самолет

Формула изобретения

Самолет, включающий фюзеляж, нижнее крыло, хвостовое оперение в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, механизм передвижения крыла и привод, отличающийся тем, что в плоскости нижней части фюзеляжа выполнена направляющая площадка с продольной щелью, расположенной на середине, и двумя щелями вдоль ее боков, киль снабжен вторым шарнирно установленным рулем направления, а механизм передвижения крыла смонтирован над направляющей площадкой и выполнен из двух расположенных вдоль боков и симметрично относительно продольной оси фюзеляжа направляющих со стойками на концах, прикрепленными к направляющей площадке, и кронштейнами – к бокам фюзеляжа, винта, размещенного между направляющими и концами заделанного в подшипники стоек, жестко связанных с полом фюзеляжа, двух ползунов, помещенных втулками на направляющие и связанных раскосом с крылом, а гайками насажанных на винт, подвесного стержня, расположенного вдоль продольной оси под винтом, концами заделанного в стойки винта, двух втулок, помещенных на подвесной стержень, связанных проушиной с крылом, при этом на верхней поверхности крыла выполнены три поперечных ребра по форме щелей направляющей площадки, одно из которых расположено на середине и два других ребра – вдоль его боков, одна боковая поверхность рулей направления выполнена плоской, раскосы втулок ползунов присоединены к проушинам боковых ребер, а проушины втулок подвесного стержня – к проушине среднего поперечного ребра крыла, каждый руль направления оборудован автономным управлением в виде рычага с педалью и роликом, тяги, шарнирно одним концом присоединенной к рычагу с педалью, а другим концом - к рычагу руля направления, замка, установленного перед рычагом с педалью, выполненного в виде основания, прикрепленного к полу кабины, четырех стоек, вмонтированных в основание, упора, насаженного на стойки, четырех упругих элементов, надетых на стойки и упирающихся одним торцом в упор и другим торцом – в основание, фиксатора, насаженного на каждую стойку над упором, ограничителя, расположенного за рычагом с педалью, причем щели направляющей площадки выполнены шириной, обеспечивающей перемещение в них ребер крыла, плоская боковая поверхность рулей направления прилегает одна к другой, тяга выполнена в виде троса, рычаги с педалью и роликом насажаны друг над другом на общую ось, свободным концом заделанную в пол кабины фюзеляжа, а каждый упругий элемент выполнен в виде пружины.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к самолетам.

Известен самолет состоящий из фюзеляжа с крылом, хвостовым оперением в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, двух шасси и задней опорой /Самолет, 1977, №3, с.1/.

Недостатками указанного самолета являются недостаточные эксплуатационные свойства из–за большой нагрузки, действующей на летчика при выполнении маневра (пикировании, подъеме), а также ухудшение вертикальной устойчивости при отклонении руля направления из-за уменьшения размера площади вертикального оперения.

Наиболее близким к заявляемому устройству является самолет, содержащий фюзеляж, нижнее и верхнее крылья, хвостовое оперение в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, расположенным в задней части фюзеляжа, на верхней части которого выполнена опорная площадка с продольным пазом для установки верхнего крыла, имеющего на нижней поверхности поперечное ребро по форме паза опорной площадки и четыре проушины попарно и симметрично расположенные относительно продольной оси фюзеляжа, каждое из которых связано с проушинами механизма передвижения верхнего крыла, который смонтирован в салоне фюзеляжа, выполненного из двух расположенных с боков под опорной площадкой и симметрично относительно продольной оси фюзеляжа направляющих со стойками на концах, которые прикреплены к потолку фюзеляжа, размещенного между направляющими, винта, который концами заделан в подшипники стоек, жестко связанных с потолком фюзеляжа, двух ползунов, каждый из которых выполнен из двух втулок, помещенных на направляющие, с проушиной, пропущенной через щель в фюзеляже, и гайки, насаженной на винт, пальцев, соединяющих проушины втулок с проушинами верхнего крыла, четырех выключателей, попарно закрепленных на направляющих на расстоянии друг от друга, четырех датчиков, попарно заделанных в пол салона фюзеляжа на расстоянии одной пары от другой, определяемом соотношением Г=Б+1/4 В, где Г – расстояние между датчиками на длине салона фюзеляжа, В - расстояние от первой пары датчиков до заднего торца фюзеляжа, привода, состоящего из электродвигателя, редуктора и двух муфт, которые связывают между собой электродвигатель, редуктор и винт, закрепленных на кронштейне мягко связанном с фюзеляжем. /Патент СССР, № 193507, 2002, В 64 С 39/08/.

