САМОЛЕТ Российский патент 2005 года по МПК B64C25/04 B64C39/12 B64C5/04 

Известен самолет, включающий крыло, переднее горизонтальное оперение, фюзеляж, двигательную установку и колесное шасси [1].

Известен самолет, включающий крыло, переднее горизонтальное оперение, фюзеляж, двигательную установку и колесное шасси, состоящее из одной основной и двух боковых опор [2].

Известен самолет, включающий крыло, фюзеляж, двигательную установку, колесное шасси и бипланное переднее горизонтальное оперение, каждый план которого снабжен подвижной поверхностью [3].

Недостатки самолета [2] заключаются в следующем. Основная опора шасси, состоящая из одного колеса, расположена перед центром масс самолета и приходится как раз на середину кабины, что весьма затрудняет компоновку как кабины, так и крепления к фюзеляжу стойки основной опоры. Боковые опоры, укрепленные на хвостовой части фюзеляжа, содержат очень длинные стойки. Указанные обстоятельства утяжеляют самолет, требуют увеличения площади крыла и переднего горизонтального оперения и, следовательно, увеличивают размеры самолета.

У самолета [3] подвижные поверхности обоих планов переднего горизонтального оперения выполняют функцию рулей высоты, в связи с чем подъемной силы переднего горизонтального оперения недостаточно для максимально эффективного использования механизации крыла при посадке самолета. Это связано с тем, что момент максимальной подъемной силы переднего горизонтального оперения относительно центра масс самолета меньше момента реально возможной максимальной подъемной силы крыла, обеспечиваемой даже самой простой механизацией в виде щелевого однозвенного закрылка. Указанное обстоятельство требует увеличения площади крыла и переднего горизонтального оперения, что увеличивает размеры самолета.

Технической задачей, решаемой настоящим изобретением, является уменьшение размеров самолета.

Поставленная задача решается за счет того, что согласно изобретению в самолете, включающем крыло, переднее горизонтальное оперение, фюзеляж, двигательную установку и колесное шасси, состоящее из одной основной и двух боковых опор, основная опора расположена позади центра масс самолета, а боковые опоры размещены на переднем горизонтальном оперении, при этом расстояние между осью колеса основной опоры и центром масс не менее чем в два с половиной раза меньше, чем расстояние от оси колеса боковой опоры до центра масс.

Кроме этого поставленная задача решается за счет того, что согласно изобретению в самолете, включающем крыло, фюзеляж, двигательную установку, шасси и бипланное переднее горизонтальное оперение, каждый план которого снабжен подвижной поверхностью, верхний план переднего горизонтального оперения смещен назад относительно нижнего плана, при этом подвижная поверхность верхнего плана переднего горизонтального оперения кинематически связана с системой управления самолетом по тангажу и имеет возможность отклоняться как вверх, так и вниз, а подвижная поверхность нижнего плана кинематически связана с системой управления механизацией крыла и имеет возможность отклоняться только вниз.

Такое выполнение конструкции самолета позволяет уменьшить его размеры.

Изобретение поясняется конкретными примерами его выполнения и прилагаемыми чертежами.

На фиг.1 изображен общий вид самолета, выполненного согласно изобретению.

На фиг.2 изображено сечение бипланного переднего горизонтального оперения по плоскости, параллельной базовой плоскости самолета, выполненного согласно изобретению.

Устройство “Самолет” (см. фиг.1) содержит крыло 1, переднее горизонтальное оперение, состоящее из нижнего плана 2 и верхнего плана 3, фюзеляж 4 и колесное шасси, состоящее из основной опоры 5 и двух боковых опор 6. Самолет также содержит двигательную установку 7. Основная опора 5 колесного шасси в отличие от прототипа [2] расположена позади центра масс самолета и приходится как раз на тот объем в нижней части фюзеляжа за кабиной, который при классической трехопорной схеме с одной носовой опорой [1] обычно оказывается пустым. В данном самолете указанный объем фюзеляжа служит для частичного размещения в нем неубирающейся основной опоры 5. Если основная опора 5 выполнена в убирающемся варианте, то в полете, она полностью убирается в указанный объем фюзеляжа.

Такое выполнение основной опоры колесного шасси, во-первых, требует наличия вместо двух одной стойки шасси и, во-вторых, длина этой стойки значительно (порядка двух раз) меньше по сравнению со случаем классического шасси [1].

Каждая из двух боковых опор 6 размещена в конечной части консолей нижнего плана 2 переднего горизонтального оперения.

