способ посадки беспилотного летательного аппарата аэродинамического типа

Формула изобретения

1. Способ посадки беспилотного летательного аппарата (БЛА) аэродинамического типа, при котором до начала полета БЛА на его борту устанавливают электронную аппаратуру наведения, а на посадочной площадке размещают наземное посадочное оборудование, в самолетном режиме осуществляют горизонтальный полет и заход на посадку, на заключительном участке посадки с помощью бортовой электронной аппаратуры наведения и наземного посадочного оборудования наводят БЛА на посадочную площадку и путем гашения кинетической энергии движения БЛА с использованием тормозного механизма осуществляют мягкую посадку БЛА на посадочную площадку, отличающийся тем, что после начала наведения БЛА на посадочную площадку с помощью силовой установки и аэродинамических органов управления БЛА переводят его в режим авторотации с прецессией относительно вертикально направленного вектора скорости его поступательного движения, после чего с помощью аэродинамических органов управления БЛА уменьшают скорость его вертикального движения относительно земли до значений, обеспечивающих возможность полного гашения кинетической энергии БЛА при его мягкой посадке.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве бортовой электронной аппаратуры наведения используют систему видеонаблюдения, содержащую бортовой датчик-видеомодуль, в состав которого входят видеокамера с оптической системой и видеопроцессор изображений.

3. Способ по п.2, отличающийся тем, что в качестве наземного посадочного оборудования используют один или несколько оптических отражателей, например зеркал, которые располагают соответственно в желаемой точке приземления либо в виде заданной геометрической фигуры - по периметру или внутри посадочной площадки.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что для перевода БЛА в режим авторотации синхронно поворачивают плоскости его крыльев во встречных направлениях относительно их продольных осей на углы, не превышающие 90°, а после перевода БЛА в режим авторотации выставляют плоскости крыльев перпендикулярно продольной оси БЛА.

5. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве тормозного механизма используют механическую пружину, которую перед началом полета БЛА устанавливают в носовой части БЛА вдоль его продольной оси, выпускают механическую пружину при приземлении БЛА по команде системы видеонаведения непосредственно перед касанием поверхности посадочной площадки и таким образом гасят кинетическую энергию БЛА, обеспечивая его мягкую посадку в вертикальном положении.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к способам посадки беспилотных летательных аппаратов (БЛА) аэродинамического типа, в частности, к способам посадки сверхлегких (массой не более одного килограмма) БЛА, оснащенных бортовыми электронными устройствами наблюдения, навигации и автоматического управления полетом.

Известен способ посадки БЛА с помощью парашютной системы (например, информационный бюллетень "Иностранная печать об экономическом, научно-техническом и военном потенциале...", серия "Технические средства разведывательных служб капиталистических государств", Москва, 1998, №6, с.21), при котором на БЛА предварительно устанавливают парашютную систему, при посадке раскрывают парашют и с его помощью гасят скорость приземления БЛА до допустимого значения.

Недостатком этого способа является увеличение общей массы БЛА за счет массы парашютной системы, приводящее к необходимости существенного уменьшения массы полезной нагрузки. Из-за указанных массогабаритных ограничений использование для посадки парашютной системы на сверхлегких БЛА затруднительно.

Другой известный способ посадки БЛА (как малой, так и большой массы) основан на гашении относительной скорости за счет скоординированного с полетом БЛА движения посадочной площадки. К этому классу технических решений относится, например, способ посадки БЛА по японскому патенту JP №2001354199, В 64 F 1/00, В 63 В 35/50, В 64 С 13/18. Этот способ основан на движении посадочной площадки, роль которой выполняет палуба надводного судна (например, корабля, баржи), со скоростью, близкой к горизонтальной составляющей скорости БЛА на заключительном участке посадки. При этом измеряют горизонтальную составляющую скорости БЛА и регулируют скорость движения судна таким образом, чтобы относительная скорость сближения БЛА и поверхности палубы судна стремилась к нулю.

Очевидно, что такой способ может иметь весьма ограниченное применение, и его использование создает значительные неудобства для объекта, используемого в качестве посадочной площадки.

