сверхлегкий самолет

Формула изобретения

1. Сверхлегкий самолет, содержащий фюзеляж, отличающийся тем, что состоит из фюзеляжной балки, которая имеет носовую часть - постоянное прямоугольное сечение и хвостовую - прямоугольное переменное сечение; из вертикальных пилонов, состоящих из двух поясов, соединенных стенками; из подкосной моторамы для установки двигателя, состоящей из двух швеллерных балок, опертых на клепаную вертикальную стойку швеллерного сечения и связанных между собой двумя уголками и двумя пластинами; крыло, которое крепится к силовому металлическому каркасу фюзеляжа, состоит из центроплана, состоящего из поперечных балок, балок продольных, косынок, кронштейнов, уголков; продольных профилей, двух отъемных консолей, конструктивно выполненных двухлонжеронными, подкошенными системой подкосов и контрподкосов, с неработающей обшивкой; а в корневой части каждой консоли может монтироваться топливный бак; хвостовое оперение - подкосное, выполненное по Т-образной схеме, и трехопорное неубирающееся шасси также присоединены к силовому каркасу фюзеляжа.

2. Сверхлегкий самолет по п.1, отличающийся тем, что кабина выполнена в виде гондолы, изготовленной из композитных материалов.

3. Сверхлегкий самолет по п.1, отличающийся тем, что основное шасси выполнено с раздельным торможением колес, а носовое колесо - самоориентирующимся.

4. Сверхлегкий самолет по п.1, отличающийся тем, что используются закрылки на три фиксированных положения.

Описание изобретения к патенту

Изобрение относится к самолетостроению.

Заявляемая система представляет собой конструкцию сверхлегкого самолета, предназначенную для доставки малых грузов в запланированное место, для ультрамалообъемного опыления полей, для расселения биосредств защиты растений, для первоначального обучения пилотов сверхлегкой авиации, для транспортно-связных операций, для аэровизуальных наблюдений, аэрофотосъемки, для патрулирования линейных участков магистральных газо- и нефтепроводов.

Аналогом заявляемой конструкции самолета является сверхлегкий самолет Аэропракт-20 (А-20) "Sky cruiser" фирмы "Аэропракт" г.Киев. Представлен на фиг. приложения №1. Сайт фирмы "Аэропракт" www.aeroprakt.kiev.ua.

А-20 двухместный самолет, подкосный высокоплан "нормальной" аэродинамической схемы с кабиной закрытого типа, неубирающимся шасси с хвостовой опорой. Двигатель Rotax-912ULS расположен в хвостовой части фюзеляжа с толкающим трехлопастным винтом. А-20 имеет смешанную конструкцию (металлические крыло и оперение, стеклопластиковый фюзеляж).

А-20 обладает высокими аэродинамическими качествами, высокотехнологичным фюзеляжем. Конструкция фюзеляжа требует минимального количества оснастки.

Недостатками А-20 являются максимально обжатая кабина (из-за возможности использовать несколько видов двигателей), посадка пассажиров не очень удобная, регулировка кресел ограничена, хвостовое колесо создает дополнительные требования к грунту, крыло одноподкосное, нетехнологичное.

Наиболее близким к заявляемой конструкции является сверхлегкий самолет "Sky Arrow" итальянской фирмы Iniziative Industriali Italiane S.p.A. (Meteor S.p.A.) - прототип. Представлен на фиг. журнала АОН Авиация общего назначения №5 за 2003 год.

"Sky Arrow" представляет собой подкосный высокоплан с толкающим винтом и тандемной схемой расположения пилотов. Управление самолетом - дублированное, хотя нет дополнительной приборной доски для второго пилота.

Шасси трехопорное с неуправляемым носовым колесом. Рессора основных стоек выполнена по многослойной схеме из угле- и стекловолокна на эпоксидной смоле. Носовая стойка стальная, подрессоренная резиновой подушкой.

На самолете установлено двухлонжеронное крыло с модифицированным для низких скоростей профилем Gottingen 398. Каждая консоль крепится к фюзеляжу с помощью трех легкосъемных предохранительных шпилек (две на корневой нервюре и одна - на подкосе крыла).

