АППАРАТ (ВАРИАНТЫ)

Область техники

Настоящее изобретение относится к способам управления летательным аппаратом многобалочной схемы, использующим для создания подъемной силы крыло, способам изменения геометрической крутки крыла такого летательного аппарата и устройству такого летательного аппарата.

Уровень техники

Одним из важнейших параметров летательного аппарата (далее ЛА) является аэродинамическое качество, то есть, количество подъемной силы, формируемой крылом, деленное на силу его лобового сопротивления при данном угле атаки. Аэродинамическое качество оказывает влияние на такие летно-технические характеристики ЛА, как дальность планирования, дальность и продолжительность полета, расход топлива, характеристики набора высоты и др.

Чем больше удлинение крыла, тем больше аэродинамическое качество. Таким образом, повысить аэродинамическое качество ДА, а значит, и детно-технические характеристики, можно /{обившись максимально возможного удлинения крыла.

Удлинение крыла играет основную роль для применения ЛА в качестве так называемых атмосферных спутников (Atmospheric satellite, atmosat, pseudo-satellite). Это высотные ЛА с большой продолжительностью полета (High-Altitude Long Endurance, HALE). Ожидается, что атмосферные спутники будут пригодны для решения таких задач, как сбор метеоданных, обеспечение связи (ретрансляторы), картографирование, выполнение оборонных задач и др. Для решения подобных задач атмосферные спутники должны находиться в полете минимум несколько недель, а предпочтительно несколько месяцев или даже лет.

В настоящее время энергоснабжение атмосферных спутников предполагается осуществлять от солнечных батарей. Чем больше площадь поверхностей ЛА, на которых можно расположить солнечные батареи, тем большей энергией будет обеспечен ЛА и тем дольше ЛА сможет выполнять поставленные задачи. Получаемую на протяжении периода доступности солнечного излучения энергию ЛА тратит, во- первых, на питание электродвигателей, системы управления и полезной нагрузки, и во- вторых, на запасание энергии в так называемых буферных батареях. Энергия, накопленная в буферных батареях, затем может расходоваться ДА на протяжении периода недоступности солнечного излучения. С целью экономии энергии при недоступности солнечного излучения атмосферный спутник может переходить в режим планирования (с выключенными двигателями), тогда энергия будет расходоваться только системой управления и на работу полезной нагрузки (датчиков, ретрансляторов и тлп).

Поэтому большое удлинение крыла для атмосферных спутников, во-первых, обеспечивает максимально возможное аэродинамическое качество, а во-вторых, позволяет сделать крыло большой площади для того, чтоб разместить на не как можно больше солнечных панелей (photovoltaic panels).

Крыло ДА в процессе эксплуатации подвергается нагрузкам и испытывает деформаций изгиба и кручения. В классической аэродинамической схеме, когда масса сосредоточена в центре, а несущие поверхности расположены симметрично, изгибающий момент воспринимается силовым элементом - лонжероном, который располагается по всей длине крыла. От деформаций кручения крыло защищает обшивка. Поскольку масса ДА, выполненного по классической аэродинамической схеме, растет пропорционально третьей степени линейных размеров, при определенном предельном удлинении крыльев Л А разрушается.

Еще в 1920-е годы было предложено решение, теоретически позволяющее увеличить удлинение крыла до любого требуемого значения. Автор патента GB 172980 предложил конструкцию гигантского летательного аппарата с крылом сверхвысокого удлинения, соединенным с множеством фюзеляжей. У такого ДА вся нагрузка, включая собственный вес ДА, вес грузов и вес двигателей, возможно, более равномерно распределена вдоль размаха крыла так, что в полете нагрузка на крыло рассредоточена равномерно вдоль размаха крыла. Рули высоты расположены на концах фюзеляжей. Пропеллеры двигателей, как и рули высоты, предлагалось располагать или впереди крыла, или позади, или чередуя. В итоге ДА, но сути, представлял собой несколько летательных аппаратов, механически жестко связанных друг с другом. Такая компоновка, по замыслу автора, минимизирует деформации изгиба и крушения и обеспечивает необходимое удлинение крыла. Однако если крыло такого ДА выполнить жестким, то возникающие в полете нагрузки от воздушных возмущений могуч разрушить ДА.

₇ В качестве решения задачи предотвращения разрушения ЛА вследствие превышения порога допустимых деформаций предложено использовать адаптивные гибкие несущие поверхности (morphing structures), как, например, в US20110038727. Пре дно латается, что такие крылья способны адаптивно трансформироваться в ответ на внешние воздействия. Конструкция таких крыльев включает в себя подвижные каркасные элементы с приводами и гибкие и /или эластичные композитные материалы. Недостатком подобной конструкции является недостаточная прочность применяемых в них материалов, сложность в изготовлении и управлении.

