САМОЛЕТ Российский патент 2003 года по МПК B64C13/30 

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к самолетам.

Известен самолет, состоящий из фюзеляжа с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты и киля с рулем направления и задней опорой, закрепленного на нижней поверхности хвостового участка фюзеляжа, в полости которого размещена система управления рулем направления, выполненная из двуплечего рычага с педалями, надетого на ось, заделанную в пол кабины летчика, двух тросов, протянутых вдоль фюзеляжа, расположенных симметрично относительно продольной оси его, шарнирно связанных одним концом с двуплечим рычагом с педалями, а другим концом - с рычагом руля направления, роликов с осями, свободным концом заделанными в пол фюзеляжа, к которому прикреплено крыло, и шасси (Международная заявка 88/06551, В 64 С 39/06, 1988 г.).

Недостатком указанного самолета является снижение эксплуатационных свойств из-за конструктивного размещения вертикального оперения.

Наиболее близким - прототипом - является самолет, состоящий из фюзеляжа с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты и двух килей с рулями направления, которые размещены на концах плоскостей стабилизатора, система управления которыми расположена в полости фюзеляжа и стабилизатора и выполнена из двуплечего рычага, с педалями, двух тросов, расположенных симметрично относительно продольной оси фюзеляжа, шарнирно соединенных одними концами с рычагом с педалями, а другими концами - с рычагом рулей направления, связанных с пружинами, крыла, задней опоры, смонтированной в хвостовой части фюзеляжа, на верхней поверхности которого выполнена кабина летчика, и шасси (Журнал Крылья родины, 1998, 8, с. 27, самолет ДБ-4).

Недостатком прототипа являются невысокие эксплуатационные свойства из-за конструктивного размещения килей с рулями направления и исполнения системы управления рулями направления.

Задачей создании изобретения является улучшение эксплуатационных свойств.

Поставленная задача достигается тем, что самолет, содержащий фюзеляж с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты, крыло, два киля с рулями направления, систему управления рулями направления и шасси, согласно изобретению снабжен двумя расположенными в полости крыла симметрично относительно продольной оси фюзеляжа механизмами автоматического натяжения троса системы управления рулями направления, каждый выполнен из закрепленного в полости плоскостей крыла корпуса с двумя расположенными друг над другом продольными пазами, двумя гнездами, которые размещены на стенке корпуса на одном уровне с соответствующим упомянутым продольным пазом, ролика с осью со втулкой на концах, помещенной в продольный паз корпуса, двух пружин, каждая одним торцом вставлена в гнездо корпуса, а другим торцом - в гнездо втулки оси ролика, причем каждый киль с рулем направления расположен симметрично продольной оси фюзеляжа на нижней поверхности участка соответствующей плоскости крыла, система управления выполнена автономной для каждого руля направления, а расположение системы автоматического натяжения троса в полости крыла определено соотношением
А=Б-2в,
где А - расстояние между центрами осей роликов;
Б - размах крыла;
в - расстояние от торца плоскости крыла до центра оси ролика.

Предлагаемый самолет поясняется чертежами, где:
на фиг.1 показан самолет, вид сбоку;
на фиг.2 - то же, вид спереди;
на фиг.3 - то же, вид снизу по А на фиг. 1;
на фиг. 4 - изображен механизм автоматического натяжения троса системы управления рулем направления, продольный разрез;
на фиг.5 - то же, вид сверху по Б на фиг. 4;
на фиг.6 показана кинематическая схема системы управления рулем направления, поворот налево;
на фиг.7 - то же, поворот направо;
на фиг.8 изображено положение поворотной поверхности руля направления: а - перемещение по прямой; б - поворот направо; в - поворот налево.

Самолет включает фюзеляж 1 с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты. Крыло 2 прикреплено к нижней поверхности среднего участка фюзеляжа 1. Два киля 3 с рулем 4 направления размещены на нижней поверхности консольного участка каждой плоскости крыла 2. Две системы автономного управления рулями 4 направления расположены симметрично относительно продольной оси фюзеляжа 1 в его полости и в полости каждой плоскости крыла 2, и каждая выполнена из двух рычагов 5 с педалями, помещенной на общую ось 6, свободным концом заделанную в пол кабины летчика, троса 7, шарнирно одним концом соединенного с соответствующим рычагом 5, а другим концом - с рычагом 8 оси 9 поворотной поверхности руля 4 направления, трех роликов 10 с осями, один из которых осью заделан в пол фюзеляжа 1, а два других ролика осью прикреплены к ферме плоскости крыла 2, ограничителя 11, вмонтированного в пол сзади рычага 5.

Два механизма автоматического натяжения тросов 10, каждый расположен в полости, соответствующей плоскости крыла 2, симметрично относительно продольной оси фюзеляжа 1 и выполнен из корпуса 12 с двумя расположенными друг над другом продольными пазами 13, прикрепленного к ферме плоскости крыла 2, ролика 14 с осью 15 со втулкой 16 на концах, помещен в паз 13, двух пружин 17, каждая одним торцом вставлена в гнездо 18, выполненное на стенке корпуса 12 на одном уровне с соответствующим продольным пазом 13, а другим торцом - в гнездо (не показано) втулки 16.