Для устранения этого недостатка в качестве посадочной площадки используют подвижную платформу, на которой устанавливают вертикальную раму с посадочной сетью, выполненную с возможностью поворота вокруг вертикальной оси и горизонтального перемещения по закрепленным на платформе направляющим. На борту БЛА и на платформе устанавливают специальные электронные посадочные средства (оптические или радиолокационные). Эти средства позволяют дистанционно контролировать относительное местоположение и скорость сближения БЛА с сетью и управлять как движением рамы с сетью, так и БЛА на конечном участке захода на посадку таким образом, чтобы БЛА при посадке не получил бы механических повреждений.

Так, в известном способе посадки БЛА путем улавливания его в вертикальную сеть, описанном в обзоре "Дистанционно пилотируемые летательные аппараты капиталистических стран", под ред. Федосова Е.А., Москва, Научно-информационный центр, 1989, с.51-61, в носовой части БЛА устанавливают импульсный источник излучения, работающий в ближней инфракрасной (ИК) области спектра. На посадочной площадке устанавливают платформу с направляющими, которая в процессе посадки БЛА остается неподвижной. На платформу устанавливают вертикальную раму, выполненную с возможностью вращения вокруг вертикальной оси, и привод для этого вращения. На раму устанавливают два ИК-приемника, вертикальную посадочную сеть, выполненную с возможностью ее горизонтального перемещения по направляющим, закрепленным на платформе, вычислитель и тормозное устройство, которое тросами соединяют с сетью. С помощью привода раму предварительно поворачивают по направлению ветра. На конечном участке захода БЛА на посадку путем дистанционного управления с земли выводят его в зону действия ИК-приемников, измеряют с их помощью угол возвышения и боковое смещение БЛА относительно центра сети, вычисляют значения отклонений БЛА от запрограммированной траектории захода на посадку и передают эти данные на борт БЛА для обеспечения его попадания в сеть. При входе БЛА в сеть перемещают последнюю вдоль направляющих рамы, гасят кинетическую энергию движения БЛА за счет вытягивания тросов тормозного устройства и высвобождают из сети попавшийся в нее БЛА.

К этому же классу технических решений относится усовершенствованный способ посадки БЛА в сеть по патенту RU №2208555, В 64 F 1/18, В 64 С 13/20, G 08 C 5/02.

Он отличается от описанного выше аналога тем, что с целью повышения вероятности неповреждения БЛА при его посадке в сеть, платформу устанавливают с возможностью поступательного перемещения по направлению горизонтальной оси, перпендикулярной плоскости этой сети, дополнительно устанавливают привод перемещения платформы, на раме дополнительно устанавливают датчик линейного ускорения, ось чувствительности которого выставляют по направлению поступательного перемещения платформы, дальномер и датчик начала вытягивания тросов тормозного устройства, в вычислитель заблаговременно вводят значение максимальной дальности действия ИК-приемников в простых метеорологических условиях, определяют текущее значение скорости сближения БЛА с платформой, запоминают в вычислителе значения дальности и скорости БЛА в момент его входа в зону действия ИК-приемников, с использованием полученных величин вычисляют требуемое значение ускорения поступательного перемещения платформы в направлении вектора горизонтальной составляющей скорости сближения БЛА с платформой, включают привод поступательного перемещения платформы, с помощью которого поступательно перемещают платформу в этом направлении, с помощью датчика линейного ускорения измеряют текущие значения ускорения и скорости этого перемещения, вычисляют разность текущего и требуемого значений скоростей, управляют этим приводом, стремясь уменьшить указанную разность до нуля, и в момент попадания БЛА в сеть выключают привод по сигналу от датчика начала вытягивания тросов тормозного устройства.

Как следует из приведенных выше описаний, для реализации известных способов посадки в сеть требуется довольно сложное и громоздкое наземное оборудование. Это ограничивает сферу возможного применения указанных способов, особенно в тех случаях, когда БЛА должен иметь небольшую стоимость, малые массу и габариты. В этих случаях применение сложных посадочных устройств не оправдано ни по тактическим, ни по экономическим соображениям.

