of the unmanned aerial vehicle.
Присоединение к передней части пилона цилиндрической формы отсека цилиндрической формы для полезной нагрузки с обтекателем в форме полусферы и с общей продольной осью позволяет реализовать эффективную аэродинамическую конфигурацию беспилотного летательного аппарата с высокими летными характеристиками.Attaching to the front of the cylindrical pylon a cylindrical payload compartment with a hemispherical fairing and a common longitudinal axis allows an efficient aerodynamic configuration of an unmanned aerial vehicle with high flight characteristics to be realized.
Размещение парашютного отсека с посадочным парашютом и с привязной системой парашюта, снабженной устройством отцепа парашюта после приземления, привязными стропами и элементами крепления их к фюзеляжу, в центральной верхней части пилона цилиндрической формы обеспечивает надежный беспрепятственный выпуск и раскрытие парашюта.Placing a parachute compartment with a landing parachute and a parachute tethered system, equipped with a parachute detach device after landing, tethered slings and elements for attaching them to the fuselage, in the central upper part of the cylindrical pylon provides reliable unhindered release and deployment of the parachute.
Снабжение привязной системы парашюта передними и задними привязными стропами разной длины, обеспечивающими при парашютной посадке и касании нижней передней части фюзеляжа земной поверхности наклонное положение беспилотного летательного аппарата в вертикальной плоскости, при котором угол между хвостовой балкой и горизонтальной плоскостью составляет не менее 15 градусов, а также угол между горизонтальной плоскостью и линией, касающейся нижней передней части фюзеляжа и нижней части обтекателя в форме полусферы отсека цилиндрической формы для полезной нагрузки составляет не менее 15 градусов позволяет осуществить надежную безаварийную парашютную посадку. В реальных условиях эксплуатации эволюция беспилотного летательного аппарата по тангажу в вертикальной плоскости, как правило, находится в диапазоне углов, не превышающих 15 градусов вверх и вниз по отношению к горизонтальной плоскости. При наклоне носовой части беспилотного летательного аппарата вниз не повреждается цилиндрический отсек для полезной нагрузки со сферическим обтекателем и размещенная в нем дорогостоящая оптико-электронная система, поскольку в момент приземления они не касаются земной поверхности. При наклоне хвостовой части беспилотного летательного аппарата вниз не ломается хвостовая балка, поскольку в момент приземления она не касается земной поверхности.The supply of the parachute harness system with front and rear harness lines of different lengths, providing, during a parachute landing and touching the lower front part of the fuselage of the earth's surface, an inclined position of the unmanned aerial vehicle in the vertical plane, at which the angle between the tail boom and the horizontal plane is at least 15 degrees, as well as the angle between the horizontal plane and the line touching the lower front part of the fuselage and the lower part of the fairing in the form of a hemisphere of the cylindrical compartment for the payload is at least 15 degrees, which allows for a reliable accident-free parachute landing. In real operating conditions, the evolution of an unmanned aerial vehicle in pitch in the vertical plane, as a rule, is in the range of angles not exceeding 15 degrees up and down with respect to the horizontal plane. When the nose of the unmanned aerial vehicle is tilted down, the cylindrical payload compartment with a spherical fairing and the expensive optoelectronic system located in it are not damaged, since they do not touch the earth's surface at the time of landing. When the tail of the unmanned aerial vehicle is tilted down, the tail boom does not break, since at the time of landing it does not touch the earth's surface.
В привязной системе парашюта предусмотрено использование трех наиболее распространенных вариантов по количеству привязных строп, равноудаленных от центра тяжести беспилотного летательного аппарата: с четырьмя привязными стропами (две спереди и две сзади), с тремя привязными стропами (одна спереди и две сзади) и тремя привязными стропами (две спереди и одна сзади). Длина задних строп выполнена короче длины передних строп настолько, чтобы при парашютной посадке и касании нижней передней части фюзеляжа земной поверхности достигалось наклонное положение беспилотного летательного аппарата в вертикальной плоскости, при котором угол между хвостовой балкой и горизонтальной плоскостью составляет не менее 15 градусов, а также угол между горизонтальной плоскостью и линией, касающейся нижней передней части фюзеляжа и нижней части обтекателя в форме полусферы отсека цилиндрической формы для полезной нагрузки составляет не менее 15 градусов.The parachute harness system provides for the use of the three most common options in terms of the number of harness lines equidistant from the center of gravity of the unmanned aerial vehicle: with four harness lines (two in front and two behind), with three harness lines (one in front and two behind) and three harness lines (two in the front and one in the back). The length of the rear lines is made shorter than the length of the front lines so that when parachuting and touching the lower front part of the fuselage of the earth's surface, an inclined position of the unmanned aerial vehicle in the vertical plane is reached, at which the angle between the tail boom and the horizontal plane is at least 15 degrees, as well as the angle between the horizontal plane and the line touching the lower front part of the fuselage and the lower part of the hemispherical fairing of the cylindrical payload compartment is not less than 15 degrees.