Как известно, для определения положения ЛА в пространстве используются три угловых координаты: крен (поворот ЛА вокруг его продольной оси), тангаж (поворот ЛА вокруг его поперечной оси), рысканье (поворот ЛА вокруг вертикальной оси).

Обычно для управления по углу рысканья (по курсу) используют руль направления, который представляет собой поверхность, способную поворачиваться вокруг вертикальной оси. Руль направления, как правило, устанавливается на стабилизаторе позади крыльев.

Обычно для управления ио крену используют поверхности (элероны), способные поворачиваться вокруг горизонтальной оси. Как правило, элероны симметрично расположены на задней кромке консолей крыла

Обычно для управления по тангажу используют рули высоты, которые представляют собой поверхности, способные поворачиваться вокруг горизонтальной оси. Руль высоты для ЛА классической аэродинамической схемы располагается на задней кромке стабилизатора и является компонентом хвостового оперения. У ЛА схемы «утка» руль высоты является компонентом переднего горизонтального оперения. Для ЛА схемы «бесхвоетка» или «летающее крыло» рули высоты совмещены с элеронами (так называемые элевоны) и располагаются на задней кромке консолей крыла.

Еще один важный параметр ЛА - это V-образность крыла (v-shape) (dihedral, anhedral), которая влияет, в том числе, на поперечную устойчивость ЛА.

Традиционно, конструкцию ЛА делают максимально жесткой и прочной, чтобы форма конструкции не менялась под действие внешних нагрузок. Подвижные органы управления шарнирно закрепляют на неподвижных элементах конструкции. В частности, геометрическая крутка крыла, то есть изменение угла установки профилей вдоль крыла, и V-образность задаются при проектировании А и в полете не меняются.

Известен атмосферный спутник X-HALE (см., например, по ссылке дата обращения 25.07.2018), оснащенный упругим гибким крылом и выполненный по многобалочной схеме. Крыло этого летательного аппарата снабжено датчиками, которые позволяют отслеживать параметры полета с целью изучения изменения аэродинамических параметров аппарата при эксплуатации.

Указанный атмосферный спутник: X-HALE является прототипом предлагаемого изобретения.

Краткое описание изобретения

Заявленные устройства и способ являются дальнейшим развитием технического решения согласно прототипу и призваны устранить указанные выше недостатки прототипа и других известных технических решений.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в следующем.

Во-первых, предлагается летательный аппарат многобалочной схемы, выполненный с возможностью изменения геометрической крутки крыла и включающий по меньшей мере одно крыло, по меньшей мере три балки, установленные поперечно по меньшей мере одному из крыльев, при этом каждая из балок снабжена по меньшей мере одним исполнительным механизмом, при этом указанное по меньшей мере одно крыло установлено на указанных балках с возможностью поворота посредством исполнительных механизмов по меньшей мере чаши соответствующего крыла вокруг оси, проходящей по существу вдоль соответствующего крыла.

Во-вторых, предлагается система контроля геометрической крутки крыла такого летательного аппарата, включающая модуль определения оптимальной формы крыла, средства измерения деформаций по меньшей мере одного крыла, аналитический модуль, исполняющий модуль.

В-третьих, предлагается способ управления геометрической круткой но меньшей мере одного из крыльев такого летательного аппарата посредством указанной системы контроля геометрической крутки крыла, включающий следующие этапы.

(i) определяют оптимальную форму по меньшей мере одного крыла модулем определения оптимальной формы крыла в зависимости от текущих (current) условий полета и начетного задания;

(11) определяют посредством средств измерения деформаций по меньшей мере одного крыла текущие значения деформаций соответствующего крыла;

(ill) направляют полученные текущие значения деформаций соответствующего крыла в аналитический модуль; (ίn) определяют текущую форму соответствующего крыла посредством аналитического модуля;

(n) сравнивают текущую форму соответствующего крыла с определенной ранее оптимальной формой соответствующего крыла посредством аналитического модуля, и, если определено, что текущая форма соответствующего крыла отличается от указанной оптимальной формы соответствующего крыла, посредством исполнительного модуля приводят в действие по меньшей мере один исполнительный механизм для поворо та по меньшей мере части по меньшей мере одного из указанных крыльев так, чтобы результирующее изменение геометрической крутки по меньшей мере соответствующего крыла привело к перераспределению угла атаки но меньшей мере части по меньшей мере соответствующего крыла, с тем чтобы в результате перераспределения аэродинамических сил текущая форма крыла стремилась к оптимальной.

В-четвертых, предлагается летательный аппарат многобалочной схемы, выполненный с возможностью изменения геометрической крутки крыла и включающий крыло, по меньшей мере три балки, установленные поперечно крылу, каждая из балок снабжена горизонтальным стабилизатором с рулем высоты. Крыло жестко укреплено на указанных балках в месте соединения каждой из указанных балок с крылом. Каждый из рулей высоты выполнен с возможностью менять свое положение независимо от других рулей высоты, е тем чтобы менять усилие, передаваемое посредством соответствующей бачки крылу в месте крепления этой балки к крылу, по существу независимо от остальных балок.

