ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Российский патент 1994 года по МПК B64C1/26 B64C39/00 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкции летательных аппаратов малой авиации.

Известен летательный аппарат, содержащий фюзеляж с закрепленными на нем крыльями с узлами крепления, горизонтальное оперение, двигатели с воздушными винтами, установленными на крыле, и убирающееся трехопорное шасси с рычажной подвеской колес с системой уборки-выпуска, связанной с рукояткой, при этом на каждом рычаге подвески размещен узел крепления амортизатора, а фюзеляж в хвостовой части выполнен со скосом по нижней поверхности.

Недостатками этого летательного аппарата являются его значительные размеры, большая масса, достаточно большая дальность разбега, взлетная дистанция и не достаточно высокие скоростные характеристики.

Цель изобретения заключается в создании летательного аппарата с высокими скоростными характеристиками, малыми размерами, минимальными взлетной и посадочной дистанциями.

Это достигается тем, что в летательном аппарате, содержащем фюзеляж с узлами крепления крыла, горизонтальное и вертикальное оперение, двигатели с воздушными винтами, установленными на крыле, и убирающееся трехопорное шасси с рычажной подвеской колес с системой уборки-выпуска, связанной с рукояткой, при этом на каждом рычаге подвески размещен узел крепления амортизатора, а фюзеляж в хвостовой части выполнен со скосом по нижней поверхности, диаметр воздушных винтов составляет 1,4 средней аэродинамической хорды крыла, размах которого относительно длины L самолета равен 1,43, при этом площадь крыла, обдуваемая винтами, составляет 39%, а угол скоса фюзеляжа β 13^о, при этом крыло выполнено из двух частей - закрепленного на кабинной части фюзеляжа центроплана и быстросъемных консолей, соединенных с центропланом двумя узлами крепления, а система уборки-выпуска шасси выполнена механической в виде кинематически связанных между собой рычагов, тяг и качалок, соединенных с рукояткой уборки-выпуска шасси.

Узел крепления центроплана выполнен в виде балки-бимса и соединенных с ней уголков, установленных на стенках трех шпангоутов фюзеляжа и жестко соединенных с обшивкой кабинной части фюзеляжа, узлы крепления консолей к центроплану выполнены в виде соединения ухо-вилка, передний из которых, моментный, размещен на главном лонжероне крыла, а задний, шарнирный, - на задней стенке крыла, кроме того, каждая стойка главной опоры шасси соединена шарнирно с рычагом подвески колеса с помощью накладок и снабжена кронштейном с закрепленным на нем ломающимся подкосом, выполненным из двух звеньев, одно из которых закреплено на стойке и выполнено, например, в виде серьги и ведущего звена, соединенного с системой уборки-выпуска шасси.

На фиг. 1 изображен летательный аппарат, вид спереди; на фиг. 2 - то же, вид сверху; на фиг. 3 - то же, вид сборку; на фиг. 4 - узел крепления крыла к кабинной части фюзеляжа и передний узел крепления съемной части крыла к центроплану; на фиг. 5 - задний узел крепления крыла; на фиг. 6 и 7 - система уборки-выпуска шасси, рабочее положение; на фиг. 8 - система уборки-выпуска главного шасси; на фиг. 9 - главное шасси в положении "убрано"; на фиг. 10 - носовая стойка в положении "убрано".

Летательный аппарат содержит фюзеляж 1 с закрепленными на нем крыльями 2, размах которых относительно длины L самолета равен 1,43, с узлами крепления, горизонтальное 3 и вертикальное 4 оперение, двигатели 5, размещенные на крыле 2, и убирающееся шасси, состоящее из носовой стойки 6 и главного шасси 7 с системой уборки-выпуска. Двигатели 5 летательного аппарата снабжены винтами 8, диаметр которых относительно средней аэродинамической хорды крыла 2 равен 1,4. Высота ЛА на стоянке относительно размаха крыла составляет 0,368.

