Изобретение относится к авиационной технике, в частности к легким двух-трехместным самолетам туристического класса, которые могут использоваться, кроме того, как учебно-тренировочные, так и в санитарном варианте.
Известен самолет авиации общего назначения Франции Авион Робэн АТL двухместный и может использоваться как частными лицами, так и спортивными клубами. По конструкции это моноплан со среднерасположенным крылом V-образным хвостовым оперением и неубираемым трехколесным шасси с носовым колесом. Силовая установка состоит из поршневого двигателя IPX PAL 1300 со взлетной мощностью 47 л. с. и двухлопастного воздушного тянущего винта.
Известен также двухместный учебно-тренировочный самолет САР Х для обучения гражданских и военных летчиков, имеющий низкорасположенное крыло и неубираемое трехколесное шасси с носовой опорой. Оперение нормальной схемы. Силовая установка состоит из поршневого двигателя Мюдри-Бюшу МВ-4-80 мощностью 80 л. с. и двухлопастного воздушного винта.
Известен также самолет авиации общего назначения (АОН) фирмы Бичкрафт. Самолет 77 "Шкиппер". Экипаж состоит из двух человек, сидящих рядом. Кабина экипажа имеет хороший круговой обзор. Крыло низкорасположенное, оперение Т-образное. Шасси трехстоечное неубираемое с носовой опорой. Силовая установка состоит из одного поршневого двигателя Авко Лайкоминг 0-235-12С мощностью 115 л. с. , приводящего один двухлопастной винт.
Наиболее близким техническим решением к предложенному самолету является самолет фирмы Цессна "Модель 152". Самолет рассчитан на перевозку двух человек. Силовая установка состоит из одного поршневого двигателя Авко Лайкоминг 0-235-2С мощностью 110 л. с. и воздушный винт. Самолет имеет высокорасположенное подкосное крыло и неубирающееся трехопорное шасси с носовой опорой. Хвостовое оперение выполнено по нормальной схеме.
Оценивая существующий уровень техники, следует отметить, что из большого разнообразия самолетов АОН трудно выбрать самолет, который бы отвечал сразу всем или по крайней мере большинству предъявленных к самолету такого класса требований. Если обеспечен хороший круговой обзор из кабины, но выбрана схема с низкорасположенным крылом, то сложно избежать некоторого диапазона узлов обзора, когда крыло этому мешает. Если же выбрана схема с высокорасположенным подкосным крылом, то конструкция фюзеляжа порой бывает излишне перетяжелена. Кроме того, из большого спектра самолетов такого класса практически невозможно выбрать самолет, имеющий кабину "вертолетного" типа с такими же характеристиками обзора, в частности, например, еще из-за конструкции носовой части фюзеляжа, в которой размещен двигатель. Капот, закрывающий двигатель, как правило, плавно сопрягается с кабиной и имеет условный диаметр, совпадающий с поперечным размером кабины.
Известен способ преобразования самолета, при котором каждая из консолей крыла отстыковывается от одного из узлов ее крепления к фюзеляжу и поворачивается в горизонтальной плоскости в сторону хвостового оперения на втором узле крепления к фюзеляжу и при полной ориентации консолей крыла по продольной оси самолета фиксируются.
Оценивая этот способ преобразования самолета в стояночное положение, следует отметить его простоту. Однако в этом случае поперечные габариты самолета определяются передними кромками консолей крыла, которые теперь ориентированы по продольной оси самолета. Но именно в этом же случае, в особенности при транспортировке, именно передняя кромка консолей подвержена наибольшей вероятности повреждения, что крайне нежелательно.
Цель изобретения - создание простой надежной конструкции самолета. Необходимо обеспечить самолет свойством занимать при стоянке как можно меньше места, что непосредственно сказывается на оплате его содержания, и обезопасить элементы его конструкции в сложенной конфигурации при транспортировке.
К техническим результатам, которые могут быть получены от изобретения, можно отнести упрощение конструкции, снижение веса, упрощение управления самолетом, улучшение обзора из кабины, а также изменение модификации шасси самолета (носовая опора - хвостовая опора) в зависимости от задач и условий эксплуатации. Относительно преобразования самолета в его стояночное положение техническим результатом является предохранение основных важных элементов конструкции от возможных механических повреждений при транспортировке и минимизации габаритных параметров на стоянке.
