ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Российский патент 2018 года по МПК B64C25/08 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение имеет отношение к авиации и касается летательных аппаратов (ЛА), в частности, самолетов.

Уровень техники

Большинство современных самолетов выполнено по «нормальной» аэродинамической схеме, у которой горизонтальное оперение (ГО) расположено позади крыла.

Недостатком самолетов «нормальной» аэродинамической схемы является то, что подъемная сила на ГО направлена вниз (отрицательна). Крыло получается переразмеренным по площади (его подъемная сила больше веса самолета), что увеличивает веса конструкции крыла и уменьшает аэродинамическое качества крыла и самолета в целом.

Самолеты аэродинамических схем «бесхвостка» и «летающее крыло», теоретически, могут иметь меньший вес конструкции крыла и более высокое аэродинамическое качество (из-за отсутствия у них ГО), по сравнению с самолетами «нормальной» аэродинамической схемы.

Однако, самолет аэродинамической схемы «бесхвостка (и аэродинамической схемы «летающее крыло»), на практике, не может реализовать свои вышеуказанные теоретические преимущества. Этому препятствует, в том числе, то обстоятельство, что на взлетном режиме полета для подъема носовой стойки шасси (для увеличения угла атаки крыла) необходимо создать кабрирующий момент. На самолете аэродинамической схемы «бесхвостка» кабрирующий момент можно создать за счет того, что концевые участки крыла создают отрицательную подъемную силу. Это вынуждает переразмеривать по площади крыло, что увеличивает вес конструкции крыла и снижает аэродинамическое качество крыла и самолета в целом.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является любой самолет аэродинамической схемы «бесхвостка» или «летающее крыло».

Раскрытие изобретения

Задачей заявляемого изобретения является снижение веса конструкции крыла и увеличение аэродинамического качества заявляемого изобретения, по сравнению с прототипом.

Очевидно, если такая задача может быть решена, то это "неочевидное" решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техники, поскольку у прототипа она не решена.

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, в варианте одноместного самолета, имеет следующие общие с прототипом существенные признаки: летательный аппарат, имеет, крыло, шасси, по меньшей мере один двигатель, по меньшей мере один тянущий воздушный винт.

Отличительными от прототипа существенными признаками являются: ЛА выполнен в виде двух отдельных частей-модулей, одна отдельная часть-модуль представляет собой шасси, а другая отдельная часть-модуль представляет собой все остальные части ЛА, отдельная часть-модуль остальная часть ЛА шарнирно прикреплена к отдельной части-модулю шасси, при этом, ось данного шарнира перпендикулярна плоскости симметрии ЛА, отдельная часть-модуль остальная часть ЛА выполнена с возможностью поворота в продольной плоскости вокруг оси вышеуказанного шарнира относительно отдельной части-модуля шасси.

Таким образом, заявляемый летательный аппарат выполнен по аэродинамической схеме «бесхвостка». Выполнение шасси в виде отдельной части-модуля, и шарнирное крепление отдельной части-модуля остальная часть ЛА к отдельной части-модулю шасси, позволяет заявляемому изобретению в конце пробега при взлете поворачивать (в продольной плоскости) отдельную часть-модуль остальная часть ЛА относительно отдельной части-модуля шасси, увеличивая тем самым угол атаки крыла. Это повышает аэродинамическое качество заявляемого изобретения (по сравнению самолетами аэродинамических схем «бесхвостка» и «летающее крыло»), так как у него нет необходимости, для увеличения угла атаки крыла, поднимать носовую стойку шасси за счет создания на части крыла отрицательной подъемной силу (как у известных самолетов аэродинамических схем «бесхвостка» и «летающее крыло»). Это также позволяет у заявляемого изобретения не переразмеривать по площади крыло, что снижает вес конструкции крыла.

Краткое описание чертежей

На ФИГ. 1 и 2 схематично показан один из возможных вариантов исполнения заявляемого изобретения, в варианте одноместного самолета аэродинамической схемы «бесхвостка», где обозначено: 1 и 2 - правая и левая консоли крыла, соответственно; 3 и 4 - элевоны, размещенные на правой 1 и левой 2 консолях крыла, соответственно; 5 и 6 - рули высоты, размещенные на правой 1 и левой 2 консолях крыла, соответственно; 7 и 8 - двухкилевое цельноповоротное вертикальное оперение, размещенное на концах правой 1 и левой 2 консолях крыла, соответственно; 9 - центральная балка; 10 - сидение пилота; 11 - колонка штурвала управления; 12 - качалка; 13 - тяга управления; 14 - штурвал управления; 15 и 16 - правая и левая педали управления, соответственно; 17 и 18 - правое и левое колеса основных опор шасси, соответственно; 19 - колесо передней опоры шасси; 20 - рессора основных опор шасси; 21 - рессора передней опоры шасси; 22 - корпус шасси; 23 - кронштейн навески шасси; 24 - электродвигатель; 25 - тянущий воздушный винта; Осс - ось симметрии самолета; Онш - ось навески части-модуля шасси. Стрелкой с надписью Н.П. обозначено направление полета.