Фюзеляж со стороны нижней поверхности 9 в хвостовой части от задней поверхности ниши 10 шасси выполнен с углом скоса β-13^о и состоит из кабинной 11, хвостовой 12 частей, носового 13 и хвостового 14 обтекателей, а также содержит набор шпангоутов 15 (с N 0 до N 15), стрингеров и обшивку. Крыло 2 летательного аппарата выполнено из двух частей: закрепленного на кабинной части 11 фюзеляжа центроплана 16, узел крепления которого выполнен в виде балки-бимса 17 и соединенных с ней уголков 18, установленных на стенках трех шпангоутов 15 (N 5, 6, 7) и жестко соединенных с обшивкой кабинной части 11 фюзеляжа, и быстросъемных консолей 19, соединенных с центропланом 16 двумя узлами крепления, выполненными в виде соединения ухо-вилка, скрепленного болтами, передний 20 из которых, моментный, размещен на ложероне 21 крыла 2, а задний 22, шарнирный, - на задней стенке 23 крыла. Главная стойка шасси 7 снабжена двумя накладками 24, размещенными на нижнем конце стойки главного шасси, рычагом 25, ось 26 которого установлена в накладках 24, с размещенными на нем осью колеса 27 и узлом крепления амортизатора 28, кронштейном 29 с закрепленным на нем ломающимся подкосом, выполненным из двух звеньев, первое из которых выполнено в виде серьги 30 (ведомое звено подкоса), закрепленной на стойке главного шасси 7, и ведущего звена 31 с узлом крепления его с системой уборки-выпуска шасси, выполненной в виде системы кинематически связанных между собой рычагов 32, соединенных с рукояткой 33 уборки-выпуска, размещенной на подприборной доске 34 и соединенной с системой кинематически связанных между собой рычагов 35 уборки-выпуска носовой стойки шасси. Подготовленный к вылету самолет может взять одного (пилот) или двух (пилот и пассажир) человек. При этом ощутимых изменений в устойчивости самолета не происходит, так как положение экипажа в самолете близко к центру тяжести самолета. Кроме того, за креслом экипажа может быть размещен груз до 80 кг. В этом случае изменения в устойчивости будут отмечаться пилотом, но необходимый запас устойчивости будет обеспечен.

Взлет производится со взлетной полосы, имеющей покрытие, например аэродром-точка с/х авиации с неасфальтовым покрытием. Самолет выкатывается и устанавливается против ветра. Взлет допускается и с боковым ветром, скорость которого не превышает 8 м/с. После прогрева и проверки работы двигателей, которая производится с заторможенными колесами, пилот переводит закрылки во взлетное положение, выводит двигатели на взлетный режим (2500 об/мин на винте) и плавно отпускает тормоз. Самолет начинает разбег. Через 12-15 с самолет достигает взлетной скорости и отрывается от земли на 110-120 м от точки старта. Еще через 2-3 с самолет будет находиться на высоте 10-15 м. Расстояние до этой точки будет 180-200 м от точки старта.

Набор высоты может происходить с вертикальной скоростью 8-10 м/с (максимально - 12 м/с). Через полминуты самолет наберет высоту 300 м, которая является маршевой высотой полета. Диаметр высоты 300-1000 м является рабочим диапазоном высоты для этого самолета. Убираются шасси и закрылки.

Уменьшив обороты двигателя до 5000 об/мин (обороты винта при этом 2000 об/мин), самолет переводят в горизонтальный полет на крейсерской скорости, которая составляет 200-220 км/ч. основную часть маршрута выполняют на этой скорости. Время полета, до момента когда в баках останется навигационный запас (примерно 10% от общего объема баков), составит 2,0-2,5 ч. Дальность полета при этом 400-450 км.

При подлете к аэродрому посадки самолет переводится в полет на меньшей скорости и выполняет положенный предпосадочный маневр. Выпускается шасси 6, 7 и закрылки переводятся в посадочное положение. Шасси 6, 7 выпускается вытягиванием рукоятки 32, которая расположена на подприборной доске 33 чуть выше локтевого сгиба, на себя на 200-250 мм.

Скорость захода на посадку около 100 км/ч, в момент посадки примерно 85-90 км/ч. После посадки пробег составит не более 100-120 м.

В случае остановки одного из двигателей во время взлета самолет может продолжить взлет и набирать высоту с вертикальной скоростью 1,5-1,8 м/с. При этом разворачивающий момент будет парирован отклонением руля направления и элеронами.

Вынужденная посадка выполняется с убранным шасси, что обеспечивает большую сохранность самолета и меньшую опасность для экипажа.

