ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Российский патент 1997 года по МПК B64C1/00 B64C31/02 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании ультралегких летательных аппаратов, в частности аппаратов без силовой установки, в их конструктивно-силовой схеме, шасси, системе управления.

Из существующего уровня техники известны различные типы аналогичных летательных аппаратов.

Известен, например, планер, имеющий блочный, свободнонесущий фюзеляж, однолонжеронное крыло и V-образное хвостовое оперение. В качестве органов управления используются установленные на крыле закрылки, интерцепторы и зависающие элероны. Механизм, обеспечивающий зависание элеронов, в системе управления состоит из тяг и качалок, связанных с центральным постом управления. На V-образном хвостовом оперении установлены рули, играющие роль как рулей высоты, так и рулей направления одновременно. Шасси такого планера выполнено в виде колеса, установленного под фюзеляжем и имеющего амортизатор. Хвостовая опора фюзеляжа предохраняет последний от ударов о землю. Пилот размещен в кабине, выполненной в фюзеляже, и закрытой прозрачным открывающимся фонарем (Замятин В.М. Планеры и планеризм. М. Машиностроение, 1974, с. 13, 29, 42-50, рис.1, 6; 1,32; 1,42а; 1,43; 1,44; 1,46; 1,48; 1,49; 1,58; 1,60; 1,61).

В качестве наиболее близкого технического решения, принятого за прототип, можно выбрать планер первоначального обучения БРО-11-М. Этот планер выполнен по схеме высокоплан, имеет фюзеляж, хвостовое оперение, шасси. Планер содержит фюзеляж с центральной вертикальной стойкой и буксировочным крюком, однолонжеронное крыло с расчалками, установленное на центральной вертикальной стойке, хвостовое оперение нормальной схемы, систему управления из тяг и качалок, связывающих аэродинамические рули с центральным постом управления, и шасси с опорным колесом и передней предохранительной лыжей. Крыло имеет элероны по всему размаху задней кромки. Хвостовое оперение имеет руль направления на киле и руль высоты на стабилизаторе. Система управления элеронами и рулем высоты выполнена по принципу системы непосредственного управления подъемной силой, когда при управлении в канале крена элероны отклоняются по обычной схеме, а при управлении в канале тангажа одновременно с отклонением руля высоты синхронно в том же направлении отклоняются элероны (Моделист-конструктор. 1976, N 10, с. 20-24; N 11, с. 16-19; 1977, N 1, с. 9-11).

Кабина пилота открытая, без остекления, с обтекателем перед приборной доской. В целом этот планер проще чем аналог как в конструкции, так и в управлении и более приспособлен для первоначального обучения. В прототипе, например, находящиеся в набегающем потоке подкосы крыла не способствуют снижению лобового сопротивления. Крепление центральной вертикальной стойки к фюзеляжу и крыла к самой стойке обеспечивают жесткость конструкции лишь по оси X, а по оси Z и на восприятие кручения относительно оси требуется упрочение конструкции.

Выполнение аппарата преимущественно деревянным со стыковочными узлами из металла, а также металлодерева не сказывается положительно на простоте сборки и разборки аппарата в условиях климатического и теплового воздействия.

Отсутствие амортизатора в шасси приводит к передаче на конструкцию фюзеляжа ощутимых ударных нагрузок при посадке, тем более в условиях первоначального обучения, а отсутствие однотипных силовых конструктивных элементов усложняет изготовление всего аппарата.

Задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, это создание планера, надежного в конструктивном выполнении, простого в управлении, сборке и разборке в полевых условиях, пригодного и одновременно доступного в первоначальном обучении.

Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, это снижение лобового сопротивления по сравнению с прототипом, повышение жесткости конструкции, упрощение сборки и разборки аппарата, снижение ударных нагрузок на фюзеляж при посадке и, например, унификация конструкции.