К недостаткам прототипа относятся ухудшение вертикальной устойчивости при отклонении руля направления из-за уменьшения активной площади вертикального оперения, а также значительная нагрузка на летчика при выполнении маневра, например пикирование, набор высоты под большим углом к горизонту (крутой подъем).

Задачей изобретения является создание самолета с улучшенными летными качествами (улучшение эксплуатационных свойств).

Поставленная цель достигается тем, что в самолете, включающем фюзеляж, нижнее крыло, хвостовое оперение в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, механизм передвижения крыла и привод, согласно изобретению в полости нижней части фюзеляжа выполнена направляющая площадка с продольной щелью, расположенной на середине, и двумя щелями вдоль ее боков, киль снабжен вторым шарнирно установленным рулем направления, а механизм передвижения крыла смонтирован над направляющей площадкой и выполнен из двух расположенных вдоль боков и симметрично относительно продольной оси фюзеляжа направляющих со стойками на концах, прикрепленными к направляющей площадке, и кронштейнами к бокам фюзеляжа, винта, размещенного между направляющим и концами заделанного в подшипники стоек, жестко связанных с полом фюзеляжа, двух ползунов, помещенных втулками на направляющие и связанных раскосом с крылом, а гайками насаженных на винт, подвесного стержня, расположенного вдоль продольной оси под винтом, концами заделанного в стойки винта, двух втулок, помещенных на подвесной стержень, связанных проушиной с крылом, при этом на середине верхней поверхности крыла выполнены три поперечных ребра по форме щелей направляющей площадки, одно из которых расположено на середине и два других ребра – вдоль его боков, одна боковая поверхность руля направления выполнена гладкой плоской, щели направляющей площадки выполнены шириной, обеспечивающей перемещение в них ребер крыла, раскосы втулок ползунов присоединены к проушинам боковых ребер, а проушина втулок подвесного стержня – к проушинам среднего поперечного ребра крыла, каждый руль направления оборудован автономным управлением в виде рычага с педалью и роликом тяги, выполненной в виде троса, шарнирно одним концом присоединенной к рычагу с педалью а другим концом – к рычагу руля направления, замка, установленного перед рычагом с педалью, в виде основания, прикрепленного к полу кабины, четырех стоек, вмонтированных в основание, упора, насаженного на стойки, четырех упругих элементов, надетых на стойки и упирающихся одним торцем в упор и другим торцем – в основание, фиксатора, насаженного на каждую стойку над упором, ограничителя, расположенного за рычагом с педалью, причем плоская боковая поверхность рулей направления прилегает одна к другой, рычаги с педалью и роликом насажены друг над другом на общую ось, свободным концом заделанную в пол кабины фюзеляжа, тяга выполнена в виде троса, а каждый упругий элемент выполнен в виде пружины.

Предлагаемый самолет поясняется чертежами, где:

на фиг.1 – самолет, вид сбоку;

на фиг.2 – самолет, поперечный разрез по А-А на фиг.1;

на фиг.3 изображен механизм передвижения крыла со смонтированным крылом;

на фиг.4 показано размещение ребер на крыле;

на фиг.5 показана направляющая площадка, поперечный разрез;

на фиг.6 показан участок фюзеляжа для расположения направляющей площадки;

на фиг.7 изображен киль с рулями направления, вид сверху;

на фиг.8 изображены рычаги с педалью насаженные на ось;

на фиг.9 показано положение рычага с педалью; а - поворот налево, б - поворот направо;

на фиг.10 показан замок, вид сбоку;

на фиг.11 то же, вид спереди по Б на фиг.10;

на фиг.12 изображен самолет, вид в плане сверху;

на фиг.13 изображено положение крыла в зависимости от маневра;

на фиг.14 изображен маневр самолета: а - горизонтальный полет, б - пикирование, в – подъем.

