Изобретение относится к авиационной технике, а именно к самолетам с переменной степенью устойчивости и управляемости. Целью изобретения является повышение прочности и снижение веса. Летательный аппарат с изменяемой устойчивостью и управляемостью содержит фюзеляж 1, шасси 2, силовую установку 3, движитель 4, размещенный в кожухе 5, крыло, включающее консольно закрепленные несущие плоскости 6 и 7 с рулями 8 и 9 поперечного управления, подвижное хвостовое оперение, включающее кили 10 и 11 с рулями 12 и 13 направления, стабилизатор 14 с рулем 15. Каждая балка консольной двухбалочной подвески выполнена в виде системы из двух многоступенчатых гидроцилиндров 16, 18 и 17, 19 свободного хода. К кожуху 5 на входе прикреплена защитная решетка 20, а на выходе установлена выравнивающая решетка 21. 2 ил.
ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ДВУХБАЛОЧНОЙ СХЕМЫ С ИЗМЕНЯЕМОЙ УСТОЙЧИВОСТЬЮ И УПРАВЛЯЕМОСТЬЮ, содержащий крыло, несущий фюзеляж, шасси, силовую установку и двухкилевое хвостовое оперение с подвижным вдоль продольной оси летательного аппарата горизонтальным оперением, закрепленное на конструкции летательного аппарата при помощи консольной двухбалочной подвески, отличающийся тем, что, с целью повышения прочности и уменьшения веса, подвеска снабжена дополнительными подкосами, выполненными в виде многоступенчатых гидроцилиндров свободного хода.
Описание изобретения к патенту
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам с переменной устойчивостью и управляемостью. Известен летательный аппарат, однофюзеляжной схемы с изменяемой устойчивостью и управляемостью с подвижным в продольном направлении горизонтальным оперением. Известен летательный аппарат двухбалочной схемы с изменяемой устойчивостью и управляемостью с подвижным в продольном направлении горизонтальным оперением. В известных летательных аппаратах подвижным в продольном направлении выполнено не хвостовое оперение, а только горизонтальное хвостовое оперение, что уменьшает прочность, так как известная подвеска хвостового оперения обладает малой прочностью и большим весом в случае подвижного хвостового оперения. Целью изобретения является повышение прочности и уменьшение веса. Это достигается тем, что летательный аппарат двухбалочной схемы с изменяемой устойчивостью и управляемостью содержит крыло, несущий фюзеляж, выполненный в виде центроплана, шасси, силовую установку и двухкилевое хвостовое оперение с подвижным вдоль продольной оси летательного аппарата горизонтальным оперением, закрепленное на крыле при помощи консольной двухбалочной подвески, причем силовая установка выполнена с кожухом, каждая балка консольной двухбалочной подвески выполнена в виде системы из двух многоступенчатых гидроцилиндров свободного хода, установленных в плоскости, параллельной вертикальной плоскости симметрии летательного аппарата, причем первый гидроцилиндр закреплен на фюзеляже летательного аппарата параллельно продольной оси летательного аппарата, а второй гидроцилиндр шарнирно закреплен на кожухе силовой установки под отличным от нуля углом к продольной оси первого гидроцилиндра. На фиг. 1 изображен общий вид летательного аппарата; на фиг. 2 - то же, в плане. Летательный аппарат с изменяемой устойчивостью и управляемостью содержит несущий фюзеляж 1, шасси 2, силовую установку 3, движитель 4, размещенный в кожухе 5, крыло, включающее консольно закрепленные несущие плоскости 6 и 7 с рулями поперечного управления 8 и 9, подвижное хвостовое оперение, включающее кили 10 и 11 с рулями 12 и 13 направления, стабилизатор 14 с рулем 15. Каждая балка консольной двухбалочной подвески выполнена в виде системы из двух многоступенчатых гидроцилиндров 16, 18 и 17, 19 свободного хода. К кожуху 5 на входе прикреплена защитная решетка 20, а на выходе установлена выравнивающая решетка 21. Устройство работает следующим образом. При стоянке на земле штоки всех гидроцилиндров убраны. Перед полетом в гидроцилиндры 16 и 17 подается давление и штоки гидроцилиндров подкосов 18 и 19 выпускаются под воздействием тянущего усилия со стороны штоков гидроцилиндров 16 и 17. Хвостовое оперение при этом устанавливается в требуемое положение на земле перед взлетом, после чего фиксируется положение всех штоков гидроцилиндров. (56) Патент США N 4008867, кл. В 64 С 5/02, 1977. Патент США N 4025007, кл. В 64 С 5/10, 1977.
