Летательные аппараты, не предусмотренные в других рубриках: .самолеты типа "летающее крыло" – B64C 39/10

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит две тандемно расположенные несущие поверхности - переднюю и заднюю, выполненные с возможностью создания положительной подъемной силы. Передняя несущая поверхность состоит из двух консолей. Консоли выполнены с возможностью их установки на большие углы атаки по отношению к задней. При этом консоли своими корневыми хордами примыкают к концевым хордам задней несущей поверхности ближе к передней кромке. Передняя несущая поверхность имеет меньшую по величине корневую хорду, чем концевая хорда задней. Двигатель ЛА размещен в мотогондоле, прикрепленной к крылу с его передней нижней стороны посредством пилона. Пилон расположен в плоскости симметрии ЛА. Передняя (носовая) опора шасси прикреплена к мотогондоле или к пилону двигателя. Пассажирская или грузовая кабина размещена внутри крыла. Крыло ЛА имеет нервюры арочного типа, между которыми имеются продольные проходы для пассажиров. Проходы углубленны по отношению к внутреннему контуру арочных нервюр в направлении внешнего контура арочных нервюр. Линия пола проходов разбита на несколько участков, находящихся на разных уровнях. Достигается устойчивость по тангажу, увеличение аэродинамического качества задней несущей поверхности и ЛА в целом, снижение веса шасси и ЛА в целом. 3 н. и 12 з. п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к летальным аппаратам тяжелее воздуха и касается аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат выполнен по схеме «летающее крыло» и содержит силовые агрегаты, шасси, кабину, механизм управления, расположенный по всей задней кромке крыла, три винта, вал, через который осуществляется привод и обеспечивается синхронная работа винтов от силовых агрегатов. Три винта расположены в профилированных кольцах. Летательный аппарат выполнен с круглым в плане разрезным крылом, состоящим из основного крыла и предкрылка. Передняя кромка основного крыла имеет форму параболы. На концах основного крыла установлены цельноповоротные элероны, а вдоль всего размаха выполнен профилированный канал. Канал оснащен в нижней части клапаном, связанным с датчиком срыва тока на верхней части крыла. Предкрылок выполнен из четырех цельноповоротных секций. Механизм управления выполнен из элевонов. Элевоны правой и левой плоскостей работают попарно и синхронно. Достигается повышение надежности и безопасности летального аппарата, улучшение поперечной и продольной управляемости и устойчивости, маневренности, рациональное использование полезных объемов для размещения полезной нагрузки внутри крыла и на внешних подвесках. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации. Беспилотный комбинированный летательный аппарат содержит корпус, силовую установку с винтовым толкающим движителем, расположенным в хвостовой части фюзеляжа, и систему управления. Корпус в форме летающего крыла выполнен многосекционным из набора стрингеров, закрепленных на жесткой углепластиковой основе, сверху обтянут тонкой пленкой на тканевой основе, представляющей кремниевую солнечную батарею. Внутри корпус разделен на герметичные, заполненные подъемным газом отсеки, и негерметичные отсеки, имеющие воздухозаборник в носовой части, в средней части тепловые элементы для нагрева воздуха и сопло в задней части. Изобретение направлено на увеличение длительности зависания над заданной точкой. 2 ил.

Изобретение относится к беспилотному летательному аппарату (БПЛА), устанавливаемому на его борту блоку видеоаппаратуры и катапультам для запуска БПЛА. БПЛА выполнен по схеме летающее крыло. Носовая часть БПЛА сформирована путем увеличения хорды крыла за счет большей стреловидности передней кромки по сравнению с остальной частью крыла. Передний контур носовой и консольной частей крыла выполнены с однотипным аэродинамическим профилем. Аэродинамический профиль на крыле выполнен с S-образной средней линией, который в месте перехода крыла в вертикальное оперение выполнен с меньшей второй кривизной S-образной средней линии. Вертикальное оперение образовано поворотом концевых частей консоли (концевые шайбы). На крыле установлен блок видеоаппаратуры, содержащий видеоаппаратуру, оснащенную средствами ее поворота в продольной и боковой плоскостях. Блок видеоаппаратуры содержит не менее двух видеокамер, имеющих объективы с разными увеличениями. Блок оснащен внешней и внутренней рамками. Внутренняя рамка соединена с возможностью поворота относительно внешней рамки. Объективы всех видеокамер соединены между собой тягой и шарнирно соединены с внутренней рамкой. Оси шарниров поворота камер относительно внутренней рамки и соединение объективов с тягой выполнены в виде параллелограмного механизма. Катапульта для запуска БПЛА содержит короб, каретку для установки, гибкую связь, соединяющую каретку с источником энергии. Короб выполнен составным и содержит незамкнутый короб и крышку. Короб оснащен направляющими, а каретка оснащена колесами, взаимодействующими с направляющими. Достигается повышение эффективности эксплуатации БПЛА, его полезной нагрузки и взлетных устройств БПЛА, в частности повышение аэродинамического качества БПЛА, сокращение времени на увеличение размера видеоизображения, упрощение конструкции и повышение надежности при эксплуатации катапульт в полевых условиях. 4 н. и 19 з.п. ф-лы, 30 ил.

