Аэродинамическая поверхность беспилотного летательного аппарата

Аэродинамическая поверхность беспилотного летательного аппарата относится к средствам воздействия на аэродинамические свойства беспилотных летательных аппаратов.

В предлагаемой полезной модели аэродинамическая поверхность беспилотного летательного аппарата выполнена в виде монолитной консоли, по крайней мере один профиль которой имеет по крайней мере два сопряженных участка различной толщины, при этом первый участок выполнен более узким, чем второй участок. В частных случаях исполнения первый и второй участки с различной толщиной профиля аэродинамической поверхности могут быть выполнены как равной, так и различной протяженности.

Полезная модель позволяет увеличить коэффициент подъемной силы летательного аппарата С_у до 30%, при увеличении коэффициента силы лобового сопротивления С _х до 10%, уменьшить массу аэродинамической поверхности летательного аппарата до 30%, сохраняя высокую технологичность и экономичность процесса изготовления, присущую изготовлению монолитных аэродинамических поверхностей беспилотных летательных аппаратов.

Аэродинамическая поверхность беспилотного летательного аппарата относится к средствам воздействия на аэродинамические свойства беспилотных летательных аппаратов, в том числе летательных аппаратов ракетного типа.

Из уровня техники известна аэродинамическая поверхность ракеты Х-25 («Шесть десятилетий истории», Г.С.Павлова, В.В.Остапенко, С.М.Виноградов, ООО «Издательство «Русская история», 2002 г., стр.224-225), выполненная в виде монолитной консоли.

Также известна аэродинамическая поверхность беспилотного летательного аппарата («Аэродинамика и конструкция летательных аппаратов», С.И.Зоншайн, издательство «Высшая школа», Москва, 1966, стр.316-317), выполненная в виде монолитной консоли без внутренних пустот, штампованной, фрезерованной или литой, которая выбрана в качестве прототипа.

Недостатками как аналога, так и прототипа являются неоптимизированные массовые и центровочные характеристики монолитных аэродинамических поверхностей.

Задачей, на решение которой направлена полезная модель, является получение монолитной аэродинамической поверхности беспилотного летательного аппарата с любыми заданными аэродинамическими, противофлаттерными и центровочными характеристиками.

Задача решается за счет того, что в предлагаемом техническом решении аэродинамическая поверхность беспилотного летательного аппарата выполнена в виде монолитной консоли, причем по крайней мере один профиль аэродинамической поверхности имеет по крайней мере два сопряженных участка различной толщины, при этом первый участок выполнен более узким, чем второй участок.

В одном из частных случаев исполнения первый более узкий участок профиля аэродинамической поверхности выполнен более протяженным, чем второй участок профиля. В другом из частных случаев исполнения первый более узкий участок профиля аэродинамической поверхности выполнен равным по протяженности второму участку профиля. В третьем из частных случаев исполнения первый более узкий участок профиля аэродинамической поверхности выполнен менее протяженным, чем второй участок профиля.

Таким образом, за счет предложенного технического решения становится возможным получение монолитной аэродинамической поверхности с любыми заданными аэродинамическими, противофлаттерными и центровочными характеристиками. При этом сохраняется высокая технологичность и экономичность процесса изготовления аэродинамической поверхности, свойственная изготовлению именно монолитных аэродинамических поверхностей.

Сущность предлагаемой полезной модели поясняется графическими материалами, где на фиг.1 изображен вид сбоку предлагаемой аэродинамической поверхности беспилотного летательного аппарата, на фиг.2 - изображен один из профилей аэродинамической поверхности с участками различной толщины.

Аэродинамическая поверхность (1) беспилотного летательного аппарата (БПЛА) (2) выполнена в виде монолитной консоли, например,

крыла, которая установлена на корпусе БПЛА (2), причем по крайней мере один профиль аэродинамической поверхности (1) имеет по крайней мере два сопряженных участка различной толщины, при этом первый участок (3) выполнен более узким, чем второй участок (4).