Обычный самолетный способ горизонтальной посадки для сверхлегких БЛА не приемлем, поскольку требует наличия взлетно-посадочной полосы. Более интересен для БЛА способ вертикальной посадки, используемый вертолетами и специальными самолетами с вертикальным взлетом и посадкой. Однако эти летательные аппараты сложны в эксплуатации и управлении, дороги и обычно используются лишь в пилотируемой авиации. Кроме того, вертолет принципиально проигрывает самолету с неподвижным крылом в крейсерском режиме полета.

Следует отметить, что в истории авиации предпринимались многочисленные попытки создания гибридных летательных аппаратов нетрадиционных схем, которые объединяли бы в себе достоинства самолета и вертолета (например, книга Бауэрс П. "Летательные аппараты нетрадиционных схем", Москва, "Мир", 1991).

Большинство этих попыток было направлено на повышение уровня безопасности полетов, в первую очередь, на борьбу с таким опасным аэродинамическим явлением, как срыв в штопор.

Как известно (например, www.remaster.ru), штопором называют неуправляемое движение самолета по спиральной траектории малого радиуса на закритических углах атаки. В штопор может войти любой самолет как по желанию летчика, так и самопроизвольно, при ошибках летчика в технике пилотирования. Переход в штопор происходит при одновременном уменьшении скорости полета и увеличении угла атаки. При падении скорости полета уменьшается подъемная сила, но вследствие увеличения угла атаки, коэффициент подъемной силы вначале растет, но только до некоторого критического значения, а затем резко уменьшается, так как происходит срыв струи воздуха с поверхности крыла. Подъемная сила становится при этом меньше веса летательного аппарата и он начинает падать вниз, "сваливаясь" на крыло и закручиваясь вокруг своей продольной оси. Это и есть штопор, для выхода из которого требуются достаточная высота и незаурядные навыки пилота. В противном случае самолет терпит аварию. Возможность аварии из-за срыва в штопор является общим недостатком всех конструкций самолетов с неподвижным крылом.

Для устранения указанного недостатка и создания "безштопорного" летательного аппарата в 1922 году испанским конструктором Х.Д.Сьервой впервые было предложено использовать вместо стандартного неподвижного самолетного крыла вращающийся несущий винт вертолетного типа (Бауэрс П. "Летательные аппараты нетрадиционных схем", Москва, "Мир", 1991, с.95, 96).

Винт не был жестко связан с двигателем, и его вращение инициировалось набегающим потоком воздуха. Такой летательный аппарат получил название автожир.

Главной особенностью автожира является то, что он может садиться почти вертикально, при этом несущий винт работает в режиме парашютирования, то есть без участия двигателя создает подъемную силу, замедляющую вертикальное движение летательного аппарата.

Это явление получило название "авторотация". Примером авторотации в природе является падение семени клена. Его движение аналогично вращению с высокой угловой скоростью относительно центра масс однолопастного несущего винта, которое создает достаточно большую подъемную силу для плавного снижения с безопасной скоростью.

В тридцатые годы прошлого века было построено множество различных автожиров (вышеупомянутая книга П.Бауэрса "Летательные аппараты нетрадиционных схем", Москва, "Мир", 1991, главы 5, 11). Но затем этот вид летательных аппаратов был полностью вытеснен в гражданской и военной авиации вертолетами и сохранился до наших дней только в качестве средства развлечений любителей воздухоплавания. Однако для истории авиации автожир имел огромное значение, так как фактически указал изобретателям направления дальнейшего развития вертолетов.

В настоящее время интерес к автожирам и их разновидностям - вертопланам и конвертопланам - вновь возрос. Многие технические решения в этом направлении защищены российскими и зарубежными патентами (RU №2005657, В 64 С 27/02, RU №2128128, В 64 С 23/02, В 64 С 39/00, RU №2089456, В 64 С 27/22, US №6089501, В 64 С 27/22, В 64 С 27/08, В 64 С 27/52).