В самолете, содержащем фюзеляж с двухместной пассажирской кабиной с размещением кресел одно рядом с другим и со спаренной системой управления, силовую установку состоящую из двигателя с тянущим винтом, размещенную в носовой части фюзеляжа, неубирающееся трехопорное рессорное шасси с носовой и основными опорами, хвостовое оперение нормальной схемы и высокорасположенное крыло с подкосами, силовой каркас фюзеляжа самолета выполнен из четырех жестко соединенных между собой плоских рам, образующих пассажирскую кабину, двух боковых, верхней, задней и нижней силовой платформы, жестко соединенной с боковыми и задней рамами, образующей пол пассажирской кабины, и из четырех силовых балок, каждая из которых одним своим концом жестко соединена с задней рамой в одном из ее углов, а другим концом закреплена на трубе фюзеляжа, жестко связанной одним своим концом со стенкой шпангоута, ограничивающего багажный отсек пассажирской кабины, жестко соединенного в свою очередь в своих углах с четырьмя силовыми балками с образованием силового каркаса фюзеляжа, каждая консоль крыла выполнена поворотной в узле ее навески и складывающейся назад по оси самолета при хранении, крыло выполнено однолонжеронным с лонжероном в виде трубы одинакового сечения с трубой фюзеляжа, на свободном конце которой установлено хвостовое оперение, при этом каждая консоль крыла соединена с фюзеляжем подкосом и двумя шарнирными узлами, первый из которых выполнен в виде двухстепенного шарнира, соединяющего лонжерон консоли крыла с фюзеляжем, а второй установлен на бортовой нервюре крыла и разнесен с первым передним по ее хорде, силовая платформа снабжена двумя парами узлов крепления рессор основных опор шасси, разнесенных между собой по продольной оси самолета для крепления рессор основных опор шасси, выполненных съемными и перестанавливаемыми, в конфигурации последнего с носовой и хвостовой опорами соответственно, а носовая опора выполнена съемной, а на концевой части трубы фюзеляжа выполнены узлы для крепления хвостовой или предохранительной опор шасси, причем ручка управления правого пилота установлена с возможностью демонтажа, кресло правого пилота выполнено откидывающимся назад по оси самолета вместе со стенкой на задней раме, отделяющей багажный отсек от пассажирской кабины с образованием продольно оpиентированного грузопассажирского отсека, а точка крепления подкоса к трубчатому лонжерону крыла лежит в пределах 0,3-0,4 полуразмаха последнего.
Каждая из половин стабилизатора в хвостовом оперении выполнена в виде трех пространственно расположенных стержней, шарнирно соединенных одними концами между собой, два из которых свободными концами шарнирно установлены на силовых элементах трубы фюзеляжа с превышением над последней и с образованием с полотняной обшивкой горизонтальной несущей поверхности, первый под углом к трубе фюзеляжа, а второй перпендикулярно ей, а третий стержень свободным концом шарнирно установлен на трубе фюзеляжа и лежит со вторым стержнем в одной поперечной вертикальной плоскости.
Подкос крыла выполнен в виде двух стержней, одними концами шарнирно соединенных между собой, а свободными концами шарнирно соединенных один с крылом, а другой с фюзеляжем, и контрподкоса, одним концом шарнирно соединенного с крылом, а другим концом шарнирно соединенного со стержнями в узле соединения последних.
Контрподкос выполнен в виде V-образной балки, расходящиеся концы которой соединены с крылом.
Второй задний узел крепления крыла к фюзеляжу выполнен в виде узла "ухо-вилка".
Топливный бак выполнен в виде двух баков-отсеков, размещенных в консолях крыла перед лонжероном, каждый из которых выполнен в виде передней части несущей аэродинамической поверхности консоли крыла.
Каждый из баков-отсеков размещен по размаху консоли крыла от ее бортовой нервюры.