В-пятых, предлагается система управления геометрической круткой крыла такого летательного аппарата, включающая модуль определения оптимальной формы крыла, средства измерения деформаций по меньше мере одного крыла, аналитический модуль, исполняющий модуль.

В-шестых, предлагается способ управления геометрической круткой крыла такого летательного аппарата посредством указанной системы управления геометрической круткой крыла, включающий следующие этапы;

(i) определяют оптимальную форму по меньшей мере одного крыла модулем определения оптимальной формы крыла в зависимости от текущих (current) условий полета и полетного задания;

(11) определяют посредством средс в измерения деформаций но меньшей мере одного крыла текущие значения деформаций соответствующего крыла; (Ш) направляют полученные текущие значения деформаций соответствующего крыла в аналитический модуль;

(iv) определяют текущую форму соответствующего крыла посредством аналитического модуля;

(v) сравнивают текущую форму соответствующего крыла е определенной ранее оптимальной формой соответствующего крыла посредством аналитического модуля, и, если определено, что текущая форма соответствующего крыла отличается от указанной оптимальной формы соответствующего крыла, посредство исполнительного модуля приводят в действие по меньшей мере один руль высоты горизонтального стабилизатора для изменения усилия, передаваемого посредством балки, оснащенной этим горизонтальным стабилизатором, крылу в месте крепления этой балки к крылу и соответствующего изменения геометрической крутки по меньше мере части крыла так, чтобы результирующее изменение геометрической крутки всего крыла привело к перераспределению угла атаки по меньшей мере части крыла, с тем чтобы в результате перераспределения аэродинамических сил текущая форма крыла стремилась к оптимальной.

Далее будут подробно описаны и проиллюстрированы предпочтительные варианты осуществления изобретения, которыми, однако, данное изобретение не ограничивается.

Краткое описание фигур

На фиг. 1 показан первый предпочтительный вариант осуществления ЛА согласно изобретению .

На фиг. 2 показан второй предпочтительный вариант осуществлении ЛА согласно изобретению.

На фиг. За и 36 показаны возможные способы реализации второго варианта осуществления ЛА согласно изобретению.

На фиг. 4 показан еще один вариант осуществления ЛА согласно изобретению.

На фиг. 5 приведена схема системы управления геометрической круткой крыла

ЛА.

На фиг. 6 приведен способ управления геометрической круткой крыла ЛА.

На фиг. 7 показам еще один вариант осуществления ЛА согласно изобретению.

На фиг. 8 приведена схема системы управления геометрической круткой крыла ЛА в одном из вариантов осуществления ЛА согласно изобретению. На фиг. 9 приведен способ управления геометрической круткой крыла ЛА в одном из вариантов осуществлени изобретения.

На фиг. 10 приведена схема управления креном ЛА в одном из вариантов осуществления Л А согласно изобретению.

На фиг. 11 приведена схема управления V-образностыо ЛА в одном из вариантов осуществления ЛА согласно изобретению.

Следует отметить, что для простоты понимания настоящего изобретения на фигурах крыло и балки (фюзеляжи) ЛА показаны условно.

Подробное описание изобретени

Первый вариант осуществления изобретения.

На фиг 1 показан один из предпочтительных вариантов осуществления изобретения. Здесь крыло (1 ) укреплено на балках (2), или фюзеляжах, расположенных поперечно крылу (1). В данном варианте осуществления изобретени на каждую из балок (2) установлено горизонтальное хвостовое оперение (3), включающее неподвижный стабилизатор.

Крыло (1) установлено на балках (2) с возможностью поворота но меньшей мере части крыла (1) вокруг оси, проходящей вдоль линии размаха крыла (1), посредством исполнительных механизмов (4). Возможные направления поворота показаны на фиг. 1 стрелками. Исполнительные механизмы (4) устанавливаются на балках (2) и могут приводиться в действие сервоприводами или другими приводами, хорошо известными специалисту·.

Оптимальное количество балок (2) составляет не менее трех, при этом крыло (1) кренится к каждой из балок (2) посредством соответствующего исполнительного механизма (4). Исполнительные механизмы (4) выполнены так, чтобы работать независимо друг от друга, поворачивая ту или иную часть крыла (1) независимо от других частей крыла (1). Таким образом, по меньшей мере одна часть крыла (1) может поворачиваться вокруг горизонтальной оси, тогда как другие, особенно удаленные от данной части, оставаться по существу или примерно неподвижными.