Крыло и управляющие поверхности выполнены из алюминия. Крыло, усиленное алюминиевыми подкосами, оснащено элеронами и электрическими закрылками. Соединение элеронов с крылом осуществляется с помощью двух узлов крепления. Управление элеронами механическое, с помощью алюминиевых тяг и качалок. Управление закрылками электрическое, четырехпозиционное: 0 град, 15 град, 25 град и 35 град.

Большое вертикальное оперение расположено на тонкой длинной хвостовой балке, жесткость которой достигается использованием углеволокна. Горизонтальное оперение съемное. Двигатель расположен за кабиной вверху и закрыт обтекателем с воздухозаборником.

"Sky Arrow" обладает хорошими аэродинамическими свойствами, эстетичным видом.

Данный сверхлегкий самолет имеет ряд недостатков, которые являются существенными:

1. Крыло одноподкосное - нетехнологичное.

2. Кабина заужена, что создает неудобства и при посадке и при работе.

3. Углеволокно, используемое как композитный материал, является очень дорогим. Хотя и позволило сэкономить 115 кг веса.

4. Углеволокно обладает отличной электропроводностью, что создает дополнительные требования к изоляции проводки. Вся проводка должна быть тщательно изолирована, подобно тому, как это делается на металлических аппаратах.

Данным изобретением предлагается сверхлегкий самолет. Заявляемая система представляет собой конструкцию, которая содержит следующие части: фюзеляж, к которому крепятся крыло, хвостовое оперение, шасси, силовая установка (двигатель).

Фюзеляж предназначен для размещения экипажа, груза, оборудования, топлива. Фюзеляж состоит из силового металлического каркаса и не силовой пластиковой кабины. Каркас фюзеляжа, в свою очередь, состоит из: фюзеляжной балки, вертикальных пилонов, подкосной моторамы, центроплана.

Конструктивно балка состоит из уголков, обшивки, шпангоутов, усиливающих и стыковочных элементов. Сборка деталей балки осуществляется с помощью заклепочных и болтовых соединений. Носовая часть балки имеет постоянное прямоугольное сечение, хвостовая - прямоугольное переменное сечение. Плоскость балки в районе стыковки с моторамой имеет излом вверх.

Вертикальные пилоны конструктивно состоят из двух поясов, соединенных стенками. Сборка деталей пилонов осуществляется с помощью клепки.

На фюзеляжную балку пилоны устанавливаются с помощью пластин и фиксируются болтами.

Центроплан состоит из поперечных балок, балок продольных, косынок, кронштейнов, уголков, продольных профилей. Сборка деталей центроплана осуществляется с помощью заклепочных и болтовых соединений. Устанавливается на пилоны через соединительные уголки посредством клепки и болтов.

Моторама состоит из двух швеллерных балок, опертых на клепанную вертикальную стойку швеллерного сечения и связанных между собой двумя уголками и двумя пластинами. Уголки служат для крепления глушителя, пластины - для крепления амортизаторов подвески двигателя. Сборка деталей моторамы осуществляется с помощью заклепочных и болтовых соединений. Моторама соединена с фюзеляжной балкой и задним пилоном пластинами на заклепках и болтах.

Кабина служит для размещения пилота, пассажира, органов управления и приборов. Кабина самолета двухместная, не силовая, закрытая, вентиляционного типа. Кабина крепится к балке фюзеляжа и центроплану. К балке фюзеляжа - при помощи десяти кронштейнов, к центроплану - через бортовые профиля. Дверь навешена на трех шарнирах, закрепленных по верхней кромке двери, и открывается наружу.

Крыло самолета состоит из центроплана, двух отъемных консолей, системы подкосов и контрподкосов.

Консоли крыла связаны с фюзеляжем безмоментными узлами и системой подкосов. Крыло снабжено элеронами, подвешенными на трех узлах, и закрылками - на двух узлах. Элероны и закрылки щелевого типа.

По конструктивной силовой схеме консоль крыла выполнена двухлонжеронной, подкошенной системой подкосов и контрподкосов, с неработающей обшивкой. В корневой части консоли может монтироваться топливный бак.