Мотоотсек заключен в удлиненный капот, выступающий перед пассажирской кабиной и имеющий форму тела вращения с верхней поверхностью в виде поверхности неправильного цилиндра и с площадью поперечного сечения по всей длине капота меньшей площади поперечного сечения кабины, при этом остекление лобовой части кабины выполнено охватывающим верхнюю поверхность капота до уровня ниже строительной горизонтали самолета с обеспечением обзора пилоту вперед и вниз, а капот сопряжен с передней частью кабины без плавных аэродинамических зализов, однако с переходом нижней поверхности капота в нижнюю поверхность фюзеляжа.
Способ преобразования самолета в стояночное положение заключается в складывании крыльев до ориентации их по продольной оси самолета и фиксации их. Отстыковывают задний узел навески одной из консоли крыла и ее подкос от фюзеляжа, поворачивают консоль к крылу на переднем двухступенном шарнирном узле ее навески на 90о относительно оси лонжерона носком вниз, поворачивают консоль крыла на переднем двухстепенном шарнирном узле ее навески к фюзеляжу до ориентации консоли по продольной оси фюзеляжа, укладывают консоль носком на стабилизатор и в таком положении фиксируют, укладывают подкос на крышу пассажирской кабины и фиксируют в таком положении, а затем повторяют все вышеперечисленные операции в отношении второй консоли крыла.
После укладки второго подкоса на крышу пассажирской кабины оба подкоса фиксируют на ней и между собой.
Фиксируют консоль на стабилизаторе штырем, выдвигаемым из передней кромки консоли в ответное ему гнездо на стабилизаторе. Подкосы фиксируют на крыше пассажирской кабины в выполненном на ней гнезде фиксации подкосов.
На фиг. 1 изображен общий вид самолета, вид сбоку; на фиг. 2 - то же, вид спереди; на фиг. 3 - то же, план; на фиг. 4 - компановочный чертеж самолета; на фиг. 5 - самолет, преобразованный в стояночное положение.
Самолет содержит фюзеляж с двухместной пассажирской кабиной 1 с размещением кресел 2 и 3 одно рядом с другим и со спаренной системой управления. Силовая установка состоит из двигателя 4 с тянущим винтом 5. Шасси самолета неубирающееся трехопорное рессорное с носовой 6 и основными опорами 7 и 8. Хвостовое оперение 9 самолета нормальной схемы. Самолет выполнен по схеме подкосного высокоплана. Силовой каркас фюзеляжа самолета выполнен из четырех жестко соединенных между собой плоских рам, образующих пассажирскую кабину 1, двух боковых 10 и 11, верхней 12 и задней 13. Нижняя силовая платформа 14 жестко соединена с боковыми 10 и 11 и задней 13 рамами и образует пол пассажирской кабины 1 и также входит в состав силового каркаса. Силовой каркас образован четырьмя силовыми балками 15-18, каждая из которых одним концом жестко соединена с задней рамой 13 в одном из ее углов, а другим концом закреплена на трубе 19 фюзеляжа. Труба 19 фюзеляжа одним концом жестко связана со стенкой шпангоута 20, ограничивающего багажный отсек 21 пассажирской кабины 1. Шпангоут 20 в своих углах жестко соединен с четырьмя силовыми балками 15-18 и также образует силовой каркас фюзеляжа. Каждая консоль крыла 22 выполнена поворотной в узле ее навески и складывающейся назад по оси самолета при хранении, однолонжеронной с лонжероном 23 в виде трубы одинакового сечения с трубой 19 фюзеляжа. Хвостовое оперение 9 установлено на свободном конце трубы 19. Каждая консоль крыла 22 соединена с фюзеляжем подкосом 24 и двумя шарнирными узлами (не показаны), первый из которых выполнен в виде двухстепенного шарнира, соединяющего лонжероном 23 консоли крыла 22 с фюзеляжем, а второй установлен на бортовой нервюре крыла (не показана) и разнесен с первым передним по ее хорде. Силовая платформа 14 снабжена двумя парами узлов 25 и 26 крепления рессор основных опор 7 и 8 шасси, разнесенных между собой по продольной оси самолета для крепления рессор основных опор 7 и 8 шасси. Основные опоры 7 и 8 шасси выполнены съемными и перестанавливаемыми с узлов 26 на узлы 25 в конфигурации шасси с носовой 6 и хвостовой (не показано) опорами соответственно. Носовая опора 6 также выполнена съемной. На концевой части трубы 19 фюзеляжа выполнены узлы 27 и 28 для крепления хвостовой (не показана) или предохранительной 29 опор шасси. Ручка управления правого пилота (не показана) установлена с возможностью демонтажа. Кресло правого пилота (не показано) выполнено откидывающимся назад вместе со стенкой 30 на задней раме 13, отделяющий багажный отсек 21 от пассажирской кабины 1, с образованием продольно ориентированного грузопассажирского отсека. Точка же крепления подкоса 24 к трубчатому лонжерону 23 крыла 22 лежит в пределах 0,3-0,4 полуразмаха последнего.