Сущность заявленного изобретения заключается в следующем. Летательный аппарат содержит фюзеляж с центральной вертикальной стойкой и буксировочным крюком, однолонжеронное крыло с расчалками, установленное на центральной вертикальной стойке, хвостовое оперение нормальной схемы, систему управления, состоящую из тяг и качалок, связывающих аэродинамические рули с центральным постом управления, и шасси с опорным колесом и передней предохранительной лыжей, согласно изобретению фюзеляж и его центральная вертикальная стойка выполнены в виде трубы, фюзеляж снабжен центральной кницей, жестко соединенной с центральной вертикальной стойкой, с трубой фюзеляжа и креслом пилота с образованием жесткого силового каркаса, лонжероны каждой консоли крыла выполнены трубчатыми и вместе с трубой фюзеляжа и с центральной вертикальной стойкой выполнены из трубы одного сечения, а каждая консоль крыла своим лонжероном шарнирно установлена на центральной вертикальной стойке, снабженной вертикальной мачтой, закреплена расчалками и соединена по задней кромке с второй консолью через силовой элемент крепления задних кромок консолей, установленный на центральной вертикальной стойке, причем мачта установлена на центральной вертикальной стойке на продольно ориентированном шарнире, а крепление каждой консоли крыла расчалками выполнено в виде V-образной расчалки, расходящиеся концы которой соединяют две точки на трубе фюзеляжа, расположенные по разные стороны от места крепления центральной вертикальной стойки к трубе фюзеляжа, с точкой крепления расчалок на трубчатом лонжероне каждой консоли крыла, и расчалки, соединяющей точку крепления расчалок на трубчатом лонжероне с верхней точкой мачты.

Летательный аппарат снабжен трехстержневым силовым элементом крепления задних кромок каждой консоли крыла, два стержня которого одними концами закреплены на центральной вертикальной стойке по касательной к окружности ее трубы, а другими концами соединены между собой в точке крепления задних опор каждой консоли крыла в месте навески элеронов, причем третий стержень одним своим концом соединен с точкой крепления консолей к двум первым стержням и соответственно с точкой навески каждого элерона на консоль крыла, а другим своим концом соединен с точкой соединения трубы фюзеляжа с центральной вертикальной стойкой у ее основания.

Мачта крепления расчалок консолей крыла на центральной вертикальной стойке выполнена регулируемой длины с возможностью фиксации в заданном положении. Точка крепления расчалок к трубчатому лонжерону каждой консоли крыла лежит в пределах 0,3-0,4 полуразмаха крыла. Каждая консоль крыла своим лонжероном установлена на центральной вертикальной стойке на разнесенном шарнире.

Основная тяга управления к рулю высоты размещена внутри вала управления, а для кинематической связи с элеронами крыла вал управления снабжен двумя качалками, одна из которых выполнена подвижной и установлена с возможностью продольного перемещения вдоль вала управления посредством сухарей, взаимодействующих с продольными диаметрально противоположными пазами, выполненными на валу управления, и закрепленных штифтами, пропущенными соответственно через вал управления и основную тягу управления рулем высоты, один из которых выполнен в виде шарнирной опоры основной тяги управления рулем высоты, лежащей в пределах ее геометрической середины, а другая качалка выполнена неподвижной, жестко установлена на валу управления и смещена по его оси относительно подвижной качалки, причем тяга, связывающая элероны с валом управления, соединена с подвижной или неподвижной качалками. Сухари подвижной качалки могут быть выполнены, например, из фторопласта.

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, второй перпендикулярно ей, а третий стержень своим свободным концом шарнирно установлен на трубе фюзеляжа и лежит со вторым стержнем в одной поперечной вертикальной плоскости. К каждой половине руля высоты от его основной тяги управления может быть подведена своя жесткая тяга.

Шасси летательного аппарата имеет вилку колеса, шарнирно установленную на трубе фюзеляжа, штангу с вилкой на одном из ее концов, соединенную с вилкой колеса, и амортизатор в виде рессорной пластины, одним концом консольно жестко закрепленный по полету на передней части трубы фюзеляжа, а другим концом шарнирно соединенный со свободным передним концом штанги, снабженной буксировочным крюком, при этом передняя часть штанги выполнена изогнутой вверх с размещением на ней предохранительной лыжи, жестко соединенной с ней и установленной с нижней ее стороны.

Штанга снабжена дополнительным буксировочным крюком, установленным на ней с возможностью перемещения по ней и фиксации. Вилка штанги может быть соединена с последней телескопически с возможностью выдвижения и фиксации болтом.