Размещение продольной оси тяги электромотора беспилотного летательного аппарата параллельно продольной оси беспилотного летательного аппарата позволяет осуществлять надежный ручной запуск при энергичном броске беспилотного летательного аппарата вперед и вверх под определенным углом к горизонту с последующим плавным набором высоты и без неудачных падений.Placing the longitudinal axis of the thrust of the electric motor of the unmanned aerial vehicle parallel to the longitudinal axis of the unmanned aerial vehicle allows for a reliable manual launch with an energetic throw of the unmanned aerial vehicle forward and upward at a certain angle to the horizon, followed by a smooth climb and without unsuccessful falls.
Выполнение в малогабаритной авиационной системе отношения длины беспилотного летательного аппарата к размаху крыла в диапазоне от 0,45 до 0,6 обеспечивает высокое аэродинамическое качество беспилотного летательного аппарата.Implementation of the ratio of the length of the unmanned aerial vehicle to the wingspan in the range from 0.45 to 0.6 in a small-sized aviation system provides a high aerodynamic quality of the unmanned aerial vehicle.
Реализация в малогабаритной авиационной системе отношения диаметра фюзеляжа цилиндрической формы беспилотного летательного аппарата к диаметру пилона цилиндрической формы в миделевом сечении выполнено в диапазоне от 0,2 до 0,6 позволяет обеспечить необходимый внутренний объем для оптимального размещения бортового оборудования и бортовых систем беспилотного летательного аппарата при сохранении его высоких летных качеств.The implementation in a small-sized aviation system of the ratio of the diameter of the fuselage of the cylindrical shape of the unmanned aerial vehicle to the diameter of the pylon of the cylindrical shape in the midsection is made in the range from 0.2 to 0.6 makes it possible to provide the necessary internal volume for optimal placement of the on-board equipment and on-board systems of the unmanned aerial vehicle while maintaining its high flying qualities.
За счет изменения отношения диаметра фюзеляжа цилиндрической формы беспилотного летательного аппарата к диаметру пилона цилиндрической формы в миделевом сечении в диапазоне от 0,2 до 0,6 достигается необходимое наклонное положение беспилотного летательного аппарата в вертикальной плоскости, при котором угол между хвостовой балкой и горизонтальной плоскостью составляет не менее 15 градусов, а также угол между горизонтальной плоскостью и линией, касающейся нижней передней части фюзеляжа и нижней части обтекателя в форме полусферы отсека цилиндрической формы для полезной нагрузки составляет не менее 15 градусов при использовании разных полезных нагрузок с разными массогабаритными характеристиками.By changing the ratio of the diameter of the cylindrical fuselage of the unmanned aerial vehicle to the diameter of the cylindrical pylon in the midsection in the range from 0.2 to 0.6, the required inclined position of the unmanned aerial vehicle in the vertical plane is achieved, at which the angle between the tail boom and the horizontal plane is not less than 15 degrees, and also the angle between the horizontal plane and the line touching the lower front part of the fuselage and the lower part of the fairing in the form of a hemisphere of the cylindrical compartment for the payload is not less than 15 degrees when using different payloads with different weight and dimensions.
Конструкция планера беспилотного летательного аппарата в основном выполнена из полимерных композитных материалов, позволяющих получать в процессе изготовления хорошо обтекаемые поверхности. В одном из вариантов исполнения длина беспилотного летательного аппарата составляет 1,2 м, размах крыла – 2,3 м, а взлетная масса – 3,8 кг.The design of the airframe of an unmanned aerial vehicle is mainly made of polymer composite materials, allowing to obtain well-streamlined surfaces during the manufacturing process. In one embodiment, the length of the unmanned aerial vehicle is 1.2 m, the wingspan is 2.3 m, and the take-off weight is 3.8 kg.
