Летательные аппараты, не предусмотренные в других рубриках: .типа "утка" – B64C 39/12

Изобретение относится к области авиационной техники. Многоцелевой сверхзвуковой конвертируемый самолет имеет планер с плавным сопряжением низкорасположенного крыла W-образной формы в плане и фюзеляжа, силовую установку, крыльевые гондолы, трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой и главными опорами. Самолет выполнен по аэродинамической схеме «утка» с тремя поверхностями управления тангажом: передним горизонтальным оперением, флапперонами средней части крыла и цельноповоротными щитками. Силовая установка включает основной и два вспомогательных турбореактивных двухконтурных двигателя. Крыло выполнено изменяемой геометрии. Планер снабжен кормовым и крыльевыми щитками, выполнен с близко расположенным передним горизонтальным оперением и цельноповоротными щитками, расположенными по внешним бортам двух хвостовых балок для торможения, каждая из которых снабжена сверху килем хвостового оперения. Фюзеляж имеет ромбовидную форму поперечного сечения, выполнен с усеченным V-образным низом, оснащен для основного двигателя подфюзеляжным плоским воздухозаборником. Крыло имеет наплывы U-образной формы в плане со стреловидными обтекателями, образующими кессон с узлами навеса трех поверхностей управления тангажем, среднюю часть с флапперонами до крыльевых гондол и отклоняемые стреловидные концевые части, смонтированные на гондолах. Верхние поверхности трапециевидных в плане кормового и крыльевых щитков покрыты теплостойким материалом, поглощающим тепло, и расположены на конце соответствующей гондолы в продолжение нижней части с возможностью уменьшения инфракрасного излучения. Изобретение направлено на повышение аэродинамической эффективности и дальности полета. 2 ил.

Изобретение относится к транспортной технике и касается создания стабилизирующихся экранопланов. Экраноплан выполнен по схему «Утка» и содержит фюзеляж, переднее горизонтальное оперение, основное кормовое крыло, вертикальное оперение с рулем направления, маршевые двигатели с движителями. Основное кормовое крыло и переднее горизонтальное оперение установлены относительно центра масс при отношении плечей L_корм/L_ПГО =0,8÷1,2, где L_корм - плечо кормового крыла, L_ПГО - плечо переднего горизонтального оперения, таким образом, что распределение подъемных сил между передним горизонтальным оперением и кормовым крылом находится в диапазоне Y_ПГО /Y_корм=0,8÷1,2, где Y_ПГО - подъемная сила переднего горизонтального оперения, Y_корм - подъемная сила кормового крыла, а абсолютное значение плеча переднего горизонтального оперения L_ПГО выбрано из диапазона соотношений L _ПГО/b_{САХ ПГО} = 5÷2, где b_{САХ ПГО} - средняя аэродинамическая хорда переднего горизонтального оперения, при удлинении переднего горизонтального оперения _ПГО=2÷4 и удлинении основного кормового крыла _кр=3÷4 таким образом, чтобы отношение длин средних аэродинамических хорд крыла и переднего горизонтального оперения находилось в диапазоне b_{САХ ПГО}/b_{САХ кр}=0,95÷1,05, где b_{САХ кр} - средняя аэродинамическая хорда кормового крыла. Стартовые двигатели с винтами могут быть расположены в носовой части фюзеляжа, а маршевые двигатели с движителями - в кормовой части фюзеляжа. Изобретение позволяет выбирать наиболее оптимальную компоновку экраноплана с учетом обеспечения безопасности, уменьшения шумности от винтов и увеличения полезной нагрузки. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиации, к летательным аппаратам тяжелее воздуха, более конкретно к летательным аппаратам типа «утка», и может быть использовано в конструкции беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный летательный аппарат выполнен по схеме «утка» и содержит крыло, фюзеляж, переднее горизонтальное оперение, силовую установку с винтовым толкающим движителем, расположенным в хвостовой части фюзеляжа, и систему управления. Крыло выполнено стреловидным, а винтовой движитель снабжен кольцевым кожухом. Кольцевой кожух выполнен удлиненным, простирающимся назад от плоскости винтового движителя, и с выхлопным поворотным соплом, снабженным вертикальным и горизонтальным приводами, осуществляющими отклонение поворотного сопла вокруг горизонтальной и вертикальной осей. Переднее горизонтальное оперение выполнено шарнирно установленным на оси, направленной вдоль его размаха и перпендикулярной плоскости симметрии аппарата, и самоустанавливающимся на заданный угол атаки. Система управления связана с вертикальным и горизонтальным приводами поворотного сопла. Достигается повышение аэродинамического качества и уменьшение массы конструкции. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Аэродинамическая поверхность выполнена с возможностью размещения снаружи фюзеляжа самолета. Соединительная часть (140) подвешена к аэродинамической поверхности и имеет крепежную часть (641), выполненную с возможностью крепления к самолету внутри фюзеляжа самолета. Между соединительной частью и фюзеляжем располагается роликовая система из дугообразной дорожки (670) и роликовой опоры (651), несущей ролики (680) с возможностью вращения. 5 н. и 18 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретения относятся к области авиации. В вариантах выполнения самолет может содержать заднюю часть корпуса, интегрированную с треугольным крылом и сужающимся назад фюзеляжем, для обеспечения плавного распределения площади спереди назад. Силовая установка, содержащая двигатель, воздухозаборник и реактивное сопло, может быть интегрирована в заднюю часть корпуса для частично скрытого расположения позади крыла. В одном варианте выполнения вход воздухозаборника может быть расположен под крылом, а выход сопла может быть расположен на или над крылом. S-образный впускной канал может доставлять воздух к установленному сзади интегрированному двигателю. Самолет может содержать установленные сзади рули высоты, установленные на крыле элевоны и установленное спереди переднее оперение для управления тангажом. Конструкция самолета может быть модульной для использования преимуществ общих признаков между околозвуковой и сверхзвуковой структурами. Предложен также способ изготовления самолета. Технический результат - уменьшение лобового сопротивления. 6 н. и 54 з.п. ф-лы, 47 ил.

