Легкий истребитель Российский патент 2025 года по МПК B64C3/38 B64C3/54 B64C3/56 

Изобретение относится к области самолетостроения и касается конструкции самолета, преимущественно истребителя типа «летающее крыло». Задача предлагаемой конструкции состоит в том, чтобы обеспечить самолету низкую взлетно-посадочную скорость не в ущерб скоростным качествам на крейсерском режиме.

Известна конструкция планера для легкого самолета, состоящая из крыла, килей, кабины, рулей высоты и рулей направления (см., например, патент РФ №2452665, кл. В64С 30/08, 2012). Для обеспечения низкой взлетной скорости в известных самолетах применяют только увеличение площади крыла, что ухудшает скоростные характеристики самолета на крейсерском режиме. Например, биплан летает только на малых скоростях.

Для обеспечения низкой посадочной скорости обычно применяют тормозные парашюты, что не всегда возможно и целесообразно.

Техническим результатом данного изобретения является создание конструкции планера для легкого самолета, обеспечивающей возможность уменьшения взлетно-посадочной скорости самолета для укорочения требующейся для него взлетно-посадочной полосы.

Указанный технический результат достигается тем, что в планере для легкого самолета, состоящем из крыла, килей, кабины, рулей высоты и рулей направления, упомянутое крыло выполнено разъемным в вертикальном направлении, причем верхняя и нижняя части упомянутого крыла выполнены с возможностью быть объединенными на центрирующих штифтах. Далее верхняя часть крыла установлена с возможностью в поднятом положении менять угол атаки на плюс при посадке и на минус для торможения, причем она снабжена дополнительными килями.

Далее нижняя часть крыла снабжена законцовками, расположенными под углом 45 градусов к горизонтальной линии, а колеса шасси планера снабжены воздушными турбинами для раскрутки колес воздушным потоком при посадке самолета. Самолет снабжен также реактивными двигателями, на соплах которых установлены эжекторы с механизмом управления вектором тяги.

На фиг. 1 представлен описанный самолет, вид сверху.

На фиг. 2 представлен вид планера сбоку, с поперечным сечением его замоноличенного крыла.

На фиг. 3 представлен вид планера сбоку, с поднятой верхней частью крыла.

На фиг. 4 представлен вид планера сбоку, на котором верхняя часть крыла показана с минусовым углом атаки.

На фиг. 5 представлен вид планера спереди, с поднятой верхней частью крыла.

На фиг. 6 представлено колесо шасси самолета, снабженное воздушной турбиной (см. рисунок слева) и воздухозаборником для раскрутки воздушной турбины колеса (см. рисунок справа).

На фиг. 7 представлен реактивный двигатель с эжектором и механизмом управления вектором тяги двигателя.

Показанный на фиг. 1 самолет включает крыло 1, кили 2, кабину 3, рули 4 высоты и рули 5 направления (фиг. 2).

Для достижения технического результата изобретения упомянутое крыло 1 планера (фиг. 1-3) выполнено разъемным в вертикальном направлении. Оно состоит из нижней 1а и верхней 16 частей, которые могут быть объединены на центрирующих штифтах 6. Верхняя часть 16 крыла установлена с возможностью в поднятом положении менять угол атаки на плюс при посадке и на минус для торможения, она поднимается относительно нижней части крыла на четырех подвижных треугольных кронштейнах 1в (фиг. 3, 4), причем она снабжена дополнительными килями 7. По передней кромке, в месте стыка верхней и нижней частей крыл предпочтительно иметь уплотнение. Нижняя часть 1а крыла снабжена законцовками 8, расположенными под углом 45 градусов к горизонтальной линии (фиг. 1, 5). Колеса 9 шасси самолета (фиг. 6), установленные на стойках 9а, снабжены воздушными турбинами 10 для раскрутки колес воздушным потоком при посадке самолета. Воздушные турбины 10 крепятся на дисках колес 9, а на крышке воздушной турбины каждого из колес имеется сопло 10а, направляющее поток воздуха на воздушную турбину 10. Это смягчает удар на стойки 9а шасси и уменьшает износ резины. Самолет снабжен реактивными двигателями 11 (фиг. 7), на соплах 12 которых установлены эжекторы 13 с механизмом 14 управления вектором тяги. Эжекторы 13, установленные на соплах двигателей, предназначены для увеличения КПД двигателей и снижения температуры газового потока, воздействующего на детали механизма 14 управления вектором тяги.