Каркас консоли состоит из продольного и поперечного набора. К продольному набору относится передний и задний лонжероны, воспринимающие изгибающий, крутящий моменты и перерезывающую силу. В поперечный набор входят 12 нервюр, на каждой консоли, 8 диафрагм, воспринимающие распределенную воздушную, а часть из них - сосредоточенные нагрузки. В плоскости хорд часть нервюр и раскосы образуют ферму, воспринимающую нагрузки в этой плоскости.

Подкосы крыла представляют собой стержни обтекаемой формы в сечении, выполненные из труб.

Контрподкосы крыла выполнены из трех трубок, из которых две вертикальные приплюснуты.

Лонжероны - балочного типа, состоят из верхнего и нижнего поясов, стенки и подкрепляющих стенку стоек. На лонжероны установлены кронштейны крепления подкосов, контрподкосов, раскосов, навески механизации крыла.

Элерон и закрылок выполнены однолонжеронными с неработающей обшивкой. При этом элерон имеет три, а закрылок - два узла навески.

Хвостовое оперение подкосное, выполнено по Т-образной схеме и состоит из киля, руля направления, стабилизатора, руля высоты и двух подкосов. Киль расчален тросами на крыло. Верхние части подкосов стабилизатора расчалены на фюзеляжную балку.

Киль конструктивно представляет собой трубчатую ферму, состоящую из переднего лонжерона, заднего лонжерона, нервюр и раскосов киля, соединенных между собой косынками с помощью односторонних заклепок.

Кронштейны, соединяющие передний, задний лонжероны киля с корневой нервюрой, являются одновременно и узлами крепления киля к фюзеляжной балке.

В верхних косынках киля выполнены три отверстия, усиленные трубчатыми заклепками, для навески горизонтального оперения (ГО) и подсоединения тросов расчалки оперения к крылу. На заднем лонжероне киля с помощью односторонних заклепок крепятся три петли навески руля направления.

Руль направления состоит из переднего лонжерона, задней дужки и нервюры РН. Снизу к лонжерону РН посредством фланцевого стакана крепится качалка РН. К задней дужке РН с помощью односторонних заклепок крепится триммерная пластина.

Стабилизатор конструктивно представляет собой трубчатую раму, состоящую из переднего лонжерона, заднего лонжерона, нервюр, соединенных между собой косынками с помощью односторонних заклепок.

Задний лонжерон стабилизатора в местах соединения с нервюрами усилен внутренними бужами. На средних нижних косынках заднего лонжерона стабилизатора на болтах и односторонних заклепках установлены две серьги для стыковки подкосов. Также на заднем лонжероне стабилизатора установлены с помощью односторонних заклепок петли навески РВ.

РВ по конструкции аналогичен стабилизатору. Передний лонжерон РВ между средними с нервюрами усилен внутренним бужом. На переднем лонжероне РВ установлена фланцевая втулка, к которой заклепками крепится качалка РВ. К задней кромке РВ крепится триммерная пластина.

Подкосы оперения конструктивно представляют собой трубу, сплюснутую до овала. В нижней части в месте стыковочного отверстия подкос усилен внутренними накладками. В верхней части в подкос установлена вилка, выполненная из трубы и служащая для стыковки подкоса со стабилизатором.

Для управления сверхлегким самолетом применены основные и вспомогательные механические системы управления. Основные системы управления включают управление РВ, управление РН, управление элеронами. Вспомогательные механические системы управления включают управление закрылками, управление двигателем, управление тормозами колес, управление пожарным краном, управление приводом спасательного парашюта.

Управление элеронами осуществляется от ручки управления самолетом через вал ручного управления. Вал ручного управления установлен внутри балки фюзеляжа и крепится к ней передним и задним наконечником. Наконечники вала установлены в подшипники, обеспечивающие осевой поворот вала. Задний наконечник вала зафиксирован гайкой от осевого перемещения относительно заднего упорного узла. К заднему наконечнику вала посредством качалки крепятся два сектора. На секторах с помощью замков закреплены наконечники нижних тросов управления элеронами. На секторе установлен упор, который при отклонении ручки управления самолета (РУС) влево, вправо упирается в упорные винты, установленные на балке фюзеляжа.