Самолет включает фюзеляж 1 с крылом 2 и хвостовым оперением в виде киля 3 с двумя шарнирно установленными рулями направления 4 и 5 и стабилизатора с рулем высоты. На нижней части полости фюзеляжа 1 выполнена направляющая площадка 6. На середине направляющей площадки 6 выполнена продольная щель 7. Две продольные щели 8 выполнены с боков щели 7 друг против друга и симметрично относительно продольной оси фюзеляжа 1. Крыло 2 пристыковано к нижней поверхности направляющей площадке 6. На середине верхней поверхности крыла 2 выполнено поперечное ребро 9. Два расположенные друг против друга и симметрично продольной оси фюзеляжа ребра 10 выполнены вдоль боков ребра 9. Ребра 9 и 10 выполнены по форме щелей 7 и 8 направляющей площадки 6. Ширина щели 7 и 8 направляющей площадки 6 выполнены шириной, обеспечивающей перемещение в них ребер 9 и 10 крыла 2. При установке крыла 2 ребро 9 помещают в щель 7, а два ребра 10 - в щели 8. В полости нижней части фюзеляжа 1 над направляющей площадкой 6 смонтирован механизм передвижения крыла 2. Он состоит из двух расположенных вдоль боков и симметрично относительно продольной оси фюзеляжа 1 направляющих 11 со стойками на концах, прикрепленными к направляющей площадке 6 и кронштейнами, прикрепленными к бокам фюзеляжа 1, винта 12, размещенного между направляющими 11 и концами заделанного в подшипники стоек, жестко связанных с фюзеляжем 1, двух ползунов 13, каждый из которых выполнен из двух втулок 14, помещенных на направляющие 11, с раскосом и гайкой 15, насаженной на винт 12, подвесного стержня 16, расположенного вдоль продольной оси под винтом 12, концами заделанного в стойки винта 12, двух втулок 17, насаженных на подвесной стержень 16 с проушиной, пальцев 18, соединяющих раскосы втулок 14 с боковыми ребрами 10, а проушины втулок 17 - с проушинами среднего поперечного ребра 9, привода, состоящего из электродвигателя 19, редуктора 20 и двух муфт 21, которые связывают между собой электродвигатель, редуктор и винт 12, закрепленных на кронштейне, мягко связанном с фюзеляжем 1. Одна из боковых поверхностей "г" каждого руля 4 и 5 направления выполнена плоской. Плоская поверхность рулей 4 и 5 направления прилегают друг к другу. Два автономных управления рулями 4 и 5 направления каждый выполнен в виде рычага 22 с педалью и роликом тяги 23, выполненной в виде троса, шарнирно одним концом связанной с рычагом 22 с педалью и роликом и другим концом – с рычагом руля направления. Два замка "к", каждый из которых состоит из основания 24, прикрепленного к полу фюзеляжа 1 перед рычагами 22, четырех стоек 25, размещенных по углам основания 24, упора 26, насаженного на стойки 25, четырех упругих элементов 27, выполненных в виде пружин, один торец которых упирается в упор 26, а другой торец – в основание 24, четырех фиксаторов "п", каждый насаженный на стойку 25, на выступающий конец над упором 26. Два заделанных в пол кабины за рычагами 22 ограничителя 28. Рычаги 22 установлены друг над другом на общую ось 29, свободным концом заделанную в пол кабины фюзеляжа 1.

Самолет работает следующим образом.

Крыло 2 приставляют к нижней поверхности направляющей площадки 6. Пропущенные через боковые щели 8 ребра 10 крыла 2 проушинами присоединяют пальцами 18 к раскосам втулок 14 ползунов 13, а проушины втулок 17 подвесного стержня 16 такими же пальцами 18 – к проушинам среднего поперечного ребра 9.

Для горизонтального полета отметку С крыла 2 располагают напротив отметки Ц центровки самолета (фиг.13а и фиг.14а). При таком полете рычаги 22 параллельны относительно друг друга (фиг.8), а ролики рычагов 22 упираются в упор 26 замка "к". При таком полете рули 4 и 5 направления плоской боковой поверхностью примыкают друг к другу, фиг.7. Воздушный поток одинаково обтекает наружную поверхность киля 3 и боковые поверхности рулей 4 и 5 направления, площадь которых достаточная для обеспечения самолету вертикальной устойчивости.