Две пружины 19, каждая одним концом присоединена к оси 9 соответствующего руля 4 направления, а другим концом - к ферме плоскости крыла 2.

Расположение систем автоматического натяжения троса в полости крыла 2 определено соотношением А= Б-2•в, где А - расстояние между центрами осей роликов, Б - размах крыла, в - расстояние от торца плоскости крыла до центра оси ролика.

Самолет работает следующим образом.

Для перемещения по прямой рычаги 5 располагают перпендикулярно к продольной оси фюзеляжа 1. При этом положении рычагов 5 рули 4 направления параллельны между собой и относительно продольной оси фюзеляжа 1 (фиг. 2, фиг.3 и фиг.8а).

При подаче левого рычага 5 вперед (к носу самолета), фиг.6, он поворачивается на оси 6, увлекая за собой трос 7, который, скользя по роликам 10, тянет за собой рычаг 8 оси 9. При этом руль 4 (поворотная поверхность) направления отклоняется влево на заданный угол. В отклоненном положении руль 4 направления оказывает сопротивление перемещению самолета, создавая момент, обеспечивающий отклонение хвоста фюзеляжа 1 вправо, а носа его - влево. Благодаря чему обеспечивают энергичное изменение направления перемещения самолета в левую сторону (фиг.7, фиг.8в).

Отклоняя вперед правый рычаг 5 (фиг.7), увлекаемый трос 7 тянет за собой рычаг 8 другого (правого) руля 4 направления, который занимает наклонное положение относительно исходного, т.е. руль 4 направления отклоняется вправо. Благодаря чему самолет совершает правый разворот.

При ослаблении натяжения троса 7 пружины 17, упирающиеся в дно гнезда 18 корпуса 12, при разжатии другим торцом воздействуют на дно гнезда втулки 16 (не показано), которые перемещаются в продольных пазах 1 вместе с осью 15 и роликом 14 в направлении троса 7. Ролик 14 упирается в трос 7 и натягивает его, выбирая ослабление (провисание).

Размещение киля 3 с рулем направления 4 на нижней поверхности консольного участка каждой плоскости крыла повышает устойчивость самолета в воздушной среде, улучшает обзор пространства, повышает маневренность за счет энергичного отклонения носового участка при минимальном радиусе поворота. Этому способствует и расположение киля с рулем направления, определяемое соотношением А=Б-2в.

Система управления рулями направления способствует безопасности полета при неисправности одного из рулей.

Корпус 12 обеспечивает жесткость конструкции, а ролики надежно фиксируют положение троса.

Ограничители 11 исключают отклонение рычагов с педалями в сторону хвоста фюзеляжа.

Механизм автоматического натяжения троса исключает его провисания без вмешательства технического персонала.

Изобретение можно использовать в летательных аппаратах типа самолетов.

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Самолет содержит фюзеляж с хвостовым оперением, крыло, два киля с рулями направления, систему управления рулями направления. Предусмотрено два расположенных в полости крыла симметрично относительно продольной оси фюзеляжа механизма автоматического натяжения троса системы управления рулями направления. Каждый механизм имеет закрепленный в полости крыла корпус с двумя расположенными друг над другом продольными пазами, двумя гнездами, которые размещены на стенке корпуса, ролик с осью со втулкой на концах, две пружины, каждая из которых одним торцом вставлена в гнездо корпуса, а другим торцом - в гнездо втулки оси ролика. Каждый киль расположен симметрично продольной оси фюзеляжа на нижней поверхности консольного участка крыла. Система управления выполнена автономной для каждого руля направления. Изобретение направлено на улучшение эксплуатационных свойств. 8 ил.

Самолет, содержащий фюзеляж с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты, крыло, два киля с рулями направления, систему управления рулями направления и шасси, отличающийся тем, что он снабжен двумя расположенными в полости крыла симметрично относительно продольной оси фюзеляжа механизмами автоматического натяжения троса системы управления рулями направления, каждый из которых содержит закрепленный в полости плоскостей крыла корпус с двумя расположенными друг над другом продольными пазами, двумя гнездами, которые размещены на стенке корпуса на одном уровне с соответствующими упомянутыми продольными пазами, ролик с осью со втулкой на концах, помещенной в продольный паз корпуса, две пружины, каждая из которых одним торцом вставлена в гнездо корпуса, а другим торцом - в гнездо втулки оси ролика, причем каждый киль с рулем направления расположен симметрично относительно продольной оси фюзеляжа на нижней поверхности консольного участка соответствующей плоскости крыла, система управления выполнена автономной для каждого руля направления, а расположение системы автоматического натяжения троса в полости крыла определено соотношением

А=Б-2 в,

где А - расстояние между центрами осей роликов;

Б - размах крыла;

в - расстояние от торца плоскости крыла до центра оси ролика.