На фиг.1 изображен общий вид летательного аппарата, вид сбоку; на фиг.2
то же, вид спереди; на фиг.3 то же, вид в плане; на фиг.4 трехстержневой силовой элемент крепления задних кромок консолей крыла; на фиг.5 шасси в компоновке на летательном аппарате; на фиг.6 узел I на фиг.2; на фиг.7 вид А на фиг.6; на фиг.8 вид Б на фиг.6; на фиг.9 вид В на фиг.6; на фиг.10 - кинематическая схема системы управления элеронами и рулем высоты; на фиг.11 - то же, конструктивная схема крепления подвижной качалки; на фиг.12 - разнесенный шарнир крепления трубчатого лонжерона, вид спереди; на фиг.13 то же, вид в плане.

Летательный аппарат содержит фюзеляж 1 в виде трубы с центральной вертикальной стойкой 2, выполненной также в виде трубы. Центральная кница 3 жестко соединена с центральной вертикальной стойкой 2 с трубой фюзеляжа 1 и креслом 4 пилота с образованием жесткого силового каркаса. Лонжероны 5 каждой консоли крыла 6 выполнены трубчатыми и вместе с трубой фюзеляжа 1 и стойкой 2 выполнены из трубы одного сечения. Каждая консоль крыла 6 своим лонжероном 5 шарнирно установлена на стойке 2 на разнесенном шарнире 7. Вертикальная мачта 8 установлена на центральной вертикальной стойке 2 на продольно ориентированном шарнире 9. Мачта 8 выполнена регулируемой длины с возможностью фиксации в заданном положении. V-образная расчалка 10 расходящимися концами закреплена в двух точках на трубе фюзеляжа 1, а противоположным концом в точке крепления расчалок на трубчатом лонжероне 5 крыла 6. Расчалка 11 соединяет верхнюю точку мачты 8 и точку крепления расчалок 10 и 11 на лонжероне 5.

Летательный аппарат имеет трехстержневой силовой элемент крепления задних кромок каждой консоли крыла 6. Два стержня 12 и 13 этого трехстержневого элемента одними концами закреплены на центральной вертикальной стойке 2 по касательной к окружности ее трубы, а другими концами соединены между собой в точке "K" крепления задних опор каждой консоли крыла 6 в месте навески элеронов 14 и 15. Третий стержень 16 одним свои концом соединен с точкой "K" крепления консолей к двум первым стержням 12 и 13 и соответственно с точкой навески каждого элерона 14 или 15 на консоль крыла 6, а другим своим концом соединен с точкой соединения трубы фюзеляжа 1 с центральной вертикальной стойкой 2 у ее основания. Точка крепления расчалок 10 и 11 к трубчатому лонжерону 5 лежит в пределах 0,3 0,4 полуразмаха крыла. Основная тяга управления 17 к рулю высоты 18 соединена с ручкой управления 19 и размещена внутри вала управления 20. Для кинематической связи с элеронами 14 и 15 крыла 6 вал управления 20 снабжен двумя качалками 21 и 22. Качалка 21 выполнена подвижной и установлена с возможностью продольного перемещения вдоль вала управления 20 посредством сухарей 23. Сухари 23 взаимодействуют с продольными радиальными пазами 24, выполненными на валу управления 20, и закреплены штифтами 25 и 26. Штифт 25 выполнен в виде шарнирной опоры основной тяги управления 17 рулем высоты 18, лежащей в пределах ее геометрической середины. Качалка 22 выполнена неподвижной, жестко установлена на валу управления 20 и смещена по его оси относительно подвижной качалки 21. Тяга 27, связывающая элероны 14 и 15 с валом управления 20, соединена с подвижной 21 или неподвижной 22 качалками. Сухари 23 могут быть выполнены, например, из фторопласта.

Каждая из половин стабилизатора 28 в хвостовом оперении выполнена в виде трех пространственно расположенных стержней 29, 30 и 31. Все три стержня шарнирно соединены между собой. Два стержня 29 и 30 свободными концами шарнирно установлены на силовых элементах 32 фюзеляжа 1 с превышением над последним и с образованием с полотняной обшивкой горизонтальной несущей поверхности. Первый стержень 29 установлен под углом к трубе фюзеляжа 1, а второй стержень 30 установлен перпендикулярно ей. Третий стержень 31 своим свободным концом шарнирно установлен на трубе фюзеляжа 1 и лежит с вторым стержнем 30 в одной поперечной вертикальной плоскости. К каждой половине руля высоты 18 от основной тяги управления 17 подведена своя жесткая тяга 33.