Взаимная протяженность первого более узкого участка (3) и второго более широкого участка (4) по крайней мере одного из профилей аэродинамической поверхности (1) может быть различной. Участки (3, 4) могут быть выполнены как одинаковыми по протяженности, так и разными, в зависимости от задаваемых центровочных характеристик.

В зависимости от конкретных условий полета БПЛА (2) за счет предлагаемого технического решения аэродинамическая поверхность (1) с одной или с обеих ее сторон содержит участки меньшей и большей толщины (3, 4), которые могут выполнять роль облегченных и силовых элементов. При этом их расположение по аэродинамической поверхности (1) может быть различным и определяется в зависимости от конкретных задаваемых условий и режимов полета БПЛА (2). Например, участки меньшей толщины (3) и участки большей толщины (4) могут быть выполнены с обеих сторон аэродинамической поверхности (1) симметрично. Также участки меньшей толщины (3) и участки большей толщины (4) могут занимать не всю аэродинамическую поверхность (1), а только ее определенную часть (см. фиг.1). Участки (3, 4) могут быть расположены как по вектору местных скоростей, так и любым другим образом относительно направления полета БПЛА (2). Аэродинамическая поверхность (1) также может содержать корневую часть (5), на которой могут быть выполнены узлы крепления (6) аэродинамической поверхности (1) к БПЛА (2).

Аэродинамическая поверхность (1) БПЛА (2) (на примере крыла) работает следующим образом. При обтекании аэродинамической

поверхности (1) БПЛА (2) на больших углах атаки на поверхности разряжения при острой передней кромке аэродинамической поверхности (1) происходит полный срыв потока и подъемная сила создается только за счет повышенного давления на поверхности подпора аэродинамической поверхности (1) БПЛА (2). При этом воздушный поток заметно движется по поверхности подпора вдоль размаха аэродинамической поверхности (1) по направлению к ее законцовке. В этом случае ребро, образованное за счет участков профилей аэродинамической поверхности (1) большей толщины (4), препятствует перетеканию воздуха вдоль размаха аэродинамической поверхности (1) БПЛА (2) и, таким образом, срыв потока с аэродинамической поверхности (1) затягивается в область больших углов атаки. В приведенном примере ребро, образованное за счет участков профилей аэродинамической поверхности (1) большей толщины (4) работает как аэродинамический гребень на аэродинамической поверхности (1), предотвращающий перетекание пограничного слоя к законцовке аэродинамической поверхности (1) БПЛА (2).

При использовании рассматриваемого технического решения подъемная сила С _у увеличивается приблизительно на 30%, сила лобового сопротивления С_х увеличивается незначительно - приблизительно на 10%, аэродинамическая поверхность БПЛА становится легче приблизительно на 30%, при этом сохраняется высокая технологичность и экономичность процесса ее изготовления, присущая изготовлению монолитных аэродинамических поверхностей БПЛА.

Предлагаемая полезная модель может найти широкое применение в области производства аэродинамических поверхностей БПЛА, особенно для монорежимных БПЛА ракетного типа.

1. Аэродинамическая поверхность беспилотного летательного аппарата, выполненная в виде монолитной консоли, отличающаяся тем, что по крайней мере один профиль аэродинамической поверхности имеет по крайней мере два сопряженных участка различной толщины, при этом первый участок выполнен более узким, чем второй участок.

2. Аэродинамическая поверхность беспилотного летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что первый более узкий участок профиля аэродинамической поверхности выполнен более протяженным, чем второй участок профиля.

3. Аэродинамическая поверхность беспилотного летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что первый более узкий участок профиля аэродинамической поверхности выполнен равным по протяженности второму участку профиля.

4. Аэродинамическая поверхность беспилотного летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что первый более узкий участок профиля аэродинамической поверхности выполнен менее протяженным, чем второй участок профиля.