УЛЬТРАЛЕГКИЙ САМОЛЕТ Российский патент 2003 года по МПК B64C31/00 

Изобретение относится к области авиастроения и может быть использовано при разработке ультралегких самолетов.

Из патентной литературы известны легкие самолеты с винтом в кольцевом канале, кольцевой канал которых выполнен в виде фюзеляжа самолета (см. пат. Великобритании, кл. В 7 G , 1441517; пат. США, кл. 244-13, 3705700).

Известно устройство самолета, кольцевой канал воздушного винта которого выполнен в виде крыла самолета (см. кн. П. Бауэра "Летательные аппараты нетрадиционных схем". М.: Мир, 1991, стр. 137-139).

Эти самолеты имеют большую массу и сложную конструкцию. Такие устройства невозможно использовать при разработке легких самолетов.

Прототипом предлагаемого изобретения является пат. США, кл. 244-12, N 2994493, в котором изложено устройство самолета с кабиной экипажа, установленной в передней части полукольцевого крыла, выполненного в виде полуцилиндрического фюзеляжа, на котором в средней части его расположен двигатель с воздушным винтом на горизонтальной несущей поверхности, к этой же поверхности пристыкована балка с хвостовым оперением самолета.

Недостатками изложенного устройства являются короткий полукольцевой канал фюзеляжа, наличие хвостовой балки с оперением, а также отсутствие замкнутого кольцевого канала воздушного винта. Это приводит к снижению аэродинамического качества и увеличению массы конструкции самолета.

Основным недостатком прототипа является отсутствие подачи струи воздуха от воздушного винта под крыло самолета с целью создания суперциркуляции воздушного потока вокруг профиля крыла, что значительно повысило бы аэродинамическое качество самолета, а также обеспечило бы снижение взлетно-посадочных скоростей за счет поддува воздушного потока под крыло и, как следствие, увеличение экранного эффекта при движении над взлетно-посадочной полосой благодаря созданию воздушной динамической подушки.

Техническая задача предлагаемого решения заключается в снижении массы ультралегкого самолета, увеличении его аэродинамического качества, а также снижении минимальной скорости полета за счет поддува воздушного потока от винта под крыло самолета.

Указанная техническая задача решается следующим образом.

Крыло снабжено двумя продольными и двумя поперечными силовыми элементами, между которыми расположена кабина экипажа, винт расположен в кольце, образованном опущенной вниз поверхностью крыла, образующую ковшеобразную полость с острой дугообразной кромкой, высота которой равна 0,15-0,4 диаметра воздушного винта, так, что плоскость его вращения пересекает поверхность крыла, боковые и задняя стенки которого выполнены из листового гибкого материала с наружным контуром в виде эллипса.

На фиг. 1 и 2 ультралегкий самолет на колесном шасси показан сверху и сбоку.

На фиг.3 ультралегкий самолет на колесном шасси изображен при виде спереди.

На фиг. 4 дан вариант ультралегкого самолета с Т-образным оперением и водоизмещающим корпусом. Изображен амфибийный вариант ультралегкого самолета.

На фиг.5 и 6 показан амфибийный вариант ультралегкого самолета при виде сбоку и сверху.

На фиг.7 схематически показана система управления ультралегкого самолета.

Ультралегкий самолет состоит из кабины экипажа 1, расположенной в контуре крыла 2 между продольными силовыми элементами 3 его (бортовыми усиленными нервюрами) и поперечными 4 силовыми элементами (лонжеронами).

В концевой части крыла закреплено вертикальное оперение, состоящее из киля 5 и руля поворота 6.

На продольных силовых элементах в их концевой части установлено цельноповоротное горизонтальное оперение 7. Оно может быть установлено и на киле 5 сверху или на двух килях (фиг.4). В случае применения П-образного оперения для поперечного управления самолетом на концевых шайбах 8 крыла установлены элероны 9.

Взлетно-посадочное устройство ультралегкого самолета состоит из хвостового колеса 10 и основных колес 11, установленных по концам крыла в концевых обтекателях 12.

Ультралегкий самолет для взлета и посадки с воды может иметь водоизмещающий корпус кабины с гидродинамическими обводами. В этом случае по концам крыла под шайбами 8 установлены опорные поверхности 13, они, кроме того, служат поплавками остойчивости вместе с кромкой крыла при движении по воде.

В сухопутном варианте кабина экипажа имеет обтекатель 14 и закрывается съемным фонарем 15. Кабина может иметь только лобовое стекло 16 (фиг.5). На силовых элементах, над крылом, на мотораме 17 установлен двигатель 18 с воздушным винтом 19 в кольцевом канале.

Кольцевой канал образован верхней полукольцевой дугой 20, установленной на крыле и закрепленной с помощью стоек 21.

Нижняя часть кольцевого канала образована опущенной вниз поверхностью 22 крыла, расположенной за кабиной.

Поверхность 22 проходит за плоскость вращения винта и окаймляет ее, образуя полукольцевой канал 23 снизу, который замыкается с полукольцевой дугой 20.