Каждая из половин стабилизатора 31 в хвостовом оперении 9 выполнена в виде трех пространственно расположенных стержней 32, 33 и 34, шарнирно соединенных одними концами между собой. Два стержня 32 и 33 свободными концами шарнирно установлены на силовых элементах 35 и 36 трубы 19 фюзеляжа с превышением над последней и с образованием с полотняной обшивкой горизонтальной несущей поверхности. Стержень 32 установлен под углом к трубе 19 фюзеляжа, а стержень 33 - перпендикулярно ей. Третий стержень 34 свободным концом шарнирно установлен на трубе 19 фюзеляжа и лежит со вторым стержнем 33 в одной поперечной вертикальной плоскости. Подкос 24 крыла 22 выполнен в виде двух стержней 37 и 38, одними концами шарнирно соединенных между собой, а свободными концами шарнирно соединенных, один (37) с крылом 22, а другой (38) с фюзеляжем. Контрподкос 39 одним своим концом шарнирно соединен с крылом 22, а другим концом шарнирно соединен со стержнями 37 и 38 в узле их соединения. Контрподкос, например, может быть выполнен в виде V-образной балки, расходящиеся концы которой соединены с крылом 22. Задний узел крепления консоли крыла 22, например, может быть выполнен в виде узла "ухо-вилка" или по иному. Топливный бак самолета выполнен в виде баков-отсеков 40 и 41, размещенных в консолях крыла 22 перед лонжероном 23, и выполнен в виде передней части несущей аэродинамической поверхности консоли крыла 22. Каждый бак-отсек 40 и 41 размещен по размаху консоли крыла 22 от ее бортовой нервюры.
Мотоотсек самолета заключен в удлиненный капот 42, выступающий перед пассажирской кабиной 1 и имеющий форму тела вращения с верхней поверхностью в виде поверхности неправильного цилиндра и с площадью поперечного сечения по всей длине капота 42, меньшей площади поперечного сечения кабины 1. Остекление 43 лобовой части кабины 1 выполнено охватывающим верхнюю поверхность капота 42 до уровня ниже строительной горизонтали самолета с обеспечением обзора пилоту вперед и вниз. Капот 42 сопряжен с передней частью кабины 1 без плавных аэродинамических зализов. Нижняя поверхность капота 42 плавно сопряжена с нижней поверхностью фюзеляжа.
Самолет функционирует следующим образом.
Пилот и пассажир занимают места в кабине 1 самолета. В качестве пассажира может быть пилот-стажер, а в качестве первого пилота, например, пилот-инструктор. В вариантах туристическом, прогулочном, в варианте воздушного такси в багажном отсеке 21 размещаются вещи пассажира, туристические принадлежности или предметы и инвентарь для активного отдыха. В багажном отсеке 21 можно разместить все необходимое, включая инструмент для обслуживания и парковки самолета.
Запускается двигатель 4, раскручивающий винт 5. Самолет начинает руление и совершает разбег, перемещаясь по рулежным дорожкам и взлетной полосе на шасси 6, 7 и 8. При достижении взлетной скорости пилот берет ручку управления на себя, отклоняя руль высоты, и самолет взлетает. В полете управление самолетом происходит традиционным образом. Ручкой управления пилот управляет элеронами и рулем высоты, а педалями - рулем направления. Наличие спаренного управления позволяет, например, передавать управление пилоту-стажеру. Остекление кабины 1, в том числе и остекление 43 лобовой части обеспечивает хороший обзор. Простота конструкции, легкость в управлении, удобство размещения в кабине и хороший обзор придают самолету индивидуальные качества, выделяющие его из множества самолетов АОН такого класса.
