самолет

Формула изобретения

Самолет, содержащий фюзеляж с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты, крыло, два киля с рулями направления, систему управления рулями направления и шасси, отличающийся тем, что он снабжен двумя расположенными в полости крыла симметрично относительно продольной оси фюзеляжа механизмами автоматического натяжения троса системы управления рулями направления, каждый из которых содержит закрепленный в полости плоскостей крыла корпус с двумя расположенными друг над другом продольными пазами, двумя гнездами, которые размещены на стенке корпуса на одном уровне с соответствующими упомянутыми продольными пазами, ролик с осью со втулкой на концах, помещенной в продольный паз корпуса, две пружины, каждая из которых одним торцом вставлена в гнездо корпуса, а другим торцом - в гнездо втулки оси ролика, причем каждый киль с рулем направления расположен симметрично относительно продольной оси фюзеляжа на нижней поверхности консольного участка соответствующей плоскости крыла, система управления выполнена автономной для каждого руля направления, а расположение системы автоматического натяжения троса в полости крыла определено соотношением

А=Б-2 в,

где А - расстояние между центрами осей роликов;

Б - размах крыла;

в - расстояние от торца плоскости крыла до центра оси ролика.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к самолетам.

Известен самолет, состоящий из фюзеляжа с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты и киля с рулем направления и задней опорой, закрепленного на нижней поверхности хвостового участка фюзеляжа, в полости которого размещена система управления рулем направления, выполненная из двуплечего рычага с педалями, надетого на ось, заделанную в пол кабины летчика, двух тросов, протянутых вдоль фюзеляжа, расположенных симметрично относительно продольной оси его, шарнирно связанных одним концом с двуплечим рычагом с педалями, а другим концом - с рычагом руля направления, роликов с осями, свободным концом заделанными в пол фюзеляжа, к которому прикреплено крыло, и шасси (Международная заявка 88/06551, В 64 С 39/06, 1988 г.).

Недостатком указанного самолета является снижение эксплуатационных свойств из-за конструктивного размещения вертикального оперения.

Наиболее близким - прототипом - является самолет, состоящий из фюзеляжа с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты и двух килей с рулями направления, которые размещены на концах плоскостей стабилизатора, система управления которыми расположена в полости фюзеляжа и стабилизатора и выполнена из двуплечего рычага, с педалями, двух тросов, расположенных симметрично относительно продольной оси фюзеляжа, шарнирно соединенных одними концами с рычагом с педалями, а другими концами - с рычагом рулей направления, связанных с пружинами, крыла, задней опоры, смонтированной в хвостовой части фюзеляжа, на верхней поверхности которого выполнена кабина летчика, и шасси (Журнал Крылья родины, 1998, 8, с. 27, самолет ДБ-4).

Недостатком прототипа являются невысокие эксплуатационные свойства из-за конструктивного размещения килей с рулями направления и исполнения системы управления рулями направления.

Задачей создании изобретения является улучшение эксплуатационных свойств.

Поставленная задача достигается тем, что самолет, содержащий фюзеляж с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты, крыло, два киля с рулями направления, систему управления рулями направления и шасси, согласно изобретению снабжен двумя расположенными в полости крыла симметрично относительно продольной оси фюзеляжа механизмами автоматического натяжения троса системы управления рулями направления, каждый выполнен из закрепленного в полости плоскостей крыла корпуса с двумя расположенными друг над другом продольными пазами, двумя гнездами, которые размещены на стенке корпуса на одном уровне с соответствующим упомянутым продольным пазом, ролика с осью со втулкой на концах, помещенной в продольный паз корпуса, двух пружин, каждая одним торцом вставлена в гнездо корпуса, а другим торцом - в гнездо втулки оси ролика, причем каждый киль с рулем направления расположен симметрично продольной оси фюзеляжа на нижней поверхности участка соответствующей плоскости крыла, система управления выполнена автономной для каждого руля направления, а расположение системы автоматического натяжения троса в полости крыла определено соотношением

А=Б-2в,

где А - расстояние между центрами осей роликов;

Б - размах крыла;

в - расстояние от торца плоскости крыла до центра оси ролика.

Предлагаемый самолет поясняется чертежами, где:

на фиг.1 показан самолет, вид сбоку;

на фиг.2 - то же, вид спереди;

на фиг.3 - то же, вид снизу по А на фиг. 1;

на фиг. 4 - изображен механизм автоматического натяжения троса системы управления рулем направления, продольный разрез;

на фиг.5 - то же, вид сверху по Б на фиг. 4;

на фиг.6 показана кинематическая схема системы управления рулем направления, поворот налево;

на фиг.7 - то же, поворот направо;

на фиг.8 изображено положение поворотной поверхности руля направления: а - перемещение по прямой; б - поворот направо; в - поворот налево.