За плоскостью вращения винта поверхность крыла поднята вверх и выполнена в виде ковшеобразной полости 24 с острой дугообразной кромкой, которая перекрывает по высоте площадь, ометаемую воздушным винтом, на 0,15-0,4 его диаметра. Таким образом, ковшеобразная полость выводит нижнюю поверхность крыла на плоскость вращения винта.

Воздушный поток перед винтом захватывается в кольцевой канал, а затем часть его направляется под крыло через ковшеобразную полость, а другая его часть проходит над крылом с большой скоростью потока.

Задняя 25 и боковые 26 кромки крыла выполнены из гибкого листового материала толщиной 3-8 мм. Например, из листа пористой резины или пенополиуретана, армированного капроновой или тонкой металлической сеткой для обеспечения жесткости листа.

Удельный вес такого листа составляет 0,3-0,4 кг/дм². Он имеет положительную плавучесть, высокую износостойкость и достаточную прочность.

Наружный контур 27 задней и боковых кромок выполнен по эллиптической кривой. Контур образует заданную в плане форму крыла, обеспечивающую оптимальную аэродинамику и необходимую плавучесть задней кромки для поддержания остойчивости в варианте ультралегкого гидросамолета.

Внутренний контур задней и боковых кромок выполнен по прямой линии 28. По внутреннему контуру указанные кромки из листового материала приклепаны к жесткой силовой кромке крыла 29, выполненной, например, из дюралевого профиля или из стеклопластика (фиг.6). Ультралегкий самолет имеет стандартную для легких самолетов систему управления, которая состоит из ручки управления 30 и педалей 31. Схематично система управления изображена на фиг.7. Рычаг управления оборотами двигателя не показан. Он имеет традиционное исполнение.

Ультралегкий самолет действует следующим образом. Пилот занимает свое рабочее место на сиденьи, запускает двигатель и, пользуясь ручкой и педалями, осуществляет руление самолетом и производит взлет.

Самолет имеет улучшенные для данного класса легких самолетов характеристики устойчивости и управляемости. Полет самолета производится в обычном порядке.

Так как воздушный винт самолета расположен в кольцевом канале, тяга воздушного винта увеличивается на 10-12%. При мощности двигателя 40-45 л.с. прирост тяги может достигать 10-15 кг.

Кроме того, наличие кольцевого канала обеспечивает сохранение постоянной тяги с ростом горизонтальной скорости полета.

Тяга винта даже при максимальной скорости падает незначительно. И главный эффект данной компоновочной схемы заключается в том, что воздушный винт, работая над центропланом малого удлинения, обеспечивает увеличение подъемной силы и снижение посадочной скорости.

Комбинированная подача воздуха от воздушного вита под крыло самолета с отсосом воздушного потока за кабиной, а также большая скорость движения воздуха над крылом создают суперциркуляцию вектора скорости потока вокруг профиля крыла. Это значительно повышает аэродинамическое качество крыла (и самолета), а также снижает минимальную скорость полета.

Поддув воздуха под крыло создает воздушную статическую подушку при нулевой скорости, а при начале движения образуется воздушная динамическая подушка, которая повышает экранный эффект при движении самолета над взлетной полосой. Кроме того, обеспечивается улучшение срывных характеристик (повышение продольной устойчивости аппарата). Это позволяет повысить безопасность полета ультралегкого самолета.

По сравнению с прототипом предложенное устройство обеспечивает увеличение аэродинамического качества самолета и позволяет применить двигатель малой мощности. Кроме того, данное устройство позволяет снизить массу конструкции самолета.

Нагнетание воздуха под крыло при разбеге позволяет снизить взлетную скорость до 30-36 км/ч. Посадочная скорость не превышает 30 км/ч по той же причине. При максимальных оборотах двигателя на рулении возможно движение ультралегкого самолета на воздушной статической подушке. Задние и боковые кромки крыла из гибкого материала работают в этом случае как гибкое ограждение воздушной подушки.

Изобретение относится к области спортивной авиации и предназначено для учебного туристического и хозяйственного применения. Самолет состоит из кабины экипажа (1), расположенной между силовыми элементами (3 и 4) крыла (2). Кабина имеет корпус в виде обтекателя (14). Сверху крыла расположен двигатель с воздушным винтом. Плоскость вращения винта пересекает площадь крыла. Поверхность крыла перед винтом образует кольцевой канала, а за винтом образует воздухозаборник, по которому воздух от винта поступает под крыло. Задние и боковые (25 и 26) кромки крыла самолета выполнены из гибкого материала. Их наружный контур образован кривой линией в виде эллипса. Изобретение направлено на снижение массы и увеличение аэродинамического качества. 7 ил.

Ультралегкий самолет, содержащий фюзеляж, крыло, воздушный винт, мотоустановку для привода воздушного винта, хвостовое оперение, установленное на фюзеляже, и кабину экипажа, отличающийся тем, что крыло снабжено двумя продольными и двумя поперечными силовыми элементами, между которыми расположена кабина экипажа, винт расположен в кольце, образованном опущенной вниз поверхностью крыла с острой дугообразной кромкой, образующей полость, высота которой перекрывает на 0,15÷0,4 диаметр воздушного винта так, что плоскость его вращения пересекает поверхность крыла, боковые и задняя кромки которого выполнены из листового гибкого материала с наружным контуром, ограниченным кривой в виде эллипса.