На ФИГ. 1 показан вид сбоку (слева) заявляемого изобретения. Сплошными линиями показано положение отдельной части-модуля остальная часть ЛА относительно отдельной детали-модуля шасси в его положение при взлете. Штрих-пунктирными линиями показано положение отдельной части-модуля остальная часть ЛА относительно отдельной детали-модуля шасси в его положение в момент отрыва от взлетно-посадочной полосы. На ФИГ. 2 показан вид сверху (в плане) заявляемого изобретения.

Осуществление изобретения

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, в варианте одноместного самолета аэродинамической схемы «бесхвостка» (ФИГ. 1 и 2), представляет собой следующее. Имеется крыло прямой стреловидности (например, для определенности, с углом стреловидности по четвертям хорд равным 22°) большого удлинения с правой 1 и левой 2 консолями. На концах консолей 1 и 2 крыла расположены элевоны 3 и 4, соответственно. У корневой части консолей 1 и 2 крыла расположены передние рули высоты 5 и 6, соответственно. На самолете имеется двухкилевое цельноповоротное вертикальное оперение 7 и 8, расположенное на концах консолей 1 и 2 крыла, соответственно (как один из возможных вариантов исполнения). Имеется центральная балка 9 коробчатой конструкции (как один из возможных вариантов исполнения), к которой прикреплены консоли 1 и 2 крыла. С верхней стороны к задней части центральной балки 9 прикреплено сидение пилота 10, выполненное в виде седла (например, по типу седла на мотоцикле). В полете пилот сидит в сидении 10 верхом на центральной балке 9 (как мотоциклист сидит на мотоцикле). В полете пилот пристегнут к сидению 10 ремнями безопасности (на фигурах не показаны). С верхней стороны к средней части центральной балки 9 шарнирно прикреплена колонка штурвала управления 11 с жестко закрепленной на ней качалкой 12. К верхней стороне колонки штурвала управления 11 шарнирно прикреплен штурвал управления 14. К средней части центральной балки 9 шарнирно прикреплены педали управления 15 и 16. К передней стороне центральной балки прикреплен электродвигатель 24, к которому спереди прикреплен тянущий воздушный винт 25. Проводка управления, идущая от органов управления (от колонки штурвала управления 11, от штурвала управления 14, и от педалей управления 15 и 16) к аэродинамическим органам управления (к элевонам 3 и 4, к рулям высоты 5 и 6, и к двухкилевому цельноповоротному вертикальному оперению 7 и 8) на фигурах не показана. Все вышеперечисленное представляет собой первую отдельную часть-модуль остальная часть ЛА.

Вторая отдельная часть-модуль шасси состоит из корпуса шасси 22 коробчатой конструкции (как один из возможных вариантов исполнения), к которому снизу прикреплены рессора основных опор шасси 20 и рессора передней опоры шасси 21. Сверху корпус шасси 22 имеет кронштейн навески шасси 23, шарнирно соединенный с центральной балкой 9. При этом, ось вышеуказанного шарнира (ось навески части-модуля шасси Онш) перпендикулярна оси симметрии самолета Осс (перпендикулярна плоскости симметрии самолета -но может занимать и любое иное приемлемое положение). На каждом конце рессоры основных опор шасси 20 закреплено по одному колесу основных опор шасси 17 и 18. На переднем конце рессоры передней опоры шасси 21 закреплено колесо передней опоры шасси 19 (выполнено свободно-ориентирующимся). Один конец тяги управления 13 прикреплен шарнирно к корпусу шасси 22. Другой конец тяги управления 13 прикреплен шарнирно к концу качалки 12.

Стрелкой с надписью Н.П. на ФИГ. 1 и 2 показано направление полета заявляемого самолета.

Остальные агрегаты заявляемого изобретения не влияют на получаемый технический результат, а поэтому на фигурах и в описании не указаны.

При разбеге заявляемого изобретения по взлетно-посадочной полосе электродвигатель 24 приводит в действие тянущий воздушный винт 25, который создает требуемую для разбега (и полета) силу тяги. При этом, колонка штурвала управления 11 удерживается пилотом в нейтральном положении (на ФИГ. 1 положение части-модуля остальная часть ЛА в этот момент времени показано сплошными линиями). При этом, угол атаки крыла равен установочному углу крыла (например, равен 3°).

