Беспилотный дисколет - RU165674U1
Код документа: RU165674U1
Чертежи
Описание
Полезная модель относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха, вертикального (короткого) взлета и посадки, преимущественно к легкомоторным, беспилотным, например, одноразовой летающей мишени, беспилотного самолета - снаряда, ретранслятора и других целевых нагрузок.
Известен дисколет вертикального взлета и посадки, преимущественно беспилотный, с адаптивным крылом и силовой установкой, включающей двигатели и центробежные компрессоры, выполненные с возможностью изменения вектора тяги соответствующими механизмами и управления пограничным слоем, отличающийся тем, что адаптивное крыло выполнено с круглым или овальным в плане очертанием, с координатами поверхности на линиях второго порядка, причем плоскость, в которой лежит каждая линия, перпендикулярна плоскости контура продольного профиля крыла, а пересечение линий расположено в носовой части дисколета, силовая установка включает воздушно-реактивный двигатель, который через устройство отбора мощности и воздуховод интегрирован с пневмоприводом центробежного компрессора, который оснащен мотор-генератором или супермаховиком и соплом с заслонками для изменения вектора тяги с вертикального на поступательное, при этом верхняя часть дисколета имеет в разрезном крыле щели, используемые в качестве воздухозаборников центробежных компрессоров и для управления пограничным слоем, см. патент РФ №2364551. К недостаткам этого технического решения следует отнести малое участие крыла в создании подъемной силы при взлете и посадке.
Известен немецкий самолет-снаряд Фау-1, см. https://ru.wikipedia.org/wiki/ Фау-1, фюзеляж которого был выполнен по обычной аэродинамической схеме и представлял собой веретенообразное тело вращения. Этот самолет является наиболее известным летательным аппаратом, оснащенным пульсирующим воздушно-реактивным двигателем (ПуВРД). Выбор этого типа двигателя был продиктован, главным образом, простотой конструкции и, как следствие, малыми трудозатратами на изготовление. ПуВРД представлял собой камеру сгорания с входными клапанами и длинное цилиндрическое выходное сопло. Цикл работы ПуВРД состоял из следующих фаз: клапаны открывались и в камеру сгорания поступал воздух и топливо, образуя воздушно-топливная смесь, после чего смесь поджигалась с помощью искры свечи зажигания, при этом образовавшееся избыточное давление закрывало клапан, а горячие продукты сгорания выходили через сопло и создавали реактивную тягу.
Данное техническое решение принято нами в качестве прототипа.
Недостатком прототипа, равно как и всех других известных летательных аппаратов с ПуВРД, является размещение пульсирующего двигателя, в котором используется камера сгорания с входными клапанами над веретенообразным фюзеляжем, что, с одной стороны, увеличивает пикирующий момент и, с другой стороны, существенным ограничением является также то, что этот двигатель требует разгона до рабочей скорости 100 м/с и его использование ограничено скоростью порядка 250 м/с. Кроме того, фюзеляж не является несущим и не создает подъемной силы, что уменьшает полезную нагрузку и дальность полета.
Задача полезной модели заключается в создании беспилотной летающей платформы - простой, дешевой, высокоскоростной, высокоманевренной, с возможностью вертикального взлета «с хвоста», возможностью «парения» и планирования с выключенным двигателем.
Сущность заявляемой полезной модели как технического решения выражается в следующей совокупности существенных признаков, достаточной для достижения указанного выше обеспечиваемого полезной моделью технического результата.
Беспилотный дисколет, включающий адаптивное дискообразное крыло, органы управления и силовую установку, характеризующийся тем, что адаптивное крыло выполнено с продольным профилем крыла самолета, органы управления выполнены в виде двух расщепляемых рулей направления и элевонов, размещенных на задней кромке крыла симметрично относительно продольной оси крыла, а силовая установка выполнена в виде двухконтурного пульсирующего бесклапанного воздушно реактивного двигателя, размещенного и укрепленного в вырезе, выполненным в задней кромке крыла, в котором камера сгорания выполнена двухконтурной, первый ее контур выполнен в виде полого тела со стенками в форме эллиптического параболоида, а второй контур выполнен в виде сверхзвукового сопла Лаваля, ориентированного по главной оси параболоида, при этом докритический участок сверхзвукового сопла размещен внутри параболоида в первом контуре камеры сгорания с зазором относительно внутренней поверхности его стенок, а его закритический участок размещен вне параболоида, при этом запальная свеча зажигания и форсунки для топлива размещены в полости первого контура камеры сгорания.
В этом заключается совокупность существенных признаков полезной модели, обеспечивающая получение технического результата во всех случаях, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны.