В шасси летательного аппарата колесо 34 имеет вилку 35, шарнирно установленную на трубе фюзеляжа 1. Штанга 36 с вилкой 37 на одном из ее концов соединена с вилкой 35 колеса 34. Амортизатор выполнен в виде рессорной пластины 38, одним концом консольно жестко закрепленной по полету на передней части трубы фюзеляжа, а другим концом шарнирно соединенной со свободным передним концом штанги 36. Пластина 38 имеет буксировочный крюк 39. Передняя часть штанги 36 выполнена изогнутой вверх. Предохранительная лыжа 40 жестко соединена со штангой 36 и установлена с нижней стороны последней. Дополнительный буксировочный крюк 41 может быть установлен на штанге 36 с возможностью перемещения по ней и фиксации. Кроме того, вилка 37 штанги 36 соединена с последней телескопически с возможностью выдвижения и фиксации болтом 42.

Летательный аппарат выполняет свои функции следующим образом.

Летательный аппарат подцепляется тросом за буксировочный крюк 39 к буксирующему его самолету или к лебедке. Дополнительный подвижный буксировочный крюк 41 используется в случаях различной загрузки летательного аппарата при различных вариантах центровки для выбора места приложения силы от буксировочного троса. После запуска летательный аппарат совершает свободный полет и управляется пилотом посредством педалей (не показаны) и ручки управления 19. На крыле 6 реализуется подъемная сила Y, которая выражается в распределенной нагрузке по размаху крыла 6. От распределенной нагрузки крыло 6 изгибается, т. е. на крыле 6 возникает изгибающий момент. Между тем крыло 6 испытывает и сосредоточенные нагрузки, например, в точке крепления расчалок 10 и 11 к лонжеронам 5 крыла 6. В случае неправильного или произвольного выбора точки крепления расчалок 10 и 11 к лонжеронам 5 крыла 6 упругая линия крыла 6 принимает непрогнозируемый характер, что потребует упрочения крыла 6 и, следовательно, увеличения веса.

Продольно-поперечный изгиб лонжерона 5 вызывается, с одной стороны, распределенной аэродинамической нагрузкой, а с другой стороны горизонтальной компонентой силы, передаваемой через расчалки 10 и 11. Известно из теории прочности, что наиболее благоприятная работа элемента конструкции трубчатого лонжерона 5 возможна тогда, когда изначальный прогиб сжатого элемента близок к нулю, что и достигается в данном техническом решении целенаправленным расположением точки крепления 10 и 11 к лонжеронам 5 крыла 6 по размаху крыла 6. Оптимальным является выбор точки крепления расчалок 10 и 11 к лонжеронам 5 в пределах 0,3 0,4 полуразмаха крыла 6. В случае уменьшения значения координаты местоположения указанной точки максимальный прогиб крыла 6 вниз будет у точки шарнирного крепления лонжерона 5 к центральной вертикальной стойке 2. Свободные концы крыла 6 на размахе >0,2 будут изгибаться консольно вверх. В случае вынесения точки крепления расчалок 10 и 11 к лонжеронам 5 за пределы 0,4 полуразмаха крыла 6 внутренняя часть крыла 6 на участке полуразмаха >0,5 будет изгибаться вниз. И в том и в другом случае указанный характер нагружения крыла 6 и его изгиб не являются оптимальными, что потребует упрочения, например, лонжеронов 5 и, следовательно, приведет к увеличению веса. Установлено расчетом и подтверждено экспериментально, что оптимальное положение точки крепления расчалок 10 и 11 к лонжеронам 5 крыла 6 лежит в пределах 0,3 0,4 полуразмаха последнего. При таком положении крыло 6 на участке от точки крепления лонжерона 5 к стойке 2 до точки крепления расчалок 10 и 11 к лонжерону 5 имеет почти нулевой прогиб, а на участке >0,4 полуразмаха крыла 6 изгибается консольно вверх, что является штатным нагружением элементов крыла 6 изгибающим моментом.

Установка вертикальной мачты 8 на шарнире 9, а также выполнение ее изменяемой длины с возможностью фиксации упрощает операцию установки крыла 6 с потребным V, чему также способствуют разнесенные шарниры 7 лонжеронов 5, которые также в силу своего конструктивного выполнения способны воспринимать и крутящий момент, создавая на опорах лонжерона 5 пару сил.