Так, представленный в патенте RU №2229421, В 64 С 27/22 автожир-конвертоплан (вертоплан) состоит из фюзеляжа, крыльев с установленными на них роторами, тормозных устройств с фиксаторами, синхронизирующего вала, закрылков, лопастей, элеронов, винта вертикальной тяги, хвостового оперения, реактивных замедлителей и шасси.

Роторы располагаются на концах крыльев в подшипниках и соединены между собой синхронизирующим валом, обеспечивающим их встречное синхронное вращение. Каждый ротор имеет две лопасти симметричного профиля, одна из которых в фиксированном полетном положении находится внутри крыла, а прорези для них закрываются заслонками с приводом от закрылков или индивидуальным приводом. Винт вертикальной тяги применен на одном из первых вертолетов Г.Берлинера (Бауэрс П. "Летательные аппараты нетрадиционных схем", Москва, "Мир", 1991, с.97). Он предназначен для управления по тангажу на докритических скоростях, имеет реверсивный электропривод, который включается при крайних положениях штурвала. Реактивные замедлители расположены вдоль бортов фюзеляжа в соответствии с его силовой схемой. Элероны размещены с обеих сторон пилонов мотогондол.

Вертоплан осуществляет взлет, горизонтальный полет и заход на посадку в самолетном режиме. Во время движения по глиссаде он плавно переходит на режим автожира путем снятия с фиксации роторов, достаточно медленного их раскручивания встречным потоком воздуха под контролем тормозной системы, с целью предотвращения динамического удара от резкого увеличения подъемной силы крыла из-за возрастания его площади за счет появления ометаемой поверхности лопастей. После снижения скорости до критической, когда работа хвостового оперения становится малоэффективной, включается винт вертикальной тяги, сохраняя углы тангажа в нужных пределах. При этом стабилизация по крену обеспечивается устойчивым равновесием, а по тангажу - винтом вертикальной тяги. При приближении к земле автопилот включает замедлители в порядке, обеспечивающем мягкое касание и полную выработку топлива из них вне зависимости от загрузки аппарата. Скорость касания при этом будет значительно ниже самолетной.

Описанный выше вертоплан относится к классу пилотируемых летательных аппаратов и поэтому может рассматриваться лишь как аналог предлагаемого технического решения, относящегося к классу управления и посадки БЛА.

По совокупности существенных признаков наиболее близок к настоящему изобретению ранее описанный способ посадки БЛА в сеть по патенту RU №2208555, В 64 F 1/18, В 64 С 13/20, G 08 G 5/02. Этот способ выбран в качестве прототипа настоящего изобретения. Его недостатки были отмечены выше.

Настоящее изобретение направлено на устранение указанных недостатков способа-прототипа.

В основе изобретения лежит идея использования при посадке сверхлегкого БЛА аэродинамического типа явления авторотации.

Предметом изобретения является способ посадки БЛА аэродинамического типа, при котором до начала полета БЛА на его борту устанавливают электронную аппаратуру наведения, а на посадочной площадке размещают наземное посадочное оборудование, в самолетном режиме осуществляют горизонтальный полет и заход на посадку, на заключительном участке посадки с помощью бортовой электронной аппаратуры наведения и наземного посадочного оборудования наводят БЛА на посадочную площадку и путем гашения кинетической энергии движения БЛА с использованием тормозного механизма осуществляют мягкую посадку БЛА на посадочную площадку, - при этом после начала наведения БЛА на посадочную площадку с помощью силовой установки и аэродинамических органов управления БЛА переводят его в режим авторотации с прецессией относительно вертикально направленного вектора скорости его поступательного движения, после чего с помощью аэродинамических органов управления БЛА уменьшают скорость его вертикального движения относительно земли до значений, обеспечивающих возможность полного гашения кинетической энергии БЛА при его мягкой посадке.

Частными существенными признаками изобретения являются следующие.

В качестве бортовой электронной аппаратуры наведения используют систему видеонаведения, содержащую бортовой датчик - видеомодуль, в состав которого входят видеокамера с оптической системой и видеопроцессор изображений.