Перед пикированием (а можно и в процессе его) отметку С крыла 2 перемещают на требуемое расстояние в направлении отметки Ц₂ (фиг.13б, и фиг.14б). При этом нос фюзеляжа 1 опускается по ходу перемещения, а летчик, воздействуя на руль высоты стабилизатора, поддерживает требуемый угол снижения при наименьшем отклонении руля высоты от исходного, благодаря чему руль высоты взаимодействует с воздушным потоком под меньшим углом отклонения, что значительно увеличивает обтекание отклоненного руля высоты, а значит уменьшается и нагрузка на систему управления, а стало быть – на летчика, что в свою очередь облегчает управление самолетом.

При подъеме отметку С крыла 2 приближают к отметке Ц₁ крыла 2, требуемое расстояние (фиг.13в). При этом хвост фюзеляжа 1 опускается, а нос задирается (фиг.14в). Воздействуя на руль высоты, летчик устанавливает требуемый угол подъема, минимально отклоняя руль высоты, благодаря чему уменьшает нагрузку на систему управления, а значит и приходящуюся на себя. Этим тоже облегчает управление самолетом.

При подаче левого рычага 22 вперед его ролик наезжает на упор 26, который сжимая пружины – упругие элементы 27 перемещается вниз, обеспечивая свободное движение рычагу 22. Одновременно тяга (трос) 23 отклоняет руль 4 на требуемый угол. Воздушный поток, воздействуя на внешнюю боковую поверхность руля 4 направления, заставляет самолет отклониться от исходного положения влево, т.е. совершить поворот налево.

При подаче правого рычага 22 вперед руль 5 направления отклоняется вправо другой тягой (тросом) 23 и самолет совершает правый поворот. В исходное положение рычаги 22 и рули 4 и 5 направления переводятся воздействием ног летчика и пружинами (не показано и не обозначено). При этом ролик рычагов 22 с педалью скатывается с поверхности упора 26, а упругие элементы (пружины) 27, разжимаясь, перемещают этот упор 26 в исходное положение по стойкам 25, причем фиксаторы "п" ограничивают его перемещение.

В обоих случаях при вращении винта 12, получаемого от электродвигателя 19 через редуктор 20 и муфты 21, оба ползуна 13 перемещаются гайкой 15 по винту 12, втулками 14 по направляющим 11, втулками 17 по подвесному стержню 16. При этом за счет связи посредством пальцев 18 ребер 10 с раскосами втулок 14 и ребра 9 с проушинами втулок 17 передвигается крыло 2 относительно направляющей площадки 6, а его (крыла 2) ребра 9 и 10 движутся в щелях 7 и 8 соответственно. Направление передвижения крыла 2 зависит от направления вращения электродвигателя 19, например, при вращении против часовой стрелки крыло 2 передвигается в сторону носа фюзеляжа 1. Для передвижения крыла 2 в сторону хвоста фюзеляжа 1 приводу задают вращение в направлении, например, против часовой стрелки посредством перевода рукоятки реверсивного переключателя в нужное положение. Фиксирование места расположения крыла 2 на длине фюзеляжа 1 осуществляют путем обесточивания электродвигателя 19.

Выполнение крыла с возможностью передвижения вдоль фюзеляжа обеспечивает управление самолетом при совершении маневра.

Выполнение направляющей площадки на нижней части полости фюзеляжа повышает устойчивость самолета за счет низкого положения центра тяжести.

Размещение направляющей площадки 6 под кабиной летчика уменьшает объем фюзеляжа.

Размещение механизма передвижения крыла в полости фюзеляжа предохраняет его от воздействия внешней среды.

Расположение ребер на верхней поверхности крыла упрощает установку и проведение наладочных работ.

Щели, выполненные на направляющей площадке, обеспечивают размещение механизма передвижения крыла в нижней части полости фюзеляжа, а пальцы 18 – надежную связь крыла с ползунами, как и раскосы втулок ползунов.

Введение подвесного стержня обеспечивает надежное крепление крыла и разгружает винт 12.

Данное устройство может быть использовано в летательных аппаратах широкого применения, например, спортивного, транспортного и боевого назначения. Значительно упрощает управление самолетом за счет изменения расположения крыла в зависимости от совершаемого маневра. Понижает трудоемкость обслуживания и ремонта.