Жесткость конструкции обеспечивается также за счет введения в нее трехстержневого силового элемента крепления задних кромок каждой консоли крыла 6. Кручение относительно оси Y (в данном случае относительно оси трубы центральной вертикальной стойки 2) воспринимают два стержня 12 и 13. Они жестко связаны с центральной вертикальной стойкой 2 по касательной к окружности ее трубы, с одной стороны, а с другой стороны противоположными концами связаны между собой в точке "K" крепления задних опор каждой консоли крыла 6 в месте навески элеронов 14 и 15, т.е. имеет место конструктивное совмещение узла крепления задней кромки каждой консоли и точки навески ее элерона с передачей сил на конструкцию фюзеляжа. Третий стержень 16 воспринимает нагрузки относительно оси Y, т.к. соединяет точку "К" с точкой соединения трубы фюзеляжа 1 с центральной вертикальной стойкой 2 у ее основания, замыкая на ней же трехстержневой силовой элемент. Образованная таким образом пирамида из стержней 12, 13 и 16 и центральной вертикальной стойки 2 воспринимает и передает (через кницу 3) все нагрузки от крыла 6 на фюзеляж 1.

В заявленном летательном аппарате одновременно с общепринятым управлением в каналах тангажа и крена предусмотрено использование системы непосредственного управления силой СНУПС.

Когда тяга 27, связывающая элероны 14 и 15 с валом управления 20, соединена с неподвижной качалкой 22, отклонение органов управления происходит по нормальной схеме. При управлении по крену, отклоняя вбок ручку управления 19, пилот вращает относительно своей оси вал управления 20, отклоняя соответственно качалку 22 и управляя элеронами 14 и 15. При управлении по тангажу отклонением ручки 19 вперед-назад перемещается основная тяга управления 17 к рулю высоты 18, отклоняющая последний. Элероны 14 и 15 в этом случае при управлении в этом канале неподвижны.

Когда тяга 27 соединена с подвижной качалкой 21, вводится в действие заложенная в конструкцию СНУПС. При управлении по крену наблюдаются процессы, описанные выше, в отсутствие СНУПС элероны 14 и 15 отклоняются в разные стороны, руль высоты 18 неподвижен. Это обеспечивается конструкцией крепления качалки 21 на валу управления 20. Однако при управлении по тангажу происходит следующее. Отклоняя ручку управления 19 вперед-назад, пилот тем самым перемещает основную тягу управления 17 рулем высоты 18, отклоняя последний. Одновременно с этим качалка 21, связанная с тягой 17 штифтами 25 и 26, тоже перемещается в пазах 24 вала управления 20 на сухарях 23. В результате этих действий пилот через тягу 27 ее перемещением воздействует на элероны 14 и 15, отклоняя их синхронно на одинаковый угол в одну и ту же сторону одновременно с отклонением руля высоты в сторону, противоположную отклонению элеронов 14 и 15. Если в отсутствие СНУПС (тяга 27 + качалка 26) элероны отклонялись лишь в разные стороны только при управлении по крену, то при введении в действие СНУПС (тяга 27 + качалка 21) при управлении по крену элероны 14 и 15 отклоняются в разные стороны, а при управлении по тангажу они же дополнительно отклоняются синхронно в одну и ту же сторону; отклоняется и руль высоты 20, однако в сторону, противоположную отклонению элеронов 14 и 15. Основная тяга 17 не изгибается в процессе движения, т.к. штифт 25 играет роль ее шарнирной опоры, находящейся в пределах ее геометрической середины. Тяга 27 при подсоединении к качалкам 21 и 22 будет иметь различную длину.

Таким образом, заявленный летательный аппарат обеспечен условиями для совершения управляемого полета. Взлет же и посадка обеспечиваются конструкцией шасси.

Во время взлета с помощью лебедки или буксировкой за самолетом аппарат перемещается по ВПП, касаясь ее колесом 34. Во время движения по поверхности ВПП нос аппарата приподнимается и далее движение происходит на одном колесе 34. При этом удары о неровности ВПП воспринимаются частично пневматиком колеса 34, а часть передается на вилку 35 колеса 34 и через вилку 37 штанги 36 и через саму штангу 36 на рессорную пластину 38. Рессорная пластина 38 имеет возможность консольно изгибаться одновременно с отклонением вилки 35 колеса 34 относительно шарнира ее установки на силовом элементе фюзеляжа 1.