После достижения заявляемым изобретением требуемой скорости пилот начинает перемещать колонку штурвала управления 11 (вокруг оси ее вращения) на себя, тем самым воздействуя на аэродинамические органы управления самолетом (на элевоны 3 и 4, и рули высоты 5 и 6). При этом, вокруг оси вращения колонки штурвала управления 11 вращается и жестко закрепленная на ней качалка 12. Качалка 12 воздействует на прикрепленную шарнирно к ней тягу управления 13. Другой конец тяги управления 13 воздействует на прикрепленный шарнирно к ней корпус шасси 22. Это заставляет поворачиваться вокруг оси навески части-модуля шасси Онш отдельную часть-модуль остальная часть ЛА (в продольной плоскости), тем самым увеличивая угол атаки крыла. При перемещении пилотом колонки штурвала управления 11 в ее крайнее заднее положение угол атаки крыла равен взлетному положению, после чего происходит отрыв заявляемого изобретения от взлетно-посадочной полосы. В этот момент времени положение части-модуля остальная часть ЛА на ФИГ. 1 показано штрихпунктирными линиями. При этом, вектор подъемной силы крыла и вектор тяги тянущего воздушного винта 25 проходят через ось навески части-модуля шасси Онш (но могут и не проходить - располагаться произвольным образом). Это сделано с целью минимизации усилий на колонке штурвала управления 11.

Таким образом, выполнение в заявляемом изобретении шасси в виде отдельной части-модуля и остальной части ЛА в виде отдельной части-модуля, соединенных между собой шарнирно, позволяет в конце пробега при взлете поворачивать (в продольной плоскости) отдельную часть-модуль остальная часть ЛА относительно отдельной части-модуля шасси вокруг оси навески части-модуля шасси Онш, что позволяет увеличить угол атаки крыла при минимальной площади крыла (так как у заявляемого изобретения в этом момент никакая часть крыла не создает отрицательной подъемной силы). Все это позволяет уменьшить вес конструкции крыла и увеличить аэродинамическое качество у заявляемого изобретения, по сравнению с известными самолетами аэродинамических схем «бесхвостака» и «летающее крыло».

Заявляемое изобретение во время полета управляется: по тангажу - посредством дифференциального (в разные стороны) отклонения, элевонов 3 и 4 (расположенных сзади) с одной стороны, и рулей высоты 5 и 6 (расположенных спереди) с другой стороны (но возможен вариант, когда элевоны 3 и 4 не участвуют в управлении по тангажу, а используются только как элероны - только для управления по крену); по крену - посредством дифференциального (в разные стороны) отклонения элевонов 3 и 4; по курсу -путем отклонения двухкилевого цельноповоротного вертикального оперения 7 и 8, расположенного на концах консолей 1 и 2 крыла. Органами управления самолетом являются: по тангажу - колонка штурвала управления 11; по крену - штурвал управления 14; по курсу - педали управления 15 и 16. Возможно иное исполнение органов управления самолетом (например, в виде боковой ручки).

У заявляемого изобретения центральная балка 9 имеет коробчатую конструкцию (как рамы у мотоциклов и велосипедов), а пилот сидит верхом на сидении 10 (верхом на центральной балке 9) - как водитель сидит на мотоцикле (или на велосипеде). Такое конструктивное исполнение центральной балки 9 и размещение пилота на самолете позволяет у заявляемого изобретения иметь наиболее простую конструкцию самолета, что уменьшает вес конструкции и стоимость самолета. У известных легких самолетов пилот находится в сидячем положении (по типу сидения в легковом автомобиле).

Выше был рассмотрен один из возможных вариантов конкретного конструктивного исполнения заявляемого изобретения. Возможны и другие варианты исполнения заявляемого изобретения, например, когда самолет имеет закрытый фюзеляж, а пилот (и/или пассажиры) иначе расположен на самолете, например, сидит как у известных самолетов.

В заявляемом изобретении взаимодействие между частью-модулем шасси и частью-модулем остальная часть ЛА может быть выполнено любым приемлемым образом: посредством тяг и качалок (как в рассмотренном выше случае, показанном на ФИГ. 1 и 2); посредством гидравлического устройства, например, посредством гидроцилиндра; посредством электродвигателя; и др. Сам по себе вариант такого взаимодействия не принципиален.

В заявляемом изобретении кинематическая связь между органами управления самолетом (между частью-модулем остальная часть ЛА) и частью-модулем шасси может иметь место или в течении всего полета (как в рассмотренном выше случае, показанном на ФИГ. 1 и 2), или только при взлете, или др..