Claims (18)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020130450A RU2748623C1 (en) | 2020-09-16 | 2020-09-16 | Small-sized unmanned aircraft system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020130450A RU2748623C1 (en) | 2020-09-16 | 2020-09-16 | Small-sized unmanned aircraft system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2748623C1 true RU2748623C1 (en) | 2021-05-28 |
Family
ID=76301406
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020130450A RU2748623C1 (en) | 2020-09-16 | 2020-09-16 | Small-sized unmanned aircraft system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2748623C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116557715A (en) * | 2023-07-12 | 2023-08-08 | 长春通视光电技术股份有限公司 | Suspension type airtight photoelectric turntable |
| CN117048849A (en) * | 2023-10-13 | 2023-11-14 | 四川腾盾科技有限公司 | Flight test method for propeller-driven unmanned aerial vehicle delivering wing-hanging nacelle |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2191140C1 (en) * | 2001-03-29 | 2002-10-20 | Сухолитко Валентин Афанасьевич | Flying vehicle recovery facility |
| RU127717U1 (en) * | 2012-12-26 | 2013-05-10 | ООО "ИРКУТ Инжиниринг" | SMALL UNMANNED AIRCRAFT SYSTEM |
| WO2014209220A1 (en) * | 2013-06-24 | 2014-12-31 | Singapore Technologies Aerospace Ltd | An unmanned aerial vehicle and a method for landing the same |
| RU2592963C2 (en) * | 2014-09-24 | 2016-07-27 | Александр Валентинович Овинов | Method for parachute landing of drone and drone with electric propulsor and parachute landing system |
| CN109229363A (en) * | 2018-09-11 | 2019-01-18 | 惠州市三航无人机技术研究院 | A kind of double hair hand throwing fixed-wing unmanned planes |
-
2020
- 2020-09-16 RU RU2020130450A patent/RU2748623C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2191140C1 (en) * | 2001-03-29 | 2002-10-20 | Сухолитко Валентин Афанасьевич | Flying vehicle recovery facility |
| RU127717U1 (en) * | 2012-12-26 | 2013-05-10 | ООО "ИРКУТ Инжиниринг" | SMALL UNMANNED AIRCRAFT SYSTEM |
| WO2014209220A1 (en) * | 2013-06-24 | 2014-12-31 | Singapore Technologies Aerospace Ltd | An unmanned aerial vehicle and a method for landing the same |
| RU2592963C2 (en) * | 2014-09-24 | 2016-07-27 | Александр Валентинович Овинов | Method for parachute landing of drone and drone with electric propulsor and parachute landing system |
| CN109229363A (en) * | 2018-09-11 | 2019-01-18 | 惠州市三航无人机技术研究院 | A kind of double hair hand throwing fixed-wing unmanned planes |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116557715A (en) * | 2023-07-12 | 2023-08-08 | 长春通视光电技术股份有限公司 | Suspension type airtight photoelectric turntable |
| CN116557715B (en) * | 2023-07-12 | 2023-10-03 | 长春通视光电技术股份有限公司 | Suspension type airtight photoelectric turntable |
| CN117048849A (en) * | 2023-10-13 | 2023-11-14 | 四川腾盾科技有限公司 | Flight test method for propeller-driven unmanned aerial vehicle delivering wing-hanging nacelle |
| CN117048849B (en) * | 2023-10-13 | 2024-01-23 | 四川腾盾科技有限公司 | Flight test method for propeller-driven unmanned aerial vehicle delivering wing-hanging nacelle |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20230303245A1 (en) | Unmanned supply delivery aircraft | |
| US11420737B2 (en) | High speed multi-rotor vertical takeoff and landing aircraft | |
| US12019439B2 (en) | Free wing multirotor with vertical and horizontal rotors | |
| CN110506003B (en) | Modular aircraft with vertical takeoff and landing capability and method of operating the same | |
| US20210371081A1 (en) | Air-Launched Unmanned Aerial Vehicle | |
| US7530527B2 (en) | Method and device for launching aerial vehicles | |
| US9010683B2 (en) | Rail recovery system for aircraft | |
| US5145129A (en) | Unmanned boom/canard propeller v/stol aircraft | |
| US8434710B2 (en) | Aircraft | |
| US9738383B2 (en) | Remote controlled aerial reconnaissance vehicle | |
| US10377488B1 (en) | Tandem-wing aircraft system with shrouded propeller | |
| KR101646736B1 (en) | Joined wing type unmanned aircraft | |
| EP1827972B1 (en) | Aircraft landing method and device | |
| RU2748623C1 (en) | Small-sized unmanned aircraft system | |
| RU2674742C1 (en) | Aircraft rocket complex with unmanned attack helicopter-airplane | |
| JP7414732B2 (en) | unmanned supply delivery aircraft | |
| RU179906U1 (en) | Modular unmanned aerial vehicle, vertical take-off and landing | |
| CN101734376A (en) | Small multipurpose unmanned aerial vehicle capable of realizing modularized load and parachute recovery | |
| RU132575U1 (en) | SMALL UNMANNED AIRCRAFT SYSTEM | |
| RU2754278C1 (en) | Unmanned aircraft with parachute landing system | |
| RU2793711C1 (en) | Mobile unmanned aerial system for aerial surveillance and reconnaissance | |
| RU226216U1 (en) | MULTI-FUNCTIONAL UNMANNED AIRCRAFT LAUNCHED FROM A TRANSPORT AND LAUNCH CONTAINER | |
| US11767108B2 (en) | Aircraft (drone) | |
| RU221353U1 (en) | Glider-type unmanned aerial vehicle | |
| IL303139A (en) | A free wing multirotor with vertical and horizontal rotors |