Управление рулем высоты (РВ) комбинированное (жесткое и тросовое). Управление РВ осуществляется от ручки управления самолетом (РУС). РУС крепится кронштейнами шарнирно к валу ручного управления. На валу управления установлены два упора. В РУС первого пилота выполнены два резьбовых отверстия и установлены регулировочные винты для регулировки отклонения РУС вперед-назад. Под валом к кронштейнам РУС крепится двухзвенная тяга управления РВ, которая одновременно соединяет РУС первого и второго пилота. РУС второго пилота по конструкции аналогична РУС первого пилота.

Система управления руля направления РН тросовая. Руль направления управляется педалями. Педали установлены на оси, которая закреплена на балке фюзеляжа. Для регулировки углов отклонения педалей и соответственно РН на балке напротив педалей установлены упоры с регулировочными винтами. Педали соединены с тросами через тандеры для регулировки взаимного положения педалей и руля направления (РН) и для регулировки натяжения тросов. При двойном управлении РН на балку устанавливаются педали второго пилота, по конструкции аналогичные педалям первого. Педали первого и второго пилота соединяются между собой регулируемой тягой.

Система управления закрылками жесткая. Закрылки управляются при помощи ручки выпуска закрылков (РУЗ), расположенной в левом верхнем углу кабины. Закрылки выпускаются при отклонении РУЗ вниз. РУЗ имеет три фиксированных положения: «верхнее» - закрылки убраны; «среднее» - закрылки выпущены на 20 градусов; «нижнее» - закрылки выпущены на 40 градусов.

Шасси самолета неубирающееся, трехопорное с передним расположением третьей опоры. Главная (основная) опора шасси состоит из следующих конструктивных элементов: рессоры, изготовленной из композиционных материалов, передающей нагрузки от массы самолета на колеса и выполняющей функции амортизатора, и колес, обеспечивающих движение самолета по земле. Колеса главной опоры оборудованы дисковыми тормозами с гидравлическим приводом.

Передняя опора самоориентирующаяся, балочного типа.

Балочная передняя опора состоит из следующих конструктивных элементов: стойки, поворотной полувилки и нетормозного колеса. Для возврата в нейтральное положение установлен возвратный механизм.

Передняя опора рессорного типа состоит из таких конструктивных элементов, как: рессора носовой стойки, поворотной вилки и нетормозного колеса. Для фиксации носового колеса в нейтральном положении в полете установлен механизм фиксации.

Рессора главной опоры шасси выполнена из пластика и закреплена своей центральной частью к фюзеляжной балке четырьмя болтами через уголки и накладку.

С внутренней поверхности концевой части рессоры двумя болтами через фланец оси крепится исполнительный тормозной цилиндр.

Носовое колесо имеет аналогичную конструкцию с основным колесом за исключением того, что на нем не установлены пальцы и тормозной диск.

Фиксирует носовую стойку в нейтральном положении механизм фиксации, который состоит из втулки зубчатой и шайбы в сборе. В своем нейтральном положении зубья втулки зубчатой находятся в канавках шайбы (носовая стойка не загружена). Под нагрузкой механизм фиксации расфиксируется и носовая стойка становится свободно ориентируемой.

Заявляемое изобретение направлено на решение технической задачи, которая состоит в создании сверхлегкого самолета, конструкция которого представляет собой систему, обеспечивающую безопасный и комфортабельный полет, отвечающую современным требованиям, содержащую удобную кабину экипажа, фюзеляж, к которому крепятся крыло, хвостовое оперение, шасси, силовая установка (двигатель).

Решение технической задачи достигается:

1. Созданием фюзеляжа, к которому крепятся крыло, хвостовое оперение, шасси, силовая установка (двигатель).

2. Созданием комфортабельной кабины экипажа, изготовленной из композитных материалов, обладающей свойствами плавучести и низкой электропроводностью.

3. Оснащением сверхлегкого самолета самоориентирующимся носовым колесом.