В качестве наземного посадочного оборудования используют один или несколько оптических отражателей, например, зеркал, которые располагают, соответственно, в желаемой точке приземления либо в виде заданной геометрической фигуры - по периметру или внутри посадочной площадки.

Для перевода БЛА в режим авторотации синхронно поворачивают плоскости его крыльев во встречных направлениях относительно их продольных осей на углы, не превышающие 90 градусов, а после перевода БЛА в режим авторотации выставляют плоскости крыльев перпендикулярно продольной оси БЛА.

В качестве тормозного механизма используют механическую пружину, которую перед началом полета БЛА устанавливают в носовой части БЛА вдоль его продольной оси, выпускают механическую пружину при приземлении БЛА по команде системы видеонаведения непосредственно перед касанием поверхности посадочной площадки и таким образом гасят кинетическую энергию БЛА, обеспечивая его мягкую посадку в вертикальном положении.

Задачей настоящего изобретения является создание технологии посадки сверхлегкого БЛА, которая не требовала бы сложного и дорогостоящего наземного посадочного оборудования, и обеспечивала бы при этом возможность многоразового применения БЛА.

Обеспечиваемый технический результат заключается в использовании эффекта авторотации для уменьшения до безопасных пределов вертикальной скорости снижения БЛА (парашютный эффект) и одновременно в использовании возникающей при этом прецессии для сканирования поверхности земли датчиком бортовой электронной аппаратуры наведения. При снижении БЛА в режиме авторотации плоскости крыльев выставляют перпендикулярно вектору скорости набегающего воздушного потока для максимально возможного увеличения лобового сопротивления. При этом под действием воздушного потока они вращаются подобно несущему винту вертолета, создавая подъемную силу, а движение самого БЛА напоминает падение семени клена.

Суть изобретения поясняется на фиг.1-3.

На фиг.1 представлен упрощенный эскиз (вид снизу) сверхлегкого БЛА типа "летающее крыло" в горизонтальном полете и при посадке (в режиме авторотации).

На фиг.2 показано взаимное расположение в горизонтальной плоскости БЛА и посадочной площадки с расположенными на ней оптическими отражателями.

На фиг.3 показана траектория посадки БЛА, оснащенного бортовой системой видеонаведения, в режиме авторотации с прецессией.

На фиг.1-3 использованы следующие обозначения: 1 - БЛА; 2 - видеомодуль; 3 - посадочная площадка; 4 - наземные оптические источники; 5 - силовая установка; 6 - левое крыло; 7 - правое крыло.

В роли БЛА 1 может выступать любой сверхлегкий (с полетной массой не более одного килограмма) летательный аппарат с аэродинамической схемой построения. Для примера рассмотрим малогабаритный БЛА 1 типа "летающее крыло" на электротяге (фиг.1). На фиг.1 показаны основные элементы конструкции опытного образца БЛА 1, разработанного предприятием-заявителем.

Левое 6 и правое 7 крылья БЛА 1 выполнены из легкого синтетического материала (например, экструдированного полипропилена). С помощью соответствующего электропривода каждое из крыльев (6 и 7) соединено с центральной частью БЛА 1, условно называемой фюзеляжем. Электроприводы левого 6 и правого 7 крыльев выполнены с возможностью обеспечения поворота плоскостей левого 6 и правого 7 крыльев относительно их продольных осей на углы, не превышающие 90 градусов. Фюзеляж выполнен из стеклопластика или углепластика. На нижней стороне фюзеляжа располагаются силовая установка 5 и видеомодуль 2, входящий в состав системы видеонаведения (сама система видеонаведения и электроприводы левого 6 и правого 7 крыльев на фиг.1 не показаны). Силовая установка 5 представляет собой турбину, приводимую в действие электродвигателем, расположенным внутри цилиндрического корпуса. Горизонтальную тягу создает находящаяся внутри цилиндрического корпуса турбины вращающаяся крыльчатка (импеллер).