При посадке происходит касание колесом 34 поверхности ВПП, при этом, благодаря наличию угла выноса γ вилки 35 назад, воспринимается как вертикальная, так и горизонтальная компонента возникающих реакций, причем вилка 35 поворачивается вокруг своей оси и через вилку 37, штангу 36 вызывает изгиб рессорной пластины 38. Таким образом, рессорная пластина 38 воспринимает энергию удара о землю при посадке. Далее за счет высокого расположения центра масс неизбежно происходит переваливание аппарата на нос и касание им поверхности ВПП лыжей 40 с последующей передачей возникающей носовой реакции на рессорную пластину 38, которая при этом стремится изогнуться вверх.

Таким образом, одна и та же рессорная пластина 38 (амортизатор) воспринимает реакцию как от предохранительной лыжи 40, так и от колеса 34. Поскольку рессорная пластина 38 не может поглотить энергию, возникающую при ударе, эта энергия поглощается частично за счет энергии пневматика колеса 34, частично за счет преодоления сил упругости рессорной пластины 38, но в основном рассеивание энергии происходит за счет аэродинамического демпфирования крыла 6 и упругих деформаций его конструкции. Кроме того, рессорная пластина 38 воспринимает пульсацию сил, воздействующих на крюки 39 и 41, возникающих при буксировке аппарата лебедкой или самолетом. Неровности ВПП, удары в колесо 34 от них являются штатными условиями для данного шасси, т.к. вилка 35 колеса 34, опять же отклоняясь назад, увлекает за собой через вилку 37 штангу 36, которая, в свою очередь, воздействует на рессорную пластину 38, консольный изгиб которой воспринимает все удары. В зависимости от загрузки аппарата, например, от веса пилота и, следовательно, в зависимости от места положения его центра масс можно менять точку силы от буксира к аппарату. Для этого, перемещая по штанге 36 дополнительный буксировочный крюк 41, выбирают его оптимальное местоположение на штанге 36 и фиксируют его в этом положении. Вилка 37 штанги 36 соединена с последней телескопическим соединением, которое позволяет с помощью болта 42 фиксировать, задвигая или выдвигая вилку 37 в различных положениях, обеспечивая при этом различные углы g что необходимо для обеспечения оптимального положения колеса 34 при различных эксплуатационных центровках.

Таким образом, заявленный летательный аппарат прост в изготовлении, в управлении, надежен в конструктивном выполнении и приспособлен как для полетов опытных пилотов, так и для первоначального обучения. Конструкция аппарата, его элементов, шасси рассчитана на неквалифицированное управление.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании ультралегких летательных аппаратов, в частности аппаратов без силовой установки, в их конструктивно-силовой схеме, шасси, системе управления. Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, это снижение лобового сопротивления, повышение жесткости конструкции, упрощение сборки и разборки аппарата, снижение ударных нагрузок на фюзеляж при посадке и унификация конструкции. Летательный аппарат содержит фюзеляж 1 в виде трубы с центральной вертикальной стойкой, тоже в виде трубы одинакового сечения с трубой фюзеляжа 1 и трубчатым лонжероном 5 крыла 6. Каждая консоль крыла 6 своим лонжероном шарнирно установлена на стойке 2 на разнесенном шарнире. Вертикальная мачта 8 установлена на стойке 2 на продольно ориентированном шарнире. Мачта 8 выполнена регулируемой длины с возможностью фиксации в заданном положении. V-образная расчалка 10, расходящаяся концами, закреплена в двух точках на трубе фюзеляжа 1 и в точке крепления расчалок на трубчатом лонжероне крыла 6, лежащей в пределах 0,3 - 0,4 полуразмаха последнего. Расчалка 11 соединяет верхнюю точку мачты 8 и точку крепления расчалок 10 и 11 на лонжероне 5. Точка крепления расчалок 10 и 11 лежит в пределах 0,3 - 0,4 полуразмаха крыла 6. 11 з.п. ф-лы, 13 ил.