Силовой каркас данного самолета сконструирован таким образом, что позволяет самолету сочетать в себя прочность, простоту и надежность. Плоские рамы 10-13, а также силовая платформа 14 образуют жесткий замкнутый элемент - объем, обеспечивающий максимальную безопасность экипажа. Нагрузки от крыла 22 передаются на боковые рамы 10 и 11 непосредственно через узлы крепления крыла 22 и через подкос 24. Нагрузки от хвостового оперения 9 передаются через трубу 19 фюзеляжа на стенку шпангоута 20 и через силовые балки 15-18 опять же на шпангоут 20 и на заднюю плоскую раму 13, т. е. трубой 19 фюзеляжа, шпангоутом 20 и четырьмя силовыми балками 15-18 образован силовой элемент, передающий нагрузки от хвостового оперения 9 органически конструктивно связанный с силовым каркасом кабины 1 с образованием единой жесткой конструктивно-силовой схемы, но простой, легкой и надежной.
В полете на крыле 22 реализуется подъемная сила, которая выражается в виде распределенной нагрузки по размаху крыла 22. От распределенной нагрузки крыло 22 изгибается, т. е. на крыле 22 возникает изгибающий момент. Между тем крыло 22 испытывает и сосредоточенные нагрузки, например в точках крепления подкосов. В случае неправильного или произвольного выбора точек крепления стержней 37 подкосов к лонжеронам 23 упругая линия крыла 22 принимает непрогнозируемый характер, что потребует упрочение крыла 22 и, следовательно, увеличение веса. Продольно поперечный изгиб лонжерона 23 вызывается с одной стороны распределенной аэродинамической нагрузкой, а с другой стороны - горизонтальной компонентной силы, передаваемой через подкос. Известно из теории прочности, что наиболее благоприятная работа элемента конструкции трубчатого лонжерона 23 возможна тогда, когда изначальный прогиб сжатого элемента близок к нулю, что и достигается в данном техническом решении целенаправленным расположением точки крепления стержня 37 подкоса по размаху крыла 22. Установлено расчетом и подтверждено экспериментально, что оптимальное положение точки крепления стержней 37 подкосов к лонжеронам 23 крыла 22 лежит в пределах 0,3-0,4 полуразмаха последнего. При таком положении крыло 22 на участке от точки крепления лонжерона 23 к силовым элементам фюзеляжа до точки крепления стержня 37 подкоса к лонжерону 23 имеет почти нулевой прогиб, а на участке > 0,7 полуразмаха крыла 22 изгибается консольно вверх, что является штатным нагружением элементов крыла 22 изгибающим моментом. При таком характере погружения возможно избежать упрочение конструкции крыла 22, не вкладывая в него лишний вес.
Выполнив программу полета, самолет заходит на посадку. При посадке на любом самолете должны обеспечиваться требования хорошего обзора вбок-вниз и вперед-вниз. Боковое остекление кабины 1, смонтированное на боковых плоских рамах 10 и 11 с нижней его кромкой на уровне ступни пилота, обеспечивает заданный обзор пилоту. Остекление 43 лобовой части кабины 1, смонтированное между двумя боковыми рамами 10 и 11 и охватывающее капот 42 до уровня ниже строительной горизонтали самолета, обеспечивает хороший обзор вперед-вниз-вбок, что является определяющим при посадке, т. к. именно этот угол зрения используется пилотами при посадках. Это важно отметить не только для использования в туристических целях, но особенно при первоначальном обучении пилотов-стажеров, имеющих недостаточный навык в пилотировании. Кабина данного самолета имеет определенные в этом преимущества. Капот в своем поперечном сечении уже кабины 1 и остекления 43 лобовой ее части, поэтому не препятствует обзору пилота и, наоборот, капот 42 и кабина 1 скомпанованы между собой так, что обеспечивают преимущества по вышеотмеченному параметру перед другими самолетами данного класса.