Основные тактико-технические характеристики опытного образца БЛА 1, разработанного предприятием-заявителем, представлены в следующей таблице:

Размах крыльев, мм	1370
Масса, кг: - полная - полезной нагрузки	0,8 0,25
Площадь крыла, дм2	26
Диапазон скоростей, км/ч	0-60
Продолжительность полета, не более, ч	0,5
Материал: - крыльев - фюзеляжа	экструдированный полипропилен стеклопластик / углепластик

В качестве наземных оптических источников 4, размещаемых по периметру или внутри посадочной площадки 3, могут быть применены простейшие оптические отражатели, например, зеркала, создающие значительный контраст по отношению к подстилающей поверхности.

Под посадочной площадкой 3 подразумевается часть земной поверхности с размерами, существенно превышающими размах крыльев БЛА 1, в пределах которой ожидается приземление БЛА 1. Очевидно, что поверхность посадочной площадки 3 не должна быть выложена асфальтом, бетоном или другим жестким материалом, контакт с которым может привести к повреждению элементов конструкции БЛА 1. Однако, и применение специальных смягчающих покрытий, например, песочной подсыпки, также не планируется. При этом наведение БЛА 1 может осуществляться, в принципе, либо на одну заданную точку в пределах посадочной площадки 3, либо на геометрическую фигуру, выложенную из зеркал, расположенных либо в пределах посадочной площадки 3, либо по ее периметру.

На заключительном отрезке вертикального движения БЛА 1 включается тормозной механизм, например, из носовой части БЛА 1 выпускается пружина, с помощью которой гасится кинетическая энергия движения БЛА 1 и обеспечивается его мягкая вертикальная посадка на поверхность посадочной площадки 3. В принципе, могут использоваться и другие виды тормозных механизмов, приемлемые для данного класса летательных аппаратов. Однако конкретный вид такого тормозного механизма не относится к существенным для данного изобретения признакам. Один из примеров работы тормозного механизма приведен в качестве дополнительного признака заявляемого изобретения (пункт 5 формулы изобретения)

Применяемая на БЛА 1 система видеонаведения представляет собой бортовой датчик - видеомодуль 2, содержащий цифровую видеокамеру с оптической системой и цифровым видеопроцессором, выход которого подключен ко входу системы управления полетом БЛА 1 (не показана).

В качестве видеомодуля 2 может быть использована, к примеру, сверхкомпактная видеосистема ADCM-2650-0001 фирмы Agilent Technologies, Inc (США).

Она содержит высококачественный объектив, миниатюрную видеокамеру на комплементарных металоксидных полевых интегральных схемах (CMOS), обеспечивающих сверхмалое потребление (120 мВт при тактовой частоте 13 МГц) и высокое разрешение в формате VGA (не хуже 480×640 пикселей), а также высокопроизводительный цифровой процессор, выполненный с возможностью обработки изображений в формате VGA и сжатия изображений в формате JPEG.

Видеопроцессор может быть запрограммирован на распознавание наземных объектов определенной конфигурации и цвета. Такими объектами, в частности, могут быть наземные оптические источники 4. Способ и устройство для распознавания таких наземных оптических источников 4 и видеонаведения на них БЛА 1 не относятся к теме данного изобретения и поэтому далее не рассматриваются. В частности, они подробно описаны в патенте RU №2248307, В 64 С 29/00, G 08 C 21/00.

Достаточно широкое поле обзора обеспечивается, благодаря прецессии фюзеляжа БЛА 1 при авторотации (как у вращающейся юлы). Поскольку видеомодуль 2 жестко связан с фюзеляжем, прецессия обеспечивает механическое сканирование поверхности земли видеокамерой, что позволяет постоянно держать наземные оптические источники 4 в поле зрения видеомодуля 2. При этом система видеонаведения БЛА 1 может использовать хорошо известные корреляционно-экстремальные алгоритмы наведения (например, К. Баклицкий и другие. "Методы фильтрации сигналов в корреляционно-экстремальных системах наведения", Москва, "Радио и связь", 1986, раздел 4.3). Отработка управляющих воздействий осуществляется путем изменения углов наклона левого 6 и правого 7 крыльев по отношению к направлению воздушного потока. Поворот крыльев 6 или 7 осуществляется с помощью электропривода, связывающего силовую установку 5 и поперечные штыри, на которые насажены крылья 6 и 7. При этом поперечные штыри устанавливаются вдоль продольной оси каждого из крыльев (левого 6 и правого 7).