Вследствие большого удлинения крыло (1) получается достаточно гибким и может выдерживать деформации кручения и изгиба, то есть выдерживать изменение распределения геометрической крутки вдоль крыла в достаточно больших диапазонах без разрушения. Поскольку крыло (1 ) обладает достаточной упругостью, деформация, вызванная поворотом крыла (1) в месте воздействия исполнительного механизма (4), распространяется далее но крылу (1) в областях, прилегающих к месту воздействия исполнительного механизма (4). В результате геометрическая крупка крыта, а более точно - распределение геометрической крутки вдоль крыла (1), изменится. Контролируемое изменение геометрической крутки крыта (1) приведет к контролируемому изменению распределения уста атаки но крылу (1). За счет контролируемого изменения утла атаки (контролируемого изменения геометрической крутки) аэродинамические силы, действующие на летательный аппарат, перераспределятся. Таким образом, появляется возможно «парировать», или компенсировать, возникающие в полете деформации, вызванные внешними воздействиями, а также управлять положением ЛА в пространстве.

Второй вариант осуществления изобретения.

На фиг. 2 показан еще один предпочтительный вариант осуществления изобретения. Здесь поверхность горизонтального хвостового оперения имеет такие размеры, что устанавливается на все балки (2) сразу и но существу является вторым крылом (Г), расположенным позади и параллельно первому крылу (1). Таким образом, формируется компоновка ЛА тина «тандем». Второе крыло (Г) может быть точно таким же, как первое крыло (1), или может отличаться от первого крыла (1) размерами, профилем и т.п.

Достоинствами компоновки типа «тандем» но сравнению с первы вариантом осуществления изобретения является повышенная жесткость конструкции. Интенсивные внешние воздействия на одно крыло вследствие упругости компонентов конструкции будут распространяться на второе крыло. ЛА оказывается более устойчивым к разрушающим внешним воздействиям. По этой причине при данной расчетной прочности можно несколько снизить требования к жесткости каждого из крыльев (1, Г), а значит несколько снизить их массу.

Если ЛА питается от солнечных батарей, площадь поверхности ЛА, пригодную для размещения солнечных батарей, стараются увеличить насколько возможно. При заданной прочности ЛА и заданной площади солнечных батарей, ЛА с компоновкой типа «тандем» будет иметь удельную массу меньше, чем удельная масса ЛА с одним крылом («монокрыл»). Следовательно, и масса полезной нагрузки компоновки хила «тандем» может быть больше, чем для ЛА по первому варианту. Еще одно преимущество компоновки ЛА типа «тандем» заключаетс в том, что при данной площади поверхности размах крыла у тандема меньше, чем у ЛА с одним крылом. Отсюда следует, что ЛА в компоновке тина «тандем», при прочих равных условиях, способен двигаться по окружности меньшего радиуса и обладает более высокой маневренностью, че ЛА с одним крылом.

Второе крыло (Г) может быть жестко связано с балками (2) без возможности поворота, как это показано на фиг. За.

Альтернативно, второе крыло (1 '} может быть связано с балками (2) посредством исполнительных механизмов (4) так, чтобы можно было менять угол атаки второго крыла ( У) одинаково и синхронно для всего второго крыла (Г). В этом варианте поверхность горизонтального оперения выполняет функцию стабилизатора, или руля высоты (фиг. 36).

Второе крыло (Г), кроме того, можно укрепить на балках (2) подобно первому. А именно, каждая из балок (2) связана со вторым крылом (Г) посредством исполнительных механизмов (4), которые выполнены так, чтобы работать независимо друг от друга, поворачивая ту или иную часть крыла (Г) независимо от других частей крыла (Г) вокруг оси, проходящей, но существу, вдоль этого крыла (В) (фиг. 36).

Вообще говоря, таким образом любое количество крыльев (1, Г, Г'...) может быть установлено на ЛА с возможностью независимо поворачиваться относительно каждой из балок (2) вокруг оси, проходящей вдоль линии размаха крыльев (фиг; 4).

Крылья (1 , Г, Г’..,) с большим удлинением выполняют из высокопрочных конструкционных материалов. Форма крыла в плане может быть любой пригодной для решения поставленных задач. Крыло может иметь статическую геометрическую крутку крыла и/или аэродинамическую крутку крыла, или не иметь таковых. Предпочтительно, но не обязательно, чтобы масса крыла была распределена равномерно но размаху крыла. Хаосе предпочтительно, чтобы крыло не имело шарнирных сочленений, а при изгибе крыла деформация распространялась по всему крылу сообразно его упругости.

В любом из вариантов заявленного ЛА балки (2), или фюзеляжи, используются для размещения винтомоторных установок, шасси, полезной нагрузки, компонентов системы управления и так далее. Кроме того, в соответствии с возможными вариантами осуществления изобретения, на балках может размещаться горизонтальное и/или вертикальное оперение, киль, стабилизаторы.