Самолет с данным планером функционирует следующим образом.

При взлете и посадке верхняя часть 16 крыла поднимается параллельно нижней части 1а крыла на четырех подвижных треугольных кронштейнах 1в (фиг. 3). После взлета верхняя часть 16 крыла опускается на нижнюю часть 1а, на центрирующие штифты 6 (фиг. 3). Крылья становятся одним целым (фиг. 2).

Перед посадкой снижается скорость самолета, и верхнюю часть 16 крыла поднимают, увеличивая несущую площадь крыла. После снижения скорости самолета на верхней части 16 крыла увеличивают угол атаки за счет укорачивания задних кронштейнов 1в крыла, а нижняя часть 1а крыла остается в нормальном положении. Верхняя часть 16 крыла, находясь под большим углом атаки, увеличивает подъемную силу крыла, что дает возможность уменьшить посадочную скорость. При приземлении во время посадки передние кронштейны 1в крыла опускают, а задние оставляют в верхнем положении (фиг. 4). В результате верхняя часть 16 крыла становится под положительным углом к горизонту. Это приводит к торможению, что исключает применение тормозных парашютов. Кили 7 на верхней части 16 крыла предназначены для гашения ее колебаний, когда верхняя часть 16 крыла находится в поднятом положении (фиг. 3, 4). Раскрутка колес 9 шасси самолета с воздушными турбинами 10 начинается в момент выпуска шасси воздушным потоком в направлении предстоящего приземления.

Законцовки 8 нижней части 1а крыла, расположенные под углом 45° к горизонтальной линии (фиг. 5), обеспечивают крен планера при повороте рулей 5 (фиг. 3), что увеличивает маневренность самолета.

Таким образом, преимуществами предлагаемого легкого истребителя являются: малая материалоемкость, неприхотливость требований к виду аэродрома, возможность летать как на больших, так и на малых скоростях.

Источники информации:

1. RU 2452665, В64С 39/08, 2012 (прототип).

2. RU 2521164, В64С 30/00, 2014.

Изобретение относится к области самолетостроения и касается конструкции самолета, преимущественно истребителя типа «летающее крыло». Легкий истребитель состоит из крыла, килей, кабины, рулей высоты, рулей направления. При этом его крыло выполнено разъемным в вертикальном направлении. Причем верхняя часть крыла выполнена с возможностью подниматься относительно нижней части крыла на четырех подвижных треугольных кронштейнах, обеспечивающих возможность менять угол атаки верхней части крыла на плюс при посадке и на минус при торможении. Техническим результатом данного изобретения является создание конструкции планера для легкого самолета, обеспечивающей возможность уменьшения взлетно-посадочной скорости самолета для укорочения требующейся для него взлетно-посадочной полосы. 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Легкий истребитель, состоящий из крыла, килей, кабины, рулей высоты, рулей направления, отличающийся тем, что его крыло выполнено разъемным в вертикальном направлении, причем верхняя часть крыла выполнена с возможностью подниматься относительно нижней части крыла на четырех подвижных треугольных кронштейнах, обеспечивающих возможность менять угол атаки верхней части крыла на плюс при посадке и на минус при торможении.

2. Истребитель по п. 1, отличающийся тем, что верхняя часть крыла в сложенном состоянии фиксируется на центрирующих штифтах.

3. Истребитель по п. 1, отличающийся тем, что нижняя часть крыла снабжена законцовками, расположенными под углом 45 градусов к горизонтальной линии.

4. Истребитель по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что его колеса шасси снабжены воздушными турбинами для раскрутки колес воздушным потоком при посадке самолета.

5. Истребитель самолета по любому из пп. 1-4, отличающийся тем, что он снабжен реактивными двигателями, на соплах которых установлены эжекторы с механизмом управления вектором тяги двигателя.