Предложенный летательный аппарат классичен в своей схеме, имеет малые размеры и массу, вследствие чего удобен в эксплуатации.

Летательный аппарат обладает высокими взлетно-посадочными характеристиками. Он взлетает через 50 м после старта, т.е. взлетает с вертолетной площадки, вертикальная скорость 12 м/с, т.е. работает как вертолет. Это достигается - сравнительно малой нагрузкой на крыло, (около 75 кг/м²); сравнительно мощными двигателями (50 л.с. на человека); хорошо проработанными и подобранными винтами неизменяемого шага); хорошей аэродинамикой.

Предложенный летательный аппарат имеет минимальные габаритные размеры самолетов данного класса.

Возможность уменьшения размеров найдена за счет уменьшения запаса топлива на борту, что стало возможным из-за ограничения времени пребывания в воздухе двумя часами, так как более длительный полет вызывает излишнее утомление экипажа; умеренно большой посадочной скорости (до 100-110 км/ч), что позволяет уменьшить площадь крыла самолета.

Летательный аппарат имеет высокие характеристики по скоростным показателям: максимальная скорость до 275 км/ч, крейсерская 225 км/ч, вертикальная скорость у земли до 12 м/с, что обеспечивает подъем на высоту 200 м в течение 16-18 с (200 м - рабочая высота полета).

Летательный аппарат имеет две винтомоторные установки, что увеличивает долю обдуваемой части крыла по размаху.

Дополнительная обдувка крыла сокращает длину разбега в 2 раза, а взлетную дистанцию почти в 3 раза (до 100-120 м).

Уменьшенные размеры летательного аппарата позволяют иметь массу пустого ЛА в диапазоне 260-300 кг, отдельные элементы конструкции в диапазоне 10-50 кг, что резко упрощает эксплуатацию самолета на земле, увеличивает время подготовленного состояния.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкции летательных аппаратов малой авиации. Сущность изобретения заключается в том, что размах крыла относительно длины L самолета равен 1,43, диаметр воздушных винтов составляет 1,4 средней аэродинамической хорды крыла, при этом площадь крыла, обдуваемая винтами составляет 39%, а угол скоса фюзеляжа β равен 13°. Кроме того, крыло выполнено из центроплана и быстросъемных консолей, что упрощает эксплуатацию самолета при хранении и перевозке. Обдув крыла обеспечивает увеличение подъемной силы на взлете, что сокращает длину разбега и взлетную дистанцию. 2 з.п.ф-лы, 10 ил.

1. ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, содержащий фюзеляж с узлами крепления крыла, горизонтальное и вертикальное оперения, двигатели с воздушными винтами, установленными на крыле, и убирающееся трехопорное шасси с рычажной подвеской колес и системой уборки-выпуска, связанной с рукояткой, при этом на каждом рычаге подвески размещен узел крепления амортизатора, а фюзеляж в хвостовой части выполнен со скосом по нижней поверхности, отличающийся тем, что диаметр воздушных винтов составляет 1,4 средней аэродинамической хорды крыла, размах которого относительно длины самолета равен 1,43, при этом площадь крыла, обдуваемая винтами, составляет 39%, а угол скоса фюзеляжа равен 13^o, при этом крыло выполнено из двух частей - закрепленного на кабинной части фюзеляжа центроплана и быстро съемных консолей, соединенных с центропланом двумя узлами крепления, а система уборки-выпуска шасси выполнена механической в виде кинематически связанных между собой рычагов, тяг и качалок, соединенных с рукояткой уборки-выпуска шасси. 2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что узел крепления центроплана на кабинной части фюзеляжа выполнен в виде балки-бимса и соединенных с ней уголков, установленных на стенках трех шпангоутов фюзеляжа и жестко соединенных с обшивкой кабинной части фюзеляжа, узлы крепления консолей к центроплану выполнены в виде соединения ухо-вилка, передний из которых, моментный, размещен на лонжероне крыла, а задний, шарнирный, размещен на задней стенке крыла. 3. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что каждая стойка главной опоры шасси соединена шарнирно с рычагом подвески колеса с помощью накладок и снабжена кронштейном с закрепленным на нем ломающимся подкосом, выполненным из двух звеньев, одно из которых закреплено на стойке и выполнено, например, в виде серьги, и ведущего звена, соединенного с системой уборки-выпуска шасси.