Каждый исполнительный механизм (4) приводится в действие своим приводом, так чтоб действовать независимо от других исполнительных механизмов. Исполнительные механизмы (4) могут быть выполнены рычажными. Приводы могут быть электрическими, гидравлическими, пневматическими. Наиболее предпочтительно, чтобы приводы были выполнены в виде сервоприводов. Конкретные варианты исполнения приводов и исполнительных механизмов широко известн специалистам и не являются предметом настоящего изобретения.

Силовая установка ЛА включает по меньшей мере один мотор, который приводит в действие пропеллер. В режиме планирования лопасти пропеллеров могут иметь возможность складываться для снижения аэродинамического сопротивления. Принципы и варианты размещения силовой установки понятны специалисту и не являются предметом настоящего изобретения.

Любой из перечисленных вариантов осуществления ЛА согласно изобретению по решению конструктора ЛА может быть дополнительно оснащен одним или несколькими рулями направления и/или интерцепторами на консолях по меньшей мере одного из крыльев (1, Г, '...) для управления по курсу (для изменения угла «рысканья»}. Конструкция и варианты размещения рулей управления и/иди интерцепторов будут очевидны для специалиста и не являются предметом настоящего изобретения.

По решению конструктора ЛА может быть дополнительно оснащен интерцепторами на законцовках по меньшей мере одного крыла. Здесь интерцепторы выполняют функцию только воздушного тормоза и не влияют на подъемную силу

Контроль геометрической крутки крыла и деформаций крыла осуществляется системой контроля геометрической крутки крыла летательного аппарата (фиг 5), которая включает модуль определения оптимальной формы крыла, средства измерения деформаций но меньше мере одного крыла, аналитический модуль и исполняющий модуль.

Модуль определения оптимальной формы крыла предназначен для определения в данный момент времени оптимальной формы но меньшей мере одного крыла ЛА в зависимости от текущих условий полета, полетного задания, а также в зависимости от максимально допустимых (предельных) деформаций крыла, превышение которых приведет к разрушению ЛА. Предельные деформации могут возникать, в частности, в результате внешних воздействий: при прохождении зоны турбулентности, восходящих потоков, сильного ветра и т.н. В общем случае значения допустимых деформаций крыла определяются конструкцией крьша, и специалисту в данной области техники будет понятно, как эти значения измеряются или рассчитываются. Полетное задание, в частности, может подразумевать необходимость изменения углов тангажа и крена ЛА, а также изменение V-образности крыла.

Средства измерения деформаций представляют собой датчики определения деформаций. Ими могут служить инерционные датчики положения (авиагоризонты), различные тензометрические датчики. Один из предпочтительных вариантов - волоконно-оптические тензодатчики на основе брэгговских решеток. Средства измерения деформаций могут включать устройства, позволяющие анализировать деформации по оптической метке. Например, такими средствами могут быть видеокамеры и специальные метки, установленные на крыле. Но в общем случае применение конкретного вида тензодатчика остается на усмотрение конструктора.

Для максимальной эффективности работы датчиков их устанавливают на тех участках крыла, где измеряемые значения максимальны, например, в зоне возможной максимальной деформации, зоне максимальных напряжений, зоне максимальных смещений, которые могут быть определен заранее расчетным путем иди в процессе испытаний.

Предпочтительно, чтобы система контроля геометрической крутки крыла включала средства определения деформации крыла по меньшей мере двух независимых систем или типов. Это необходимо в первую очередь для обеспечения отказоустойчивости системы в случае выхода из строя средств определения информации какого-либо одного типа. Но в зависимости от задач конструктор может ограничиться применением средств определения деформации какого-то одного типа, например, только тензометрическими датчиками или только авиагоризонтами.

Для корректной работы необходимо собирать данные о деформации в нескольких точках соответствующего крыла, в предпочтительном варианте - по меньшей мере в трех точках соответствующего крыла.

Средства измерения деформаций устанавливают на каждое из крыльев ЛА, которое укреплено на балках (2) с возможностью независимо поворачиваться относительно каждой из балок (2) вокруг оси, проходящей вдоль линии размаха крыльев.

Аналитический модуль выполнен с возможностью приема значений деформаций, определенных средствами измерения деформаций; определения текущей формы по меньшей мере одного крыла (1, Г, Г'...) на оенове полученных значений деформаций; сравнения текущей формы по меньшей мере одного крыла (1 , Г, 1"...) с оптимальной формой этого крыла, определенной модулем определения оптимальной формы крыла; в случае отклонения текущей формы соответствующего крыла от

И оптимальной - направления команды исполнительному модулю на приведение в действие по меньшей мере одного исполнительного механизма, с тем чтобы в результате перераспределения аэродинамических сил текущая форма крыла стремилась к оптимальной. В общем случае аналитический модуль обрабатывает данные, полученные от средств измерений, установленных на каждом из крыльев (1, Г, Г’...), которое укреплено на балках (2) с возможностью независимо поворачиваться относительно каждой из балок (2) вокруг оси, проходящей вдоль линии размаха крыльев.

