мотодельтоплан

Формула изобретения

Мотодельтоплан, содержащий гибкое крыло с рулевой трапецией, шарнирно закрепленное в точке подвески на пилоне мототележки, толкающий воздушный винт, установленный за задней кромкой крыла и выступающий над поверхностью последнего, отличающийся тем, что он снабжен кольцевым насадком для расположения воздушного винта, установленным с возможностью прохождения линии действия вектора тяги через точку подвески мототележки к крылу или в непосредственной близости к ней, при этом задняя кромка крыла на взлетно-посадочных углах атаки находится на уровне от середины до нижнего края кольцевого насадка.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области легкого самолетостроения и может быть использовано при конструировании сверхлегких летательных аппаратов с гибким крылом - мотодельтoпланов с балансирным управлением.

Известен мотодельтоплан, содержащий гибкое крыло с рулевой трапецией, шарнирно закрепленное в точке подвески на пилоне мототележки, толкающей воздушный винт, установленный за задней кромкой крыла и выступающий над поверхностью последнего [1].

Недостатком известной конструкции является то, что при размещении толкающего воздушного винта за задней кромкой крыла и выступающим над поверхностью последнего происходит не увеличение, а уменьшение подъемной силы за счет отрицательной интерференции струи толкающего воздушного винта с крылом мотодельтоплана.

Другим недостатком известной конструкции является то, что между шарниром в точке подвески и линией действия вектора тяги образуется плечо, результатом которого является так называемое явление "прокачки" - изменение углового положения мототележки при изменении значения силы тяги силовой установки. "Прокачка" сужает рабочий ход рулевой трапеции и тем самым ухудшает характеристики управляемости, способствует раскачке в продольном канале, снижает безопасность полета.

Технической задачей данного изобретения является увеличение подъемной силы, улучшение характеристик управляемости и повышение безопасности полета.

Технический результат достигается за счет того, что мотодельтоплан, содержащий гибкое крыло с рулевой трапецией, шарнирно закрепленное в точке подвески на пилоне мототележки, толкающий воздушный винт, установленный за задней кромкой крыла и выступающий над поверхностью последнего, снабжен кольцевым насадком для расположения в нем воздушного винта, установленным с возможностью прохождения линии действия вектора тяги через точку подвески мототележки к крылу или в непосредственной близости к ней, при этом задняя кромка крыла на взлетно-посадочных углах атаки находится на уровне от середины до нижнего края кольцевого насадка.

На фиг. 1 представлен мотодельтоплан, выполненный согласно данному изобретению; на фиг. 2 - известный мотодельтоплан, принятый за прототип; на фиг. 3 - графическое пояснение технического результата данного изобретения.

Мотодельтоплан, изображенный на фиг. 1, содержит гибкое крыло 1 с рулевой трапецией 2, шарнирно закрепленное в точке 3 подвески на пилоне 4 мототележки 5 и кольцевой насадок 6 с расположенным в нем воздушным винтом (не показан). Насадок 6 с винтом установлен за задней кромкой крыла 1 с возможностью прохождения линии действия вектора тяги через точку 3 подвески мототележки 5 к крылу 1 и выступает над поверхностью крыла 1, задняя кромка которого на взлетно-посадочных углах атаки находится на уровне от середины до нижнего края кольцевого насадка 6.

Изображенный на фиг. 2 мотодельтоплан, выполненный в соответствии с известным техническим решением [1], содержит гибкое крыло 7 с рулевой трапецией 8, шарнирно закрепленное в точке 9 подвески на пилоне 10 мототележки 11, толкающий воздушный винт 12, установленный за задней кромкой крыла 7 и выступающий над его поверхностью.

При проведении экспериментальных исследований мотодельтоплана по данному изобретению в академии им. профессора Н.Е. Жуковского установлено, что увеличение коэффициента подъемной силы за счет интерференции струи толкающего воздушного винта и крыла 1 мотодельтоплана реализуется, как видно из графика, изображенного на фиг. 3, когда Ук > - 0,1 (соответствует случаю, когда ось винта ниже задней кромки на 0,1 его радиуса). На фиг. 3 также показано изменение подъемной силы Cу и аэродинамического качества K в зависимости от взаимного положения воздушного винта и крыла 1 мотодельтоплана.

В ходе эксперимента место установки работающего воздушного винта, заключенного в насадок 6, последовательно менялось от положения, когда вся плоскость воздушного винта была ниже задней кромки крыла 1, до положения, когда плоскость воздушного винта была выше задней кромки крыла 1. На фиг. 3, в частности, приведен вариант продувки при угле атаки, равном 16^o, и коэффициенте тяги Cр, равном 0,4, при этом Cp = P/qS, где P - тяга воздушного винта, q - скоростной напор, S - площадь крыла (соответствует полету на скорости, равной скорости отрыва).

Видно, что прирост подъемной силы достигает максимума при некотором снижении аэродинамического качества тогда, когда нижняя кромка воздушного винта находится на уровне задней кромки крыла 1.

В прототипе между шарниром точки 9 подвески и линией действия вектора тяги образуется плечо и в результате появляется "прокачка", сужающая рабочий ход рулевой трапеции 8, что ухудшает характеристики управляемости.

В данном изобретении прохождениe линии действия вектора тяги P через точку 3 подвески крыла 1 к мототележке 5 или в ее окрестности позволило устранить явление "прокачки", существенно расширить рабочий ход рулевой трапеции 2 и, таким образом, улучшить характеристики управляемости.

Из фиг. 3 также видно, что для получения заметного увеличения подъемной силы необходим значительный вынос вверх воздушного винта относительно задней кромки крыла 1.

Изобретение направлено на обеспечение возможности крейсерской и максимальной скорости полета при сохранении хороших взлетно-посадочных характеристик, что достигается улучшением несущих свойств крыла 1 за счет реализации условий положительной интерференции.

На реально выполненном мотодельтоплане при коэффициенте тяги Cр = 0,65 (скорость отрыва при взлете = 50 км/ч) прирост подъемной силы на взлетно-посадочных режимах равен 20%, что обеспечило сохранение хороших взлетно-посадочных характеристик при условии увеличения крейсерской и максимальной скорости полета.