Сверхлегкий летательный аппарат Советский патент 1992 года по МПК B64C31/02 

1

(21)4729358/23

(22)1608.89

(46) 07.09 92. Бюл. № 33

(75) С. Я, Еременко

(56)Козьмин В В., Кротов Н. В. Дельтапланы М. ДОСААФ, 1989, с 15, рис. 2.

Там же, с. 80, рис. 27 д, (54) СВЕРХЛЕГКИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

(57)Изобретение относится к авиационной технике, в частности к балансирным сверхлегким летательным аппаратам Целью изобретения является снижение влияния динамических нагрузок. Сверхлегкий летательный аппарат содержит килевую балку 3, поперечные балки 2 и рулевую трапецию 4, тросовые растяжки. 5 и гибкую обшивку 9 Для достижения поставленной цели аппарат снабжен упругими элементами, установ- ленными вдоль поперечных балок 2 и закрепленными на боковых сторонах рулевой трапеции 4 тросами, устройство фиксации поперечных балок 2 перед стартом. Поперечные балки 2 соединены между собой и с боковыми сторонами рулевой трапеции 4 шарнирно. На заднем конце килевой балки 3 закреплено горизонтальное оперение 7 треугольной формы в плане, 7 ил.

XI

сл ю ч

кэ

00

тг

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к бэлансирным сверхлегким аппаратам (СЛА) с ибкип крылом (дельтапланам).

Известны СЛА, состоящие из гибкого крыла, каркаса и гибких растяжек. Каркас СЛА состоит из боковых балок, поперечной балки, килевой балки и рулевой трапеции,

Известен также дельтаплан, конструкция которого более совершенна в аэродина- мическом отношении, т. е. увеличено удлинение, уменьшена купольность, увеличен угол при вершине, i спользован двояковыпуклый профиль.

Однако эти улучшения привели к ухуд- шению путевой и поперечной устойчивости на малых скоростях полета, тонкой управляемости и рысканию, Для полетов на таком аппарате необходим большой опыт, нааык.

При полетах в термиках на дельтанла- нах основной причиной потери устойчивости является турбулентность атмосферы. Турбулентность вызывает быстрое изменение углов атаки, переменное по размаху. Результатом этого воздействия является резкое динамическое нагружение конструкции, воспринимаемое тканевой оболочкой, сваливание на крыло, флаттер, кратковременная потеря управляемости, опрокидывание вперед или разрушение оболочки. На опрокидывание влияет демпфирующий продольный момент, который зависит от стреловидности, размаха, длины хорды, профиля крыла. Так. дельтаплан типа Ро- галло имеет больший демпфирующий мо- мент, а дельтапланы последнего поколения более склонны к опрокидыванию.

Целью изобретения является снижение влияния динамических нагрузок.

Указанная цель достигается тем, тго сверхлегкий летательный аппарат, содержащий килевую балку, боковые балки и рулевую трапецию, соединенные между собой в центральном узле, тросовые растяжки м гибкую обшивку, снабжен упругими элемен- тами, установленными вдоль боковых балок и закрепленными на боковых сторонах рулевой трапеции тросами, устройство фиксации боковых балок перед стартом, при этом боковые балки соединены между собой и с боковыми сторонами рулевой трапеции шарнирно, а на заднем конце килевой балки закреплено горизонтальное оперение треугольной формы.

Соединение на одной оси концов попе- речной балки и вершины рулевой трапеции позволяет зафиксировать плоскость, в которой происходят колебания крыла относительно трапеции, а ориентация оси вдоль

о

хорды крыла обеспечивает возможность колебания половинок крыла вокруг этой оси.

Прямое крыло без стреловидности с большим удлинением позволяет получить лучшее аэродинамическое качество, а горизонтальное оперение, вынесенное назад, увеличивает демпфирующий момент, т, е. устойчивость.

. Соединение боковых сторон рулевой трапеции тросами с упругими элементами обеспечивает рессорную подвеску крыла. Растянутый упругий элемент создает демпфирующий момент, обратный моменту от аэродинамической силы крылз, иудержива- крыло в горизонтальном положении при установившемся движении. При порывах турбулентности крыло либо опускается, либо поднимается, демпфируя динамические нагрузки. Силойой каркас испытывает минимальные пзз-згрузки, т-тс гак перегрузка воспринимается ynpyn/i;-.i элементом, а энергия расходуется на деформацию растяжения этого элемента. После прекращения, действия перегрузки упругий элемент возвращает запасенную энергию, возвращая крыло в исходное положение. Произведенный мах крыла в результате пропелли(.ую- щего эффекта крыла даст прирост поступательной скорости аппарата.

Таким образом, летательный аппарат имеет улучшенную устойчивость и меньше подвержен действию динамических нагрузок.

Нз фиг, 1 изображена схема летательного аппарата; на фпг, 2 - компоновочная схема летательного аппарата; на фиг. 3 - компоновочная схема каркаса летательного зппорзтя; па фиг. 4 - центральный узел при сжатом упругом элементе; на фиг. 5 - цеш- рзльный узел при растянутом упругом эль- менте без воздействия пеоегрузки; на фиг, 6 центральный узел при растянутом упругом злеиснте пол воздействием перегрузки; на фиг. 7 - центральный узел с устройством, фиксирующим стартовое положение крыла.