Исполнительный модуль выполнен с возможность приведения в действие исполнительных механизмов .

Далее для простоты понимания каждое из крыльев (1 , Г, Г'...) можно условно поделить на несколько частей: одна половина крыла и другая половина крыла; или левая часть крыла, центральная часть крыла н правая часть крыла.

Меняя соотношение углов геометрической крутки в разных частях крыла, можно управлять летательным аппаратом, а также менять либо поддерживать заданный прогиб крыла или форму крыла.

Для изменения угла тангажа нужно изменить геометрическую крутку по всему размаху крыла так, чтобы угол атаки крыла в каждой точке крыла по размаху крыла увеличился относительно исходного, или так, чтобы угол атаки крыла в каждой точке крыла по размаху' крыла уменьшился относительно исходного.

Для изменения угла крена нужно изменить геометрическую крутку крыла так, чтобы угол атаки одной половины крыла уменьшился относительно исходного, или чтобы угол атаки одной половины увеличился относительно исходного. Минимальное количество управляемых участков (частей) крыла для этой задачи - два.

Для управления V-образностью крыла изменяют геометрическую крутку крыла так, чтобы угол атаки правой части крыла и угол атаки левой части крыла менялся относительно угла атаки центральной части крыла. Например, для уменьшения V- образиоети крыла угол атаки правой части крыла и угол атаки левой части крыла уменьшают относительно угла атаки центральной части крыла; дл увеличения V- образности крыла угол атаки правой части крыла и угол атаки левой части крыла увеличивают относительно угла атаки центральной части крыла. Такое управление V- образностыо можно выполнить на ЛА, имеющем по меньшей мере три управляемых участка крыла.

Для контроля распределения геометрической крутки крыла ЛА многобалочной схемы е целью парирования возникающих в полете деформаций и контроля положения ЛА в пространстве посредством приведения формы крыла к оптимальной выполняют следующие шаг и (фиг. 6):

(i) определяют оптимальную форму но меньшей мере одного крыла модулем определения оптимальной формы крыла в зависимости от текущих условий полета и полетного задания

(и) определяют посредством средств измерения деформаций по меньшей мере одного крыла текущие значения деформаций соответствующего крыла;

(Ш) направляют полученные текущие значения деформаций соответствующего крыла в аналитический модуль;

(iv) определяют текущую форму соответствующего крыла посредством аналитического модуля на основе полученных текущих значений деформации соответствующего крыла; (v) сравнивают текущую форму соответствующего крыла с определенной ранее оптимальной формой соответствующего крыла посредством аналитического модуля, и, если определено, что текущая форма соответствующего крыла отличается от указанной оптимальной формы соответствующего крыла, посредством исполнительного модуля приводят в действие по меньшей мере один исполнительный механиз для поворота по меньшей мере части по меньшей мере одного из указанных крыльев так, чтобы результирующее изменение геометрической крутки по меньшей мере соответствующего крыла привело к перераспределению угла атаки по меньшей мере части по меньшей мере соответствующего крыла, с тем чтобы в результате перераспределения аэродинамических сил текущая форма крыла стремилась к оптимальной.

Если полетное задание включает изменение тангажа, то на этане (v) поворачивают по меньшей мере часть по меньшей мере одного из указанных крыльев так, чтобы результирующий угол атаки на всем размахе крыла увеличился относительно первоначального, или чтобы результирующий угол атаки на все размахе крыла уменьшился относительно исходного.

Если полетное задание включает изменение крена, а на этапе (v) поворачивают по меньшей мере часть по меньшей мере одного из указанных крыльев так, чтобы в результате угол атаки одной половины крыла увеличился относительно первоначального, или чтобы в результате угол атаки одной половины крыла уменьшился относительно исходного.

Если полетное задание включает изменение V-образности крыла, а на этане (v) поворачивают по меньшей мере часть по меньшей мере одного из указанных крыльев так, чтобы в результате угол атаки левой части соответствующего крыла и угол атаки правой части соответствующего крыла увеличились относительно угла атаки центральной части соответствующего крыла, или так, чтобы в результате угол атаки левой части соответствующего крыла и угол атаки правой части соответствующего крыла уменьшились относительно угла атаки центральной части соответствующего крыла.

Сбор и анализ данных о деформациях каждого из крыльев осуществляется с заданным интервалом времени. Регулярность, е которой собираются данные о деформациях каждого из крыльев и с которой система контроля анализирует эти данные и управляет исполнительными механизмами, определяется конструктором ЛА. Желательно, чтобы деформации крыла отслеживались постоянно, а интервал времени между двумя последовательными измерениями деформации крыла определялся только техническими характеристиками входящих в систему контроля геометрической крутки крыла приборов, датчиков, связей и т.п.