Изобретение относится к авиации. Конвертоплан содержит фюзеляж 1 с кабиной, крылья 2, два винта 3. Винты имеют возможность изменять положение от вертикального к горизонтальному. Двигатели конвертоплана установлены в неподвижных частях удлиненных мотогондол 4. Мотогондолы 4 установлены в средней части каждого крыла 2. На подвижной части каждой из мотогондол 4 размещены винты 3, за которыми расположено переднее горизонтальное оперение 5. На неподвижной части каждой из мотогондол 4 выполнено хвостовое вертикальное оперение 6 с наклоном внутрь относительно вертикальной продольной плоскости неподвижной части мотогондолы 4. Техническим результатом изобретения является повышение устойчивости и надежности эксплуатации летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к самолетам, выполненным по аэродинамической схеме “утка”. Самолет содержит крыло 1, переднее горизонтальное оперение, состоящее из нижнего плана 2 и верхнего плана 3, фюзеляж 4, колесное шасси, состоящее из основной опоры 5 и двух боковых опор 6, и двигательную установку 7. Основная опора 5 колесного шасси расположена позади центра масс самолета. Верхний план 3 переднего горизонтального оперения смещен назад относительно нижнего плана 2. Подвижная поверхность верхнего плана 3 переднего горизонтального оперения кинематически связана с системой управления самолетом по тангажу и является рулем 8 высоты. Подвижная поверхность нижнего плана 2 кинематически связана с системой управления механизацией крыла, имеет возможность отклоняться только вниз и по существу является закрылком 9 нижнего плана 2 переднего горизонтального оперения. Технический результат - уменьшение размеров самолета. 2 ил.

Изобретение относится к авиации, более конкретно - к аппаратам тяжелее воздуха, а именно к самолетам схемы “утка”, и может быть использовано в конструкции пассажирских, транспортных самолетов для повышения их экономичности и топливной эффективности. В самолете переднее горизонтальное оперение (ПГО) выполнено шарнирно установленным вокруг оси, перпендикулярной плоскости симметрии, с производной коэффициента подъемной силы по углу атаки самолета Су0, самоустанавливающимся на заданный угол атаки и с коэффициентом подъемной силы, меньшим коэффициента подъемной силы крыла для крейсерских режимов полета. ПГО выполнено включенным в механизм управления в продольном канале, а половинки ПГО выполнены с трубчатыми лонжеронами, концы которых закреплены шарнирно на оси в подшипниковых узлах, установленных в носовой части фюзеляжа. Концы трубчатых лонжеронов связаны между собой соединительной трубой. Половинки ПГО выполнены в своей хвостовой части с серворулями, снабженными шарнирными тягами, связанными с механизмом управления ПГО. Технический результат - обеспечение управляемости самолета в продольном канале за счет переднего горизонтального оперения. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.