Таким образом, рассматриваемый способ посадки БЛА 1 практически реализуем, а устройства, его реализующие, значительно проще устройств, требуемых для реализации способа-прототипа.

Пример реализации предлагаемого способа посадки БЛА 1 рассмотрен для БЛА 1 аэродинамического типа "летающее крыло" (фиг.1) и иллюстрируется на фиг.2 и 3.

До запуска БЛА 1 на его борту устанавливают электронную аппаратуру наведения, например, систему видеонаведения с бортовым датчиком - видеомодулем 2, содержащим миниатюрную видеокамеру с оптической системой и высокопроизводительный видеопроцессор. Видеомодуль 2 обеспечивает визуальное распознавание посадочной площадки 3, внутри которой, либо по ее периметру (фиг.2), либо в соответствии с заданной геометрической конфигурацией, установлены один или несколько наземных оптических источников 4, например, зеркал.

Кроме того, видеомодуль 2 выполнен с возможностью подачи команды на включение тормозного механизма. Таким тормозным механизмом может быть, например, механическая пружина, устанавливаемая перед началом полета БЛА 1 в его носовой части.

Взлет БЛА 1 не относится к материалам заявляемого патента и поэтому специально не рассматривается. Исходным моментом рассмотрения условно считается нахождение БЛА 1 в полете.

При этом полет БЛА 1 осуществляется в самолетном режиме за счет работы силовой установки 5 и подъемной силы крыльев 6 и 7, плоскости которых установлены параллельно земной поверхности. На заключительном этапе полета БЛА 1 его выводят в зону посадочной площадки 3 таким образом, чтобы посадочная площадка 3 попала в зону действия системы видеонаведения (фиг.2). При этом изображение посадочной площадки 3 входит в состав видеоизображения, получаемого видеомодулем 2. До момента достижения зоны посадочной площадки 3 БЛА 1 управляется с использованием данных навигационной системы, например, спутниковой радионавигационной системы. Управление полетом БЛА 1 в самолетном режиме осуществляются с помощью силовой установки 5 и аэродинамических органов управления - крыльев 6 и 7.

После входа БЛА 1 в указанную зону посадочной площадки 3 по специальной команде начинается процесс самонаведения БЛА 1 на посадочную площадку 3. С момента начала процесса самонаведения БЛА 1 на посадочную площадку 3 ориентация БЛА 1 в пространстве осуществляется - с более высокой точностью, чем в самолетном режиме - по видеоизображениям, получаемым видеомодулем 2. А управление полетом БЛА 1 осуществляется, как и в самолетном режиме, с помощью силовой установки 5 и аэродинамических органов управления - крыльев 6 и 7.

Как отмечалось выше, в процессе самонаведения БЛА 1 на посадочную площадку 3 может быть использован какой-либо из хорошо известных алгоритмов корреляционно-экстремального наведения. Однако конкретный вид алгоритма самонаведения не существенен для настоящего изобретения и далее не уточняется.

При подлете на заданное расстояние к посадочной площадке 3 по команде системы видеонаведения БЛА 1 автоматически переходит в посадочный режим. В этом режиме:

- уменьшаются тяга электродвигателя силовой установки 5 и, соответственно, скорость вращения крыльчатки силовой установки 5;

- с помощью электропривода, установленного в фюзеляже БЛА 1, левое 6 и правое 7 крылья разворачиваются по своим продольным осям в противоположные стороны, в результаты чего нарушается поперечное равновесие БЛА 1. Из-за нарушения равновесия происходит так называемое "накренение" БЛА 1, и БЛА 1 начинает "сваливаться на крыло" (например, на левое крыло 6).

Для каждого из крыльев 6 и 7 при этом осуществляется увеличение угла атаки. В соответствии с известными соотношениями аэродинамики, увеличение угла атаки приводит к увеличению коэффициента Су подъемной силы. Однако существует некий критический угол атаки, при превышении которого происходит "срыв потока", и коэффициент Су начинает уменьшаться с увеличением угла атаки.