Вообще говоря, способ управления ЛА можно адаптировать не только к ЛА с многобалочной схемой, но и к другим известным схемам ЛА, таким как кутка», «трндем» (ЛА с тремя крыльями, установленными параллельно друг другу) и т.п.

Вообще говоря, любое количество крыльев может быть оснащено средствами измерения деформаций. Оправданность такого подхода определяется конструктором и конкретными условиями использования ЛА. Целесообразно оснащать средствами измерения деформаций только одно, самое большое крыло, однако возможны и другие варианты.

Кроме того, пелесообразно и в общем случае достаточно укреплять на балках (2) с возможностью независимо поворачиваться относительно каждой из балок (2) вокруг оси, проходящей вдоль линии размаха крыльев, только одно крыло. При этом остальные крылья рекомендуется укреплять на балках жестко. Однако возможны и другие варианты.

Как показывает практика, наиболее управляемыми вариантами изобретения являются следующие из рассмотренных:

- вариант ЛА многобалочной схемы, у которого имеется только одно крыло, причем эго крыло укреплено на балках (2) посредством исполнительных механизмов (4) с возможностью независимо поворачиваться относительно каждой из балок (2) вокруг оси, проходящей вдоль линии размаха крыла, а каждая из балок (2) снабжена горизонтальным хвостовым оперением, которое представляет собой стабилизатор без рулей (фиг. 2); - вариант ЛА многобалочной схемы в компоновке «тандем», имеющего переднее крыло и заднее крыло, в котором переднее крыло укреплено на балках (2) посредством исполнительных механизмов (4) с возможностью независимо поворачиваться относительно каждой из балок (2) вокруг оси, проходящей вдоль линии размаха крыла, а заднее крыло жестко закреплено, причем переднее крыло больше заднего (фиг. 3).

В этих двух наиболее предпочтительных вариантах крыло с управляемой геометрической круткой практически мгновенно меняет аэродинамическую силу, выполняя команду системы контроля геометрической крутки крыла, и создает разворачивающий момент по рысканию в нужную сторону при входе в разворот и при выходе из него за счет разности аэродинамического сопротивления консолей (крайних частей крыла). Это позволяет меньше подруливать рулями направления и уменьшает потери.

На фиг. 7 схематически показан еще один вариант осуществления ЛА согласно настоящему изобретению. Б отличие от предыдущих вариантов здесь крыло (1) большого удлинения установлено на балках (2) жестко, а каждая балка (2) оснащена хвостовым горизонтальным оперением (3) с рулями высоты, обеспечивающим возможность изменения высоты полета посредством рулей высоты. Меняя положение элементов хвостового горизонтального оперения (3), а именно, управляя положением каждого из рулей высоты, передают соответствующее управляющее усилие через соответствующую балку (2) на участок крыла (1), жестко связанный с этой балкой (2). В этой части крыла (1) возникает деформация, которая стремится изменить угол атаки всего крыла (1), поскольку эта деформация в силу достаточной гибкости и упругости крыла (1) распространяется далее по крылу (1) в областях, прилегающих к данному месту крепления крыла (1) к соответствующей балке (2), т.е. данной части крыла (1). В результате геометрическая крутка крыла (1), а более точно - распределение геометрической крутки по протяженности крыла (3) и, как следствие, распределение угла атаки по крылу (I), изменяется.

Как и в описанных выше вариантах, в варианте ЛА согласно фиг. 7 управление распределением геометрической крутки крыла и деформаций крыла осуществляется системой управления геометрической крутки крыла летательного аппарата (фиг. 8), которая включает модуль определения оптимальной формы крыла, средства измерения деформаций по меньше мере одного крыла, аналитический модуль и исполняющий модуль.

Модуль определения оптимальной формы крыла предназначен для определения в данный момент времени оптимальной формы крыла ЛА в зависимости от текущих условий полета, полетного задания, а также в зависимости от максимально допустимых (предельных) деформаций крыла, превышение которых приведет к разрушению Л А. Полетное задание, в частности, может подразумевать необходимость изменения углов тангажа и крена ЛА, а также изменение V-образности крыла.

Средства измерения деформаций представляют собой датчики определения деформаций, например, инерционные датчики положения (авиагоризонты), различные тензометрические датчики, волоконно-оптические тензодатчики на основе брэгговских решеток и тлт,. Средства измерения деформаций могут включать устройства, позволяющие анализировать деформации по оптической метке, например, видеокамеры и специальные метки, установленные на крыле. Как и в предыдущих вариантах, применение конкретного вида тензодатчика остается на усмотрение конструктора. Тензодатчики устанавливают в тех участках крыла, где измеряемые значения предполагаются максимальными, например, в зоне возможной максимальной деформации, зоне предполагаемых максимальных напряжений, зоне предполагаемых максимальных смещений. Для обеспечения отказоустойчивости системы предпочтительно, чтобы система контроля геометрической крутки крыла включала средс тва измерения деформации крыла по меньшей мере двух независимых систем или ипов.