При посадке самолет касается поверхности взлетной полосы шасси 6,7 и 8. Энергия удара поглощается пневматиками колес и рессорами носовой 6 и основных 7 и 8 опор. При грубой посадке, например на этапе первоначального обучения, в поглощении энергии удара участвует аэродинамическое рассеивание крыла 22.
Данный самолет может использоваться также в грузопассажирском и санитарном вариантах. Демонтируют ручку управления правого пилота, а педали управления закрывают крышкой. Затем на задней раме 13 откидывают назад имеющуюся стенку 30 и откидывают кресло правого пилота в багажный отсек 21. В результате получается отсек во всю длину пассажирской кабины 1 с багажным отсеком 21. Здесь может быть размещен небольшой длинномерный груз или же человек, которого необходимо вывезти на самолете для оказания медицинской помощи, например, в клинике. Получающая в настоящее время все более широкое распространение концепция "пилот-врач" успешно реализуется на данном самолете. Врач, являющийся одновременно пилотом, вылетает на этом самолете к месту нахождения больного или пострадавшего человека с минимальным набором медицинского инструмента оказывает по прилету на месте первую медицинскую помощь и далее доставляет пациента в стационарную клинику для полного курса лечения. Пациент в самолете размещается в положении лежа в отсеке, образованном после демонтажа ручки управления правого пилота, кресла правого пилота и стенки 30 задней рамы 13.
В данном самолете предусмотрена возможность преобразования схемы его шасси из трехопорного с носовой опорой в трехопорное с хвостовой опорой. Для этого на силовой платформе 14 предусмотрены две пары узлов крепления 25 и 26 рессор основных опор 7 и 8 шасси, выполненных в свою очередь съемными и переставляемыми. В конфигурации с носовой опорой 6 рессоры основных опор 7 и 8 укреплены в узлах 26, смещенных назад по оси самолета от узлов 25. В случае необходимости изменения схемы шасси в зависимости от условий эксплуатации, носовая опора 6 демонтируется, основные опоры 7 и 8 переставляются и укрепляются в узлах 25 силовой платформы. От узлов 27 и 28 на трубе 19 фюзеляжа отстыковывают предохранительную опору 29, установленную в конфигурации с носовой опорой 6, и к этим узлам 27 и 28 пристыковывают хвостовую опору (не показано), входящую в комплект самолета. Таким образом схема шасси самолета изменяется. С изменением условий эксплуатации всегда сохраняется возможность трансформировать схему шасси самолета обратно, вновь с носовой опорой 6, переставив основные опоры 7 и 8 в узлы 26, сняв хвостовую опору и установив на узлы 27 и 28 предохранительную опору 29.
Способ может быть проиллюстрирован следующим образом. При необходимости хранения самолета в ангаре или на специальной стоянке (не обязательно длительном и ежедневном), а также при необходимости транспортировки самолета он может быть преобразован и трансформирован следующим образом. Первоначально отстыковывают задний узел навески одной из консолей крыла 22 и ее подкоса 24, а точнее стержень 38 подкоса 24 от фюзеляжа. Поворачивают консоль крыла на переднем двухстепенном шарнирном узле ее навески на 90о относительно оси лонжерона 23 носков вниз. Далее поворачивают консоль крыла 22 на переднем двухстепенном шарнирном узле ее навески к фюзеляжу до ориентации консоли по продольной оси фюзеляжа. Затем укладывают консоль крыла 22 носком на стабилизатор 31 и в таком положении фиксируют. Укладывают подкос 24 на крышу пассажирской кабины 1 и фиксируют в таком положении. Затем повторяют все вышеперечисленные операции в отношении второй консоли крыла 22. Возможно, что после укладки второго подкоса 24 на крышу пассажирской кабины 1 оба подкоса 24 фиксируют на ней и между собой. Фиксацию консоли крыла 22 на стабилизаторе 31 возможно осуществить, например, штырем, выдвигаемым из передней кромки консоли в ответное ему гнездо на стабилизаторе 31. Кроме того, подкосы 24 могут быть зафиксированы на крыше пассажирской кабины 1 в выполненном на ней гнезде фиксации подкосов 24. Преобразованный таким образом самолет может быть отбуксирован на специальную стоянку или в ангар, где займет площадь, ограниченную его длиной и размахом стабилизатора 31. Данный самолет может быть в такой конфигурации транспортирован как на специальной платформе, так и на буксире. При этом следует отметить, что при всех прочих равных условиях с другими подобными самолетами, преобразованными в такое же стояночное или транспортировочное положение, данный самолет обладает меньшей вероятностью повреждаемости основных элементов, например крыла, ориентированного носком вниз.