Изобретение относится к области авиации. Беспилотный летательный аппарат содержит крыло, выполненное с единой передней кромкой большой стреловидности и задней кромкой меньшей обратной стреловидности, двухкилевое хвостовое оперение, рули на килях хвостового оперения и элевоны в хвостовой части. Кили завалены к плоскости симметрии аппарата под углом к вертикали больше 45° и соединены в концевом сечении, Задняя кромка хвостовой части составляет с передней кромкой крыла угол 92-95°. Рули и элевоны использованы в качестве органов продольного, поперечного и путевого управления. Изобретение направлено на повышение эффективности органов управления. 8 ил.

Изобретение относится к области авиации. Летающая машина состоит из корпуса, выполненного в виде крыла большой ширины, ограниченного стенками, с образованием выпуклой пластиной канала над корпусом, двигателя с винтами или турбиной, управляющих лопастей. В конце канала расположено крыло, состоящее из двух половин, изменяющих направление обтекаемого потока по вертикали. Для изменения направления потока по горизонтали используются створки. Достигается упрощение изготовления конструкции и улучшение летно-технических характеристик. 2 ил.

Изобретение относится к авиации, а именно к малозаметным беспилотным летательным аппаратам. Малозаметный беспилотный летательный аппарат выполнен по аэродинамической схеме «летающее крыло» по форме в горизонтальной плоскости в виде ромба, все четыре кромки крыла которого равны между собой по длине, а передние кромки крыла параллельны противоположно расположенным задним кромкам крыла. Передние кромки крыла образуют с прямой, перпендикулярной продольной оси, углы в 40 градусов. Каждый из элевонов на задних кромках крыла выполнен из трех секций с отдельным и независимым управлением каждой секцией. Входные отверстия воздухозаборников выполнены не выступающими за плавный обвод верхней поверхности летательного аппарата, по форме на виде сверху они представляют собой треугольники. Плоское выходное сопло выполнено не выходящим за обводы центропланной части крыла, а его нижняя кромка совпадает с задней кромкой центропланной части крыла. Достигается снижение заметности беспилотного летательного аппарата, повышение устойчивости и управляемости в полете. 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет сформирован как единая (интегральная) пространственная система из эллипсообразного фюзеляжа с отношением высоты к ширине от 1:2 до 1:4 и крыла с удлинением =7-11 и сужением =3-4. Система в продольных сечениях состоит из составных профилей, модифицированных таким образом, чтобы профили фюзеляжа и корневой профиль крыла обеспечивали выполнение условий максимума значений Мк* и Mzo при умеренных значениях Cy max, а концевой профиль обеспечивал выполнение условие максимума Cy max. Профили имеют отрицательную вогнутость f~0,015-0,02 в сечениях профиля, положение которой меняется от оси самолета по размаху крыла от Х=0,6 для корневого профиля до Х=0,9 у концевого профиля крыла. Относительная толщина профиля фюзеляжа не превышает С~0,17 и профилей крыла не превышает С~0,15. Углы наклона верхней поверхности у задней кромки любой поверхности самолета не превышают величины <6 градусов. Изобретение направлено на повышение устойчивости и управляемости. 5 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат содержит фюзеляж с подъемно-маршевыми вентиляторами, кабину, П-образное хвостовое оперение и газонаполненое лыжное шасси с адаптивным пневмоамортизатором. Фюзеляж выполнен в виде аэродинамического крыла малого удлинения, над верхней хвостовой частью которого размещены управляемые решетчатые крылья, ограниченные по концевым участкам вертикальным хвостовым оперением, между плоскостями которого за решеткой крыльев установлены управляемые поворотные подъемно-маршевые вентиляторы в кольцах. На нижней поверхности крыла выполнены для подъемно-маршевых вентиляторов диффузорные каналы с управляемыми элерон-лопатками. Управление аппаратом ручное и автоматическое в соответствии с синергетическими законами единства процессов адаптации и управления. Изобретение направлено на повышение безопасности, надежности и эффективности управления в условиях турбулентной атмосферы. 15 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Система управления летательным аппаратом включает в себя корпус летательного аппарата, первую и вторую несущие поверхности. По меньшей мере часть первой и второй несущих поверхностей имеет возможность управляемого отклонения с тем, чтобы при совершении эволюции по крену первая несущая поверхность создавала прирост подъемной силы и обусловленный им прирост аэродинамического сопротивления, а вторая несущая поверхность - отрицательную подъемную силу и обусловленный ей прирост аэродинамического сопротивления. При этом прирост подъемной силы и уменьшение подъемной силы создают поперечный момент, а прирост аэродинамического сопротивления на второй несущей поверхности создает путевой момент, уравновешивающий путевой момент, создаваемый приростом аэродинамического сопротивления на первой несущей поверхности. Сила аэродинамического сопротивления на опускающемся полукрыле может уравновешивать силу аэродинамического сопротивления на поднимающемся полукрыле благодаря уменьшению площади аэродинамической поверхности, создающей направленную вниз силу. Вследствие этого данную поверхность приходится отклонять на величину, не только уменьшающую положительную подъемную силу, но и действительно создающую отрицательную подъемную силу. Таким образом, группа изобретений позволяет осуществлять кренение летательного аппарата, не сопровождающееся существенным изменением путевого момента летательного аппарата. 3 н. и 32 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации. Самолет содержит несущий фюзеляж, крыло и двигатель. Фюзеляж и крыло построены с использованием двух парабол. Крыло имеет штанги с демпфирующими устройствами в узлах крепления к аэродинамическому центру фюзеляжа. Использование парабол позволяет повысить аэродинамические качества самолета. 1 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области самолетостроения. Самолет содержит фюзеляж, двигательную установку, шасси и руль направления. Фюзеляж выполнен в виде тонкостенного конуса с углом при вершине 140-150 градусов, расположенного вершиной вниз, а основанием вверх. Внутри фюзеляжа размещен салон для экипажа, груза, органов управления и оборудования. На конусе имеются поворотные пластины для управления по тангажу и по крену. Изобретение направлено на повышение безопасности полета. 2 ил.