Для корректной работы предпочтительно собирать данные о деформации но меньшей мере в трех точках соответствующего крыла.

Аналитический модуль выполнен с возможностью приема значений деформаций, определенных средствами измерения деформаций; определения текущей формы крыла (1) на основе полученных значений деформаций; сравнения текущей формы крыла (1 ) с оптимальной формой этого крыла, определенной модулем определения оптимальной формы крыла; в случае отклонения текущей формы крыла от оптимальной - направления команд исполнительному модулю на приведение в действие по меньшей мере одного руля высоты, с тем чтобы в результате перераспределения аэродинамических сил текущая форма крыла стремилась к оптимальной. В общем случае аналитический модуль обрабатывает данные, полученные от средств измерений деформаций, установленных на крыле (1 ), которое жестко укреплено на балках (2).

Исполнительный модуль выполнен с возможность приведения в действие каждого из рулей высоты хвостового оперения балок.

Аналогично сказанному ранее в отношении двух первых вариантов реализации ЛА согласно изобретению, далее при описании третьего варианта (фиг. 7) для простоты понимания крыло (1) можно условно поделить на несколько частей: одна половина крыла и другая половина крыла; или левая часть крыла, центральная часть крыла и правая часть крыла.

Меняя соотношение углов геометрической крутки в разных частях крыла, можно управлять летательным аппаратом, а также менять либо поддерживать заданный прогиб крыла или форму крыла.

Для контроля распределения геометрической крутки крыла ЛА многобалочной схемы с целью парирования, или компенсирования, возникающих в полете деформаций и контроля положения ЛА в пространстве посредством приведения формы крыла к оптимальной выполняют следующие шаги (фиг. 11):

(ί) определяют оптимальную форму крыла модулем определения оптимальной формы крыла в зависимости от текущих условий полета и полетного задания;

(и) определяют посредством средств измерения деформаций крыла текущие значения деформаций крыла;

(ш) направляют полученные текущие значения деформаций крыла в аналитический модуль;

(iv) определяют текущую форму крыла посредством аналитического модуля на основе полученных текущих значений деформации крыла;

(v) сравнивают текущую форму крыла с определенной ранее оптимальной формой крыла посредством аналитического модуля,

и, если определено, что текущая форма крыла отличается от указанной оптимальной формы крыла, то посредством исполнительного модуля приводят в действие по меньшей мере один руль высоты для изменения усилия, передаваемого посредством балки, оснащенной этим рулем высоты, крылу в месте крепления этой балки к крылу и соответствующего изменения геометрической крупки по меньше мере части крыла так, чтобы результирующее изменение геометрической крутки всего крыла привело к перераспределению утла атаки по меньшей мере час и крыла, с тем чтобы в результате перераспределения аэродинамических сил текущая форма крыла стремилась к оптимальной.

Если полетное задание включает изменение тангажа, то на этапе (v) поворачивают по меньшей мере один руль высоты так, чтобы результирующий угол атаки на всем размахе крыла увеличился относительно первоначального, иди чтобы результирующий угол атаки на всем размахе крыла уменьшился относительно исходного утла атаки (фиг. 7). Если полетное задание включает изменение крена, то на этапе (v) поворачивают но меньшей мере один руль высоты так, чтобы в результате угол атаки одной половины крыла увеличился относительно первоначального угла атаки, или чтобы в результате угол атаки одной половины крыла уменьшился относительно исходного угла атаки (фиг. 8),

Если полетное задание включает изменение V-образности крыла, то на этапе (v) поворачивают по меньшей мере один руль высоты так, чтобы в результате угол атаки левой части соответствующего крыла и угол атаки правой части соответствующего крыла увеличились относительно утла атаки центральной части соответствующего крыла, иди так, чтобы в результате угол атаки левой части соответствующего крыла и угол атаки правой части соответствующего крыла уменьшились относительно угла атаки центральной части соответствующего крыла (фиг, 9).

Сбор и анализ данных о деформациях крыла осуществляется с заданным интервалом времени. Регулярность, с которой собираются данные о деформациях крыла и с которой система контроля анализирует эти данные и управляет исполнительными механизмами, определяется конструктором ЛА. Желательно, чтобы деформации крыла отслеживались постоянно, а интервал времени между двумя последовательными измерениями деформации крыла определялся только техническими характеристиками средств, входящих в систему контроля геометрической крутки крыла, ириборов/датчиков/ связей и т.н.