Таким образом, самолет, являясь типичным представителем самолетов АОН своего класса, в то же время обладает максимальным количеством необходимых основных качеств, удовлетворяет всем условиям по простоте, прочности, надежности, управлению, функциональным возможностям и т. д. , а по совокупности свойств, удовлетворяющих приоритетным требованиям к самолетам такого класса, превосходит все известные аналоги. (56) Техническая информация ЦАГИ N 14, 1984, с. 13, 16, рис. 31. Техническая информация ЦАГИ N 14, 1984, с. 17, рис. 34. Техническая информация ЦАГИ N 12, 1983, с. 3-4, рис. 4. Техническая информация ЦАГИ N 12, 1983, с. 14. Ikarys Aviazione Sportiva N 3-4, 1991, с. 16-21.
| название | год | авторы | номер документа |
|---|---|---|---|
| СПОРТИВНО-ПИЛОТАЖНЫЙ САМОЛЕТ | 1992 |
|
RU2005662C1 |
| СВЕРХЛЕГКИЙ САМОЛЕТ | 2005 |
|
RU2336200C2 |
| САМОЛЕТ-АМФИБИЯ ПОВЫШЕННОЙ ГРУЗОПОДЪЕМНОСТИ | 2020 |
|
RU2739451C1 |
| Самолет | 1990 |
|
SU1762747A3 |
| ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ | 1992 |
|
RU2097267C1 |
| АВТОЖИР, СПОСОБ ЕГО ПРЕОБРАЗОВАНИЯ В СТОЯНОЧНОЕ ПОЛОЖЕНИЕ И СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ЕГО ЦЕНТРОВКИ | 1992 |
|
RU2005657C1 |
| САМОЛЕТ СО СКЛАДЫВАЕМЫМ КРЫЛОМ И УСТРОЙСТВО СКЛАДЫВАНИЯ КРЫЛА | 2019 |
|
RU2727896C1 |
| САМОЛЕТ "СОКОЛ" | 1999 |
|
RU2146210C1 |
| КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВАЯ СХЕМА ПЛАНЕРА МАЛОЗАМЕТНОГО ОДНОДВИГАТЕЛЬНОГО САМОЛЕТА | 2022 |
|
RU2798303C1 |
| ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ (ВАРИАНТЫ) | 2002 |
|
RU2212360C1 |
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к легким двух-трехместным самолетам туристического класса, которые могут использоваться, кроме того, как учебно-тренировочные, так и в санитарном варианте. Цель изобретения - упрощение конструкции, управления самолетом, снижение веса, улучшение обзора из кабины, возможность изменения модификации шасси. В преобразованном в стояночное положение - это минимизация габаритных размеров и предохранение основных жизненно важных элементов конструкции от возможных механических повреждений при транспортировке. Самолет содержит фюзеляж с кабиной, силовую установку, состоящую из двигателя и тянущего винта, трехопорное шасси с носовой и основными опорами, и хвостовое оперение нормальной схемы. Силовой каркас фюзеляжа самолета состоит из четырех плоских рам, нижней силовой платформы, четырех силовых балок, шпангоута и трубы фюзеляжа. Силовые балки жестко связаны с трубой фюзеляжа, шпангоутом по его углам и задней плоской рамой также по ее углам. Каждая консоль крыла выполнена поворотной в узле ее навески и складывающейся по оси самолета назад. Силовая платформа имеет узлы крепления рессор основных опор шасси в конфигурации самолета с хвостовой и носовой опорами соответственно. Точка крепления подкоса к лонжерону крыла лежит в пределах 0,3 - 0,4 полуразмаха последнего. Конструкция самолета предусматривает его преобразование в стояночное положение путем поворота консолей крыла до их ориентации по продольной оси фюзеляжа. 2 с. и 10 з. п. ф-лы, 5 ил.