У опускающегося левого крыла 6 угол атаки увеличивается сверх критического, что сопровождается падением коэффициента подъемной силы.

У поднимающегося правого крыла 7 угол атаки остается в докритической области, вследствие чего подъемная сила опускающегося левого крыла 6, имеющего большие углы атаки, оказывается меньшей, чем у поднимающегося правого крыла 7, из-за чего на БЛА 1 начинает действовать неуравновешенный момент самовращения, направленный в сторону первоначального накренения БЛА 1. Это явление самовращения и есть авторотация.

Под действием указанного неуравновешенного момента самовращения БЛА 1 будет вращаться вокруг своей продольной оси с положительным угловым ускорением. На каждом витке поднимающееся крыло работает с углами атаки, значительно меньшими критического, то есть в условиях плавного обтекания, в то время как опускающееся крыло работает в условиях полного срыва воздушного потока, что приводит к уменьшению углового ускорения вращения.

После начала самовращения БЛА 1 углы разворота плоскостей крыльев 6 и 7 автоматически с помощью электропривода доводят до ±90 градусов относительно продольной оси БЛА 1. При этом резко возрастает площадь соприкосновения крыльев 6 и 7 с восходящим воздушным потоком и, соответственно, лобовое сопротивление движению БЛА 1. Набегающий снизу воздушный поток заставляет БЛА 1 все быстрее вращаться вокруг своей продольной оси, создавая подъемную силу, которая становится достаточной для существенного торможения БЛА 1 при снижении.

При некоторой угловой скорости вращения наступает равенство моментов нормальных сил, действующих на левое крыло 6 и правое крыло 7, соответственно, угловое ускорение исчезает и устанавливается постоянная угловая скорость авторотации БЛА 1. То есть, БЛА 1 переходит на траекторию посадки.

Находясь на траектории посадки, вращающийся БЛА 1 прецессирует относительно своей продольной оси подобно юле. Поскольку видеомодуль 2 жестко связан с фюзеляжем БЛА 1, прецессия обеспечивает возможность сканирования видеомодулем 2 земной поверхности. БЛА 1 приближается к посадочной площадке 3, плавно теряя высоту.

Как было отмечено выше, для обеспечения безопасного касания с поверхностью посадочной площадки 3 могут быть применены различные тормозные устройства.

Так, в системе-прототипе используется тормозной трос. В системе-аналоге по патенту RU №2229421, В 64 С 27/22 применяются специальные тормозные двигатели.

В качестве одного из частных существенных признаков в заявляемом изобретении предложено использовать механическую пружину. Эту механическую пружину перед началом полета БЛА 1 устанавливают в носовой части БЛА 1 вдоль его продольной оси. При приземлении БЛА 1 по команде системы видеонаведения непосредственно перед касанием поверхности посадочной площадки 3 выпускают механическую пружину. Таким образом, гасят кинетическую энергию БЛА 1. В результате БЛА 1 способен мягко приземляться на посадочную площадку 3, находясь в вертикальном положении.

Таким образом, предложена новая технология посадки сверхлегкого БЛА 1 аэродинамического типа, которая не требует сложного и дорогостоящего летно-посадочного оборудования и обеспечивает при этом возможность многоразового применения БЛА 1, чем и решается задача данного изобретения.

Аэродинамические органы управления БЛА 1 - крылья 6 и 7 - являются основным источником подъемной силы в самолетном режиме полета. Они же выполняют роль несущего винта при вертикальной посадке, осуществляемой в режиме авторотации, обеспечивающем возможность снижения вертикальной скорости до безопасных пределов.

Обеспечиваемый технический результат заключается в использовании хорошо известного в аэродинамике явления авторотации для уменьшения до безопасных пределов вертикальной скорости БЛА 1 во время посадки. Происходящая при этом прецессия обеспечивает возможность сканирования земной поверхности видеомодулем 2, что позволяет получить необходимую информацию для высокоточного самонаведения БЛА 1 на посадочную площадку 3.