Самолет включает фюзеляж 1 с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты. Крыло 2 прикреплено к нижней поверхности среднего участка фюзеляжа 1. Два киля 3 с рулем 4 направления размещены на нижней поверхности консольного участка каждой плоскости крыла 2. Две системы автономного управления рулями 4 направления расположены симметрично относительно продольной оси фюзеляжа 1 в его полости и в полости каждой плоскости крыла 2, и каждая выполнена из двух рычагов 5 с педалями, помещенной на общую ось 6, свободным концом заделанную в пол кабины летчика, троса 7, шарнирно одним концом соединенного с соответствующим рычагом 5, а другим концом - с рычагом 8 оси 9 поворотной поверхности руля 4 направления, трех роликов 10 с осями, один из которых осью заделан в пол фюзеляжа 1, а два других ролика осью прикреплены к ферме плоскости крыла 2, ограничителя 11, вмонтированного в пол сзади рычага 5.

Два механизма автоматического натяжения тросов 10, каждый расположен в полости, соответствующей плоскости крыла 2, симметрично относительно продольной оси фюзеляжа 1 и выполнен из корпуса 12 с двумя расположенными друг над другом продольными пазами 13, прикрепленного к ферме плоскости крыла 2, ролика 14 с осью 15 со втулкой 16 на концах, помещен в паз 13, двух пружин 17, каждая одним торцом вставлена в гнездо 18, выполненное на стенке корпуса 12 на одном уровне с соответствующим продольным пазом 13, а другим торцом - в гнездо (не показано) втулки 16.

Две пружины 19, каждая одним концом присоединена к оси 9 соответствующего руля 4 направления, а другим концом - к ферме плоскости крыла 2.

Расположение систем автоматического натяжения троса в полости крыла 2 определено соотношением А= Б-2в, где А - расстояние между центрами осей роликов, Б - размах крыла, в - расстояние от торца плоскости крыла до центра оси ролика.

Самолет работает следующим образом.

Для перемещения по прямой рычаги 5 располагают перпендикулярно к продольной оси фюзеляжа 1. При этом положении рычагов 5 рули 4 направления параллельны между собой и относительно продольной оси фюзеляжа 1 (фиг. 2, фиг.3 и фиг.8а).

При подаче левого рычага 5 вперед (к носу самолета), фиг.6, он поворачивается на оси 6, увлекая за собой трос 7, который, скользя по роликам 10, тянет за собой рычаг 8 оси 9. При этом руль 4 (поворотная поверхность) направления отклоняется влево на заданный угол. В отклоненном положении руль 4 направления оказывает сопротивление перемещению самолета, создавая момент, обеспечивающий отклонение хвоста фюзеляжа 1 вправо, а носа его - влево. Благодаря чему обеспечивают энергичное изменение направления перемещения самолета в левую сторону (фиг.7, фиг.8в).

Отклоняя вперед правый рычаг 5 (фиг.7), увлекаемый трос 7 тянет за собой рычаг 8 другого (правого) руля 4 направления, который занимает наклонное положение относительно исходного, т.е. руль 4 направления отклоняется вправо. Благодаря чему самолет совершает правый разворот.

При ослаблении натяжения троса 7 пружины 17, упирающиеся в дно гнезда 18 корпуса 12, при разжатии другим торцом воздействуют на дно гнезда втулки 16 (не показано), которые перемещаются в продольных пазах 1 вместе с осью 15 и роликом 14 в направлении троса 7. Ролик 14 упирается в трос 7 и натягивает его, выбирая ослабление (провисание).

Размещение киля 3 с рулем направления 4 на нижней поверхности консольного участка каждой плоскости крыла повышает устойчивость самолета в воздушной среде, улучшает обзор пространства, повышает маневренность за счет энергичного отклонения носового участка при минимальном радиусе поворота. Этому способствует и расположение киля с рулем направления, определяемое соотношением А=Б-2в.

Система управления рулями направления способствует безопасности полета при неисправности одного из рулей.

Корпус 12 обеспечивает жесткость конструкции, а ролики надежно фиксируют положение троса.

Ограничители 11 исключают отклонение рычагов с педалями в сторону хвоста фюзеляжа.

Механизм автоматического натяжения троса исключает его провисания без вмешательства технического персонала.

Изобретение можно использовать в летательных аппаратах типа самолетов.