Такое размещение боковых опор позволяет значительно (порядка трех раз) уменьшить длину их стоек по сравнению с прототипом [2], т.к. функцию стоек в части удаления колес от базовой плоскости самолета в поперечном направлении берут на себя силовые элементы консолей. Кроме этого, наличие сосредоточенной нагрузки в виде боковой опоры в конечной части консоли переднего горизонтального оперения приводит к уменьшению в полете аэродинамической нагрузки силового элемента консоли и, в итоге, способствует уменьшению размеров самолета.

Расстояние между осью колеса основной опоры 5 и центром масс самолета не менее чем в два с половиной раза меньше, чем расстояние от оси колеса боковой опоры 6 до центра масс. Соблюдение этого условия обеспечивает нагрузку боковой опоры не менее чем в пять раз меньше по сравнению с основной опорой.

Следует отметить, что согласно п.1 формулы изобретения самолет может быть выполнен и с монопланным передним горизонтальным оперением.

Верхний план 3 переднего горизонтального оперения смещен назад относительно нижнего плана 2 (см. фиг.2), при этом подвижная поверхность верхнего плана 3 переднего горизонтального оперения кинематически связана с системой управления самолетом по тангажу и имеет возможность отклоняться как вверх, так и вниз, и по существу является рулем 8 высоты. Подвижная поверхность нижнего плана 2 кинематически связана с системой управления механизацией крыла, имеет возможность отклоняться только вниз и по существу является закрылком 9 нижнего плана 2 переднего горизонтального оперения. При этом угол отклонения закрылка 9 нижнего плана 2 переднего горизонтального оперения зависит от угла отклонения закрылка крыла, и оба указанных закрылка отклоняют согласованно, и это обеспечивает система управления механизацией крыла.

Освобождение нижнего плана переднего горизонтального оперения от функции управления самолетом по тангажу позволяет без особых сложностей использовать на нем мощную механизацию задней части несущей аэродинамической поверхности. Например, вместо однозвенного закрылка 9 можно использовать выдвижной многощелевой многозвенный. Смещение верхнего плана переднего горизонтального оперения назад относительно нижнего приводит к тому, что в посадочной конфигурации (руль 8 высоты и закрылок 9 опущены в крайнее нижнее положение) верхний план 3 “поджимает” поток воздуха над закрылком 9 нижнего плана 2, вследствие чего срыв потока над ним наступает при большем угле отклонения закрылка 9. В свою очередь, струя воздуха, сформированная обоими планами, подсасывает воздух с верхней поверхности руля 8 высоты, вследствие чего этот руль можно отклонить тоже на больший угол. Таким образом, взаимодействие планов приводит к большему, нежели простое суммирование, эффекту. В результате значительно повышается подъемная сила переднего горизонтального оперения в посадочной конфигурации и появляется возможность более эффективного использования механизации крыла (например, можно отклонить закрылок крыла на больший угол), что в конечном итоге приводит к уменьшению общей несущей площади самолета и к уменьшению его размеров.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Патент RU 2001842 C1, опубликован 30.10.93.

2. Патент СССР №947, опубликован 30.01.1926 - прототип для п.1 формулы.

3. Заявка PCT/RU93/00048, опубликована 16.09.1993 - прототип для п.2 формулы.

Изобретение относится к самолетам, выполненным по аэродинамической схеме “утка”. Самолет содержит крыло 1, переднее горизонтальное оперение, состоящее из нижнего плана 2 и верхнего плана 3, фюзеляж 4, колесное шасси, состоящее из основной опоры 5 и двух боковых опор 6, и двигательную установку 7. Основная опора 5 колесного шасси расположена позади центра масс самолета. Верхний план 3 переднего горизонтального оперения смещен назад относительно нижнего плана 2. Подвижная поверхность верхнего плана 3 переднего горизонтального оперения кинематически связана с системой управления самолетом по тангажу и является рулем 8 высоты. Подвижная поверхность нижнего плана 2 кинематически связана с системой управления механизацией крыла, имеет возможность отклоняться только вниз и по существу является закрылком 9 нижнего плана 2 переднего горизонтального оперения. Технический результат - уменьшение размеров самолета. 2 ил.

Самолет, включающий крыло, фюзеляж, двигательную установку, шасси и бипланное переднее горизонтальное оперение, каждый план которого снабжен подвижной поверхностью, отличающийся тем, что верхний план переднего горизонтального оперения смещен назад относительно нижнего плана, при этом подвижная поверхность верхнего плана переднего горизонтального оперения кинематически связана с системой управления самолетом по тангажу и имеет возможность отклоняться как вверх, так и вниз, а подвижная поверхность нижнего плана кинематически связана с системой управления механизацией крыла и имеет возможность отклоняться только вниз.