4. Оснащением сверхлегкого самолета основным шасси с раздельным торможением колес.

5. Использованием в заявляемой конструкции закрылков на три фиксированных положения.

6. Оборудованием сверхлегкого самолета необходимыми системами жизнеобеспечения, управления и связи.

Заявляемая конструкция является технологичной, т.к. требует минимальной оснастки и значительно повышает летно-технические характеристики предлагаемого изобретения.

Сопоставительный анализ с прототипом показывает, что заявляемая конструкция сверхлегкого самолета имеет ряд преимуществ, является более надежной, безопасной, легко решает все поставленные перед ним задачи: доставки малых грузов в запланированное место, для ультрамалообъемного опыления полей, для расселения биосредств защиты растений, для первоначального обучения пилотов сверхлегкой авиации, для транспортно-связных операций, для аэровизуальных наблюдений, аэрофотосъемки, для патрулирования линейных участков магистральных газо- и нефтепроводов.

Данная заявляемая система отличается от прототипа и принципиально, и конструктивно. Данная конструкция сверхлегкого самолета предусматривает применение современных средств и технологий на высоком уровне.

Предложенная конструкция сверхлегкого самолета представлена на фиг.1-3.

На фиг.1 представлен общий вид сверхлегкого самолета, который содержит:

1 - кабина

2 - остекление.

3 - приборная доска 1-го пилота.

4 - ручка управления самолетом 1-го пилота.

5 - ручка управления закрылками.

6 - кресло 1-го пилота.

7 - первый пилон.

8 - система спасения.

9 - центроплан.

10 - дополнительные крыльевые баки.

11 - второй пилон.

12 - кресло 2-го пилота.

13 - СУ.

14 - воздушный винт.

15 - моторама.

16 - хвостовое оперение.

17 - фюзеляжная балка.

18 - основное шасси.

19 - ручка управления самолетом 2-го пилота.

20 - приборная доска 2-го пилота.

21 - педали.

22 - хвостовая опора.

23 - носовая опора.

24 - ПВД.

25 - аккумуляторная батарея.

26 - расширительный бачок тормозной системы.

На фиг.2 представлен общий вид балки сверхлегкого самолета, который содержит:

27 - обшивка.

28 - лючок.

29 - окантовка ручки управления самолетом 1-го пилота.

30 - окантовка ручки управления самолетом 2-го пилота.

31 - лючок.

32 - лючок.

33 - кронштейн крепления подкосов крыла.

34 - уголок.

35 - накладка.

36 - уголок.

37 - кронштейн крепления электрожгута.

38 - кронштейн крепления кабины.

39 - пластина крепления первого пилона.

40 - пластина крепления второго пилона.

41 - пластина крепления моторамы.

42 - уголок крепления защитной пластины.

43 - ось ролика проводки руля высоты.

44 - кронштейн крепления подкосов стабилизатора.

На фиг.3 представлен общий вид киля сверхлегкого самолета, который содержит:

45 - лонжерон передний.

46 - лонжерон задний.

47 - нервюра нижняя.

48 - нервюра верхняя.

49 - нервюра средняя.

50 - раскос верхний.

51 - раскос нижний.

52 - верхние косынки киля.

53 - средние косынки киля.

54 - кронштейн задний.

55 - кронштейн передний.

56 - передний лонжерон руля направления.

57 - задний лонжерон руля направления.

58 - нервюра руля направления.

59 - косынки руля направления.

60 - петля навески руля направления.

61 - триммер.

62 - качалка руля направления.

63 - фланцевый стакан.

Реализацией заявляемой системы осуществляется ряд важных задач: доставка малых грузов в запланированное место; ультрамалообъемное опыление полей; расселение биосредств защиты растений; первоначальное обучение пилотов сверхлегкой авиации; транспортно-связные операции; аэровизуальные наблюдения, аэрофотосъемки; патрулирование линейных участков магистральных газо- и нефтепроводов.

Возможность создания и применения сверхлегкого самолета предлагаемой конструкции подтверждается существующими и применяемыми аналогами сверхлегких самолетов.