Летательный аппарат (фиг. 1) содержит боковые балки 1, поперечные балки 2, килевую балку 3, рулевую трапецию 4 и тросовые растяжки 5. Гибкая обшивкг, растянутая каркасом, имеет в плане эллоптическое крыло б баз стреловидности и горизонтальное оперение 7 треугольной формы D плане. Поперечная балка 2 (фиг. 2) проходит внутри- крыла 6, состоящего из верхней 8 и нижней 9 гибких обшипок. Для формирования необходимого профиля крыла 5 на обшивках 8 и 9 установлены лзты 10. Для увеличения демпфирующего момента и увеличения устойчивости горизонтальное оперение 7. смешено вниз от плоскости крыта, что бла- геприяк твует лучшему обтеканию гаризонтального оперения 7. Ось 11 вращения крыла проходит через вершину 12 рулевой трапеции А и поперечную балку 2 (Фиг. 2). Тросовая растяжка 13 закреплена на боковых сторонах трапеции 4. Боковые балки 1 соединены с поперечными балками 2 узлом 14 (фиг. 3). По оси 11 поперечная балка 2 соединяется с вершиной 12 трапеции 4 центральным узлом 15. Вдоль поперечной балки 2 установлен упругий элемент 16. Неподвижный конец 17 упругого элемента 16 закреплен на поперечной балке 2, а подвижный конец 18 соединен с тросовой растяжкой 13.

Тросовая растяжка 13 проходит через блок 19, закрепленный на поперечной балке 2. Килевая балка 3 проходит под вершиной 12 трапеции 4 и соединена с вершиной треугольного горизонтального оперения балок 20узлом 21. В средней части 22 килевая балка 3 соединена тандерзми 23 с вершиной 12 трапеции. Передний конец 24 килевой балки 3 соединен с вершиной 12 трапеции тросовыми растяжками 25. с нижними углами 26 трапеции 4 тросовыми рас- тяжками 27. Углы 26 соединены тросовыми растяжками 28 со средними участками 29 балок 20. Тросовая растяжка 30 с развилкой 31 соединяет вершину 12 трапеции со средним участком 29 балок 20. Натяжение тро- совых растяжек 25, 27. 28, 30 и 31 обеспечивается натяжением тандеров 23. .Натяжение тросовой растяжки 13 обеспечивается упругим элементом 16.

При отсутствии аэродинамической на- грузки на крыло поперечная балка 2 (фиг. 4) опущена под действиемР ёса G и сил Т упругого элемента 16. Тросовая растяжка 13 протянута через блок 19. Поперечная балка 2 повернута вниз на оси 11. В полете под действием аэродинамической силы Y балка 2 поднимается до тех пор пока момент силы Т от упругого элемента и веса G не уравновесится моментом аэродинамической силы У (фиг. 5). При воздействии динамической нагрузки R (фиг, 6) поперечная балкз 2 отклонится еще выше, упругий элемент 16 растянется еще больше, при этом увеличится сила Т настолько, чтобы компенсировать

момент от силы R. После прекращения действия перегрузки упругий элемент 16 сожмется. Поперечная балка 2 примет среднее положение (фчг. 5).

В связи с тем. что старт летательного аппарата с опущенными крыльями затруднен над центральным узлом 15 (фиг. 7) устанавливается устройство, фиксирующее стартовое положение крыльев. Устройство выполнено в виде троса 33 с кольцом 3-3 Другой конец троса 33 закреплен НЕ скобе 35. Кольце 34 накинуто на шток 36 ч сжимает пружину 37. В стартовом положении трос 33 натянут и пружина 37 не в состоянии сбросить кольцо 34. В полете балки 2 поднимаются, при этом натяжение троса 33 ослабнет и пружина 37 сбросит кольцо 34, освободив крылья для свободных колебаний.

Критерием выбора материала упругого элемента является характер изменения силы упругости от деформации, которая должна быть в нелинейной зависимости от перегрузки.

При сравнении предлагаемого изобретения с дельтапланом Славутич - спорт достигается эффект в увеличении устойчивости за счет применения горизонтального оперения и в уменьшении воздействия динамических нагрузок.

Формула изобретения Сверхлегкий летательный аппарат, содержащий килевую балку, поперечные балки и рулевую трапецию, соединенные между собой в центральном узле, тросовые растяжки и гибкую обшивку, отличающий- с я тем, что, с целью снижения влияния динамических нагрузок, он снабжен упругими элементами, установленными вдоль поперечных балок и закрепленными на боковых сторонах рулевой трапеции тросами, устройством фиксации поперечных балок перед стартом, при этом поперечные балки соединены между собой и с боковыми сторонами рулевой трапеции шзрнирно, з на заднем конце килевой балки закреплено горизонтальное оперение треугольной формы в плане.

П

V/

h /5

&

(ПигЗ

л/г.

..

35

г о

34 36 ЗГ

Г,