1. Летательный аппарат, содержащий фюзеляж с центральной вертикальной стойкой и буксировочным крюком, однолонжеронное крыло с расчалками, установленное на центральной вертикальной стойке, хвостовое оперение нормальной схемы, систему управления, состоящую из тяг и качалок, связывающих аэродинамические рули с центральным постом управления, и шасси с опорным колесом и передней предохранительной лыжей, отличающийся тем, что фюзеляж и его центральная вертикальная стойка выполнены в виде трубы, фюзеляж снабжен центральной кницей, жестко соединенной с центральной вертикальной стойкой, с трубой фюзеляжа и с креслом пилота с образованием жесткого силового каркаса, лонжероны каждой консоли крыла выполнены трубчатыми и вместе с трубой фюзеляжа и с центральной вертикальной стойкой выполнены из трубы одного сечения, а каждая консоль крыла своим лонжероном шарнирно установлена на центральной вертикальной стойке, снабженной вертикальной мачтой, закреплена расчалками и соединена по задней кромке с второй консолью через силовой элемент крепления задних кромок консолей, установленный на центральной вертикальной стойке, причем мачта установлена на центральной вертикальной стойке на продольно ориентированном шарнире, а крепление каждой консоли крыла расчалками выполнено в виде V-образной расчалки, расходящиеся концы которой соединяют две точки на трубе фюзеляжа, расположенные по разные стороны от места крепления центральной вертикальной стойки к трубе фюзеляжа, с точкой крепления расчалок на трубчатом лонжероне каждой консоли крыла, и расчалки, соединяющей точку крепления расчалок на трубчато лонжероне с верхней точкой мачты. 2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что он снабжен трехстержневым силовым элементом крепления задних кромок каждой консоли крыла, два стержня которого одними концами закреплены на центральной вертикальной стойке по касательной к окружности ее трубы, а другими концами соединены между собой в точке крепления задних опор каждой консоли крыла в месте навески элеронов, причем третий стержень одним своим концом соединен с точкой крепления консолей к двум первым стержням и соответственно с точкой навески каждого элерона на консоль крыла, а другим своим концом соединен с точкой соединения трубы фюзеляжа с центральной вертикальной стойкой у ее основания. 3. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что мачта крепления расчалок консолей крыла на центральной вертикальной стойке выполнена изменяемой длины с возможностью фиксации в заданном положении. 4. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что точка крепления расчалок к трубчатому лонжерону каждой консоли крыла лежит в пределах 0,3 0,4 полуразмаха крыла. 5. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что каждая консоль крыла своим лонжероном установлена на центральной вертикальной стойке на разнесенном шарнире. 6. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что основная тяга управления к рулю высоты размещена внутри вала управления, а для кинематической связи с элеронами крыла вал управления снабжен двумя качалками, одна из которых выполнена подвижной и установлена с возможностью продольного перемещения вдоль вала управления посредством сухарей, взаимодействующих с продольными диаметрально противоположными пазами, выполненными на валу управления, и закрепленных штифтами, пропущенными соответственно через вал управления и основную тягу управления рулем высоты, один из которых выполнен в виде шарнирной опоры основной тяги управления рулем высоты, лежащей в пределах ее геометрической середины, а другая качалка выполнена неподвижной, жестко установлена на валу управления и смещена по его оси относительно подвижной качалки, причем тяга, связывающая элероны с валом управления, соединена с подвижной или неподвижной качалкой. 7. Аппарат по п.6, отличающийся тем, что сухари подвижной качалки выполнены из фторопласта. 8. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что 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 своим свободным концом шарнирно установлен на трубе фюзеляжа и лежит с вторым стержнем в одной поперечной вертикальной плоскости. 9. Аппарат по п.8, отличающийся тем, что к каждой половине руля высоты от его основной тяги управления подведена своя жесткая тяга. 10. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что шасси снабжено вилкой колеса, шарнирно установленной на трубе фюзеляжа, штангой с вилкой на одном из ее концов, соединенной с вилкой колеса, и амортизатором в виде рессорной пластины, одним концом консольно жестко закрепленной по полету на передней части трубы фюзеляжа, а другим концом шарнирно соединенной со свободным передним концом штанги и снабженной буксировочным крюком, при этом передняя часть штанги выполнена изогнутой вверх с размещением на ней передней предохранительной лыжей, жестко соединенной с ней и установленной с нижней ее стороны. 11. Аппарат по п. 10, отличающийся тем, что штанга снабжена дополнительным буксировочным крюком, установленным на ней с возможностью перемещения по ней и фиксации. 12. Аппарат по п.10, отличающийся тем, что вилка соединена с последней телескопически с возможностью выдвижения и фиксации болтом.