Обеспечиваемый полезной моделью технический результат заключается в том, что, несущее дискообразное крыло позволяет существенно увеличить полезную нагрузку. Круглая в плане форма и размещение двигателя в вырезе в хвостовой части, вдоль продольной оси аппарата дает еще два преимущества. Первое - устойчивый полет на любом угле атаки, вплоть до 90 градусов, что исключает штопор даже на самых малых скоростях. Это достоинство схемы хорошо известно. Применение в данной конструкции двухконтурного бесклапанного пульсирующего воздушно реактивного двигателя позволяет обеспечить достаточную тягу на нулевой скорости, вплоть до вертикального взлета «с хвоста», снизить вибрацию от момента сил при разновременных колебаниях газового столба, уменьшить лобовое сопротивление за счет того, что наружная поверхность первого контура камеры сгорания представляет собой поверхность с низким коэффициентом аэродинамического сопротивления.
Сущность полезной модели поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен общий вид заявленного дисколета, на фиг. 2 - вид заявленного дисколета в плане, на фиг. 3 - продольный разрез по двухконтурному пульсирующему воздушно-реактивному двигателю.
Беспилотный дисколет включает адаптивное дискообразное крыло 1, выполненное с продольным профилем крыла самолета, Органы управления диско лета выполнены в виде двух расщепляемых рулей направления 2 и -элевонов 3, размещенных на задней кромке крыла 1 симметрично относительно продольной его оси. Силовая установка выполнена в виде двухконтурного бесклапанного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя 4, размещенного и укрепленного в вырезе 5, выполненным в задней кромке крыла между элевонами 3. Двухконтурный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель содержит камеру сгорания 6, которая выполнена двухконтурной, первый ее контур выполнен в виде полого тела 7 со стенками в форме эллиптического параболоида, а второй контур выполнен в виде сверхзвукового сопла Лаваля 8, ориентированного по главной оси параболоида 7. Докритический участок 9 сверхзвукового сопла 8 размещен внутри параболоида 7 в первом контуре камеры сгорания 6 с зазором относительно внутренней поверхности его стенок, а его закритический участок 10 размещен вне параболоида 7. Запальная свеча зажигания 11 и форсунки 12 для топлива размещены в полости первого контура камеры сгорания 6.
Заявленное устройство работает следующим образом.
Смесь воздуха и топлива поджигается в камере сгорания 6. Свеча зажигания 11 нужна только для запуска, дальнейшее горение поддерживается горячими газами, которые присутствуют в камере сгорания 6 постоянно, а также раскаленными конструкциями двигателя. Смесь топлива и воздуха сгорает и, образовавшиеся в процессе сгорания топливовоздушной смеси газы, расширяясь выходят как из открытой части параболической камеры сгорания 6 (первый контур), так и из сверхзвукового сопла 8 (второй контур), создавая необходимую тягу.
Газы из первого контура камеры сгорания 6 выходят сразу, в то время как газы во втором контуре продолжают движение в длинном сверхзвуковом сопле 8, создавая тем самым разрежение в камере сгорания 6. Свежая порция воздуха засасывается в камеру сгорания 6, через зазор между внутренней стенкой параболоида 7 и сверхзвуковым соплом 8, куда также через форсунки 12 впрыскивается топливо. В то же самое время из второго контура камеры сгорания 6 часть газов возвращается назад за счет колебательного процесса, в результате чего новая порция топливовоздушной смеси сжимается и цикл повторяется.
Запуск беспилотного дисколета осуществляют с катапульты или направляющего устройства при запущенном двигателе, или с самолета (вертолета). Возможен взлет «с хвоста» под управлением элевонов 3. Полет осуществляется по самолетному принципу. Заявленный беспилотный дисколет может парить и медленно управляемо планировать с большой высоты с выключенным двигателем при малой нагрузке на крыло, Посадка может быть осуществлена на лыжу или с парашютом.
Заявленный беспилотный дисколет представляет собой конструктивно простую, дешевую, высокоскоростную и высокоманевренную летающую платформу, потребность в которых существенно возрастает при необходимости выполнения разведывательной, картографической и других видов деятельности.
Реферат
Беспилотный дисколет, включающий адаптивное дискообразное крыло, органы управления и силовую установку, отличающийся тем, что адаптивное крыло выполнено с продольным профилем крыла самолета, органы управления выполнены в виде двух расщепляемых рулей направления и элевонов, размещенных на задней кромке крыла симметрично относительно продольной оси крыла, а силовая установка выполнена в виде двухконтурного пульсирующего бесклапанного воздушно реактивного двигателя, размещенного и укрепленного в вырезе, выполненном в задней кромке крыла, в котором камера сгорания выполнена двухконтурной, первый ее контур выполнен в виде полого тела со стенками в форме эллиптического параболоида, а второй контур выполнен в виде сверхзвукового сопла Лаваля, ориентированного по главной оси параболоида, при этом докритический участок сверхзвукового сопла размещен внутри параболоида в первом контуре камеры сгорания с зазором относительно внутренней поверхности его стенок, а его закритический участок размещен вне параболоида, при этом запальная свеча зажигания и форсунки для топлива размещены в полости первого контура камеры сгорания.
Формула