Самолет содержит плоский фюзеляж и турбореактивные двигатели. Фюзеляж вытянут по продольной оси, имеет кресла, перед которыми пассажиры пригибаются, и проход для пассажиров в полный рост. Турбореактивные двигатели предназначены для забора воздушного потока над фюзеляжем. По краям фюзеляжа установлены вертикальные стенки с переходом по наклонной траектории к продольной оси, не замыкая полностью внутреннюю полость до верхней точки. Технический результат - уменьшение лобового сопротивления. 3 ил.

Изобретение относится к беспилотным летательных аппаратов (БЛА) аэродинамического типа. БЛА содержит удлиненный в продольном направлении центральный связующий узел, в задней части которого установлен управляемый импеллер, а в передней части расположен отсек для полезной нагрузки. Крылья БЛА прикреплены к боковым поверхностям центрального связующего узла, ориентированы перпендикулярно продольной оси центрального связующего узла и лежат с ней в одной горизонтальной плоскости. Посадочное приспособление выполнено с возможностью поглощения кинетической энергии БЛА при его контакте с земной поверхностью, при столкновении в полете с другими летательными аппаратами и иными подвижными или неподвижными объектами. В частном случае реализации посадочное приспособление состоит из первого и второго защитных обручей, которые идентичны по форме и размеру, расположены соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях и жестко скреплены друг с другом в точках пересечения. Внешние концы крыльев БЛА закреплены на диаметрально противоположных сегментах первого защитного обруча. Верхняя и нижняя точки второго защитного обруча соединены с центральным связующим узлом штырями. Центральный связующий узел выполнен из углепластика или стеклопластика, крылья - из прочного синтетического материала, например лавсана, а обручи и штыри - из жесткого упругого материала, например углепластика. Изобретение позволяет создать БЛА с высокоэффективной защитой как при посадке - от ударов о земную поверхность, так и в полете - от столкновений с другими подвижными или неподвижными объектами. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к воздухоплаванию, а именно к конструированию летательных аппаратов, пригодных к полетам как в плотной атмосфере, так и разреженной. Фюзеляж снабжен крыльями и стабилизаторами и выполнен в виде центрального диска из двух сферических поверхностей разной кривизны, сопряженных с крыльями, стабилизаторами, вращающимся носовым конусом и кормовым дугообразным сектором, образующим вместе с плоскими соплами двигателей разделительную поверхность. Верхняя поверхность дополнительно снабжена щелевой поворотной поверхностью, центральная часть верхней поверхности выполнена вращающейся, с установленными на ней лопастями центробежного воздушного компрессора, отсасывающего пограничный слой, а кормовой сектор снабжен наклонными сопловыми отверстиями и поворотным тормозным щитком. Технический результат - упрощение конструкции системы управления пограничным слоем, снижение ее энергоемкости и повышение маневренности летательного аппарата. 4 ил.