В заявляемом изобретении крыло может иметь любую приемлемую форму в плане: не стреловидную; стреловидную (прямой (как в рассмотренном выше случае, показанном на ФИГ. 1 и 2) или обратной стреловидности); и др.

Заявляемое изобретение может иметь один (или более) движитель любого приемлемого типа: воздушный винт - тянущий (как в рассмотренном выше случае, показанном на ФИГ. 1 и 2) или толкающий; реактивный двигатель любого приемлемого типа (воздушно-реактивный; жидкостный ракетный двигатель; и др.); и др.

Заявляемое изобретение может вообще не иметь движителя - использоваться в качестве планера.

В заявляемом изобретении движитель типа воздушный винт может приводиться в действие от любого источника энергии: от поршневого двигателя внутреннего сгорания (от одного или нескольких); от турбовального двигателя (от одного или нескольких); от электрического двигателя (от одного или нескольких), как в рассмотренном выше случае, показанном на ФИГ. 1 и 2; за счет мускульной силы пилота и др.

Заявляемое изобретение может быть использовано на ЛА самолетного типа любой размерности, пилотируемом (одноместном или многоместном) или беспилотном.

Заявляемое изобретение может быть выполнено по любой приемлемой аэродинамической схеме: «бесхвостка» (как в рассмотренном выше случае, показанном на ФИГ. 1 и 2), «летающее крыло»; «нормальная»; «утка»; и др.

Заявляемое изобретение может иметь шасси любого приемлемого типа: колесное (как в рассмотренном выше случае, показанном на ФИГ. 1 и 2); лыжное; поплавковое (при исполнении заявляемого изобретения в варианте гидросамолета); и др.

Заявляемое изобретение может иметь шасси любой приемлемой схемы: велосипедное; трехопорное с носовой стойкой (как в рассмотренном выше случае, показанном на ФИГ. 1 и 2); трехопорное с хвостовой стойкой; и др.

Изобретение относится к авиации. Летательный аппарат (ЛА) содержит одну отдельную часть – модуль, представляющий шасси, и другую отдельную часть – модуль, представляющий все остальные части ЛА, который прикреплен на шарнире к отдельной части - модулю шасси. Отдельная часть - модуль остальная часть ЛА выполнена с возможностью поворота в продольной плоскости вокруг оси шарнира относительно отдельной части – модуля шасси. Отдельная часть – модуль шасси выполнена неотделяемой от отдельной части - модуля остальная часть ЛА после взлета ЛА. Между органами управления ЛА, расположенными на отдельной части – модуле остальная часть ЛА, и отдельной частью – модулем шасси имеется кинематическая связь. Отдельная часть – модуль остальная часть ЛА выполнена с возможностью поворота относительно отдельной части – модуля шасси за счет воздействия на органы управления ЛА. Изобретение направлено на снижение веса. 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Летательный аппарат (ЛА), содержащий одну отдельную часть – модуль, представляющий шасси, и другую отдельную часть – модуль, представляющий все остальные части ЛА, который прикреплен на шарнире к отдельной части - модулю шасси, при этом отдельная часть - модуль остальная часть ЛА выполнена с возможностью поворота в продольной плоскости вокруг оси вышеуказанного шарнира относительно отдельной части – модуля шасси, отличающийся тем, что отдельная часть – модуль шасси выполнена неотделяемой от отдельной части - модуля остальная часть ЛА после взлета ЛА, между органами управления ЛА, расположенными на отдельной части – модуле остальная часть ЛА, и отдельной частью – модулем шасси имеется кинематическая связь, отдельная часть – модуль остальная часть ЛА выполнена с возможностью вышеуказанного поворота относительно отдельной части – модуля шасси за счет воздействия на вышеуказанные органы управления ЛА.

2. ЛА по п.1, отличающийся тем, что вышеуказанная кинематическая связь между органами управления ЛА и отдельной частью – модулем шасси выполнена посредством тяг и качалок.

3. ЛА по п.1, отличающийся тем, что вышеуказанная кинематическая связь между органами управления ЛА и отдельной частью – модулем шасси имеется в течение всего полета ЛА.

4. ЛА по п.1, отличающийся тем, что ось вышеуказанного шарнира перпендикулярна плоскости симметрии ЛА.

5. ЛА по п.1, отличающийся тем, что вышеуказанное шасси выполнено трехопорным с передней опорой.

6. ЛА по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что он выполнен по аэродинамической схеме, или «бесхвостка», или «летающее крыло».

7. ЛА по п.6, отличающийся тем, что имеет по меньшей мере один движитель.

8. ЛА по п.7, отличающийся тем, что в качестве вышеуказанного движителя использован тянущий воздушный винт и имеется по меньшей мере один двигатель, например или электродвигатель, или двигатель внутреннего сгорания.