Самолет Советский патент 1992 года по МПК B64C1/00 B64C3/00 B64C5/00 B64C39/00 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании легких самолетов, имеющих биплан- ное крыло.

Известен ультралегкий самолет Уинг Динг 11, имеющий бипланное крыло одинакового размаха, каждое крыло имеет два деревянных лонжерона с односторонней тканевой обшивкой. Силовая установка с толкающим винтом. Фюзеляж коробчатого сечения из фанеры. Оперение нормальной схемы. Шасси трехопорное с хвостовым колесом. Крыло биплана имеет четыре вертикальные стойки.

К недостаткам данного самолета относятся его невысокие летно-технические характеристики, сложность пилотирования, транспортировки и сборки-разборки в полевых условиях. К недостаткам можно отнести также отсутствие кабины пилота (пилот размещается на открытом кресле, установленном в передней части фюзеляжа), сложность управления самолетом по крену, осуществляющего путем искривления задней кромки верхнего крыла (гаширование) с помощью расчалок-тросов. А в целом, неоправданно сложная конструкция для самолетов такого типа.

vi

ОIND

VI

Ј

i

;

со

Наиболее близким техническим решением является легкий самолет Магистраль, имеющий бипланное крыло с трубчатыми лонжеронами крыльев, имеющих подкосы и вертикальные стойки, фюзеляж с кабиной пилотов, силовую установку с тянущим винтом, трехопорное шасси с носовой опорой и оперение нормальной схемы. Основные ноги шасси рессорные. Стабилизатор цельноповоротный с триммером. Нижнее крыло цельноповоротное с дифференциальным отклонением его половин.

Однако сложное конструктивное выполнение управления по крену и тангажу и объемный фюзеляж ведут к увеличению веса самолета. Отрицательно сказывается на весовых характеристиках и выбранная конструктивно-силовая схема бипланного крыла со стойками и подкосами, конструкция данного самолета рациональна в весовом отношении только при изготовлении его из композиционных материалов, что влечет за собой удорожание ее и большую долю ручного труда при изготовлении. Отсутствие унификации основных комструк- тивно-силовых элементов, составляющих самолет, ухудшает характеристики ремонтопригодности, что затягивает процесс восстановления самолета при повреждении или замене его частей.

Целью изобретения является снижение веса, упрощение конструкции, улучшение эксплуатационных характеристик и характеристик ремонтопригодности, повышение технологичности и снижение себестоимости.

Поставленная цель достигается тем, что в самолете, содержащем фюзеляж с кабиной пилота, бипланное крыло с трубчатыми лонжеронами и вертикальные стойки, оперение нормальной схемы, винтомоторную установку, трехопорное шасси с носовой стойкой и рессорными основными опорами, топливную систему и систему управления с проводкой управления, согласно изобретению фюзеляж выполнен в виде трубы, снабжен центральной вертикальной стойкой в виде трубы и центральной кницей, жестко соединенной с последней, с трубой фюзеляжа и с креслом пилота и образующей жесткий силовой каркас, силовая установка выполнена с толкающим винтом и установлена посредством моторамы на центральной вертикальной стойке фюзеляжа, трубчатые лонжероны верхнего крыла биплана шарнирно установлены на центральной вертикальной стойке, нижнего крыла - на трубе фюзеляжа, крылья биплана снабжены диагональными расчалками, соединяющими верхние и нижние концы вертикальных стоек с центральной вертикальной стойкой фюзеляжа так, что и вертикальные стойки и диагональные расчалки лежат в

одной вертикальной плоскости с образованием схемы плоский биплан, каждая из половин стабилизатора выполнена в виде трех пространственно расположенных стержней, шарнирно соединенных одними

0 концами между собой, два из которых свободными концами шарнирно установлены на силовых элементах трубы фюзеляжа с превышением над последней и с образованием с полотняной обшивкой горизонталь5 ной несущей поверхности, первый под углом к трубе фюзеляжа, а второй перпендикулярно ей, а третий стержень своим свободным концом шарнирно установлен на трубе фюзеляжа и лежит со вторым стерж0 нем в одной поперечной вертикальной плоскости, причем все трубчатые лонжероны крыльев, труба фюзеляжа и его центральная вертикальная стойка выполнены из трубы одного сечения, а точка крепления верти5 кальной стойки к трубчатым лонжеронам крыльев биплана лежит в пределах от 0,6 до 0,7 полуразмаха крыла, при этом трубчатые лонжероны крыльев соединены с трубой фюзеляжа и его центральной вертикальной

0 стойкой горизонтальным разнесенным шарниром, нижнее крыло снабжено элероном по всему размаху задней кромки, а в проводке управления к рулям высоты протяженная жесткая тяга размещена внутри

5 вала управления на жестко установленной внутри того же вала управления опоре, находящейся в пределах геометрической середины жесткой тяги, причем к каждой половине руля высоты от протяженной жес0 ткой тяги подведена своя жесткая тяга управления.

Кроме того, диагональная расчалка от верхней точки крепления вертикальной стойки крыльев биплана может быть выпол5 нена V-образной, расходящиеся концы которой закреплены на трубе фюзеляжа спереди и сзади точки шарнирного крепления лонжеронов нижнего крыла.

На фиг. 1 изображен самолет, общий

0 вид; на фиг. 2 - то же, вид сбоку; на фиг. 3 - то же, вид спереди; на фиг. 4 - то же, вид в плане; на фиг. 5 - схема распределения нагрузок на крыле и упругая линия верхнего крыла в зависимости от местоположения

5 точки крепления вертикальной стойки к трубчатому лонжерону; на фиг. 6 - разнесенный шарнир крепления трубчатого лонжерона, вид спереди; на фиг. 7 - то же, вид в плане; на фиг. 8 - центральная вертикальная стойка с центральной кницей фюзеляжа

и протяженной жесткой тягой к рулю высоты от ручки управления; на фиг. 9 - сечение А-А на фиг. 8; на фиг. 10 - схема расположения жесткой тяги и рулю высоты от ручки управления внутри вала управления.

Буквами на чертежах обозначены:

00 - участок до вертикальной стойки;

Zcm - ее координата по размаху;

Y - прогиб; ± д - смещение стойки.

Самолет содержит фюзеляж 1, выполненный в виде трубы, с кабиной 2 пилота. Фюзеляж 1 имеет центральную вертикальную стойку 3 в виде трубы, центральную кницу 4, жестко соединенную с ней, с трубой фюзеляжа 1 и с креслом 5 пилота с образованием жесткого силового каркаса. Крылья 6 биплана имеют трубчатые лонжероны 7, вертикальные стойки 8 и диагональные расчалки 9. Силовая установка 10 выполнена с толкающим винтом 11 и установлена посредством моторамы 12 на центральной вертикальной стойке 3. Шасси трехопорное с носовой стойкой 13. Основные опоры 14 рессорные. Трубчатые лонже- роны 7 верхнего крыла 6 шарнирно установлены на центральной вертикальной стойке 3, а нижнего крыла 6 - на трубе фюзеляжа 1 посредством разнесенного шарнира 15. Диагональные расчалки 9 соединяют верхние и нижние концы вертикальных стоек 8 с центральной вертикальной стойкой 3 так, что и вертикальные стойки 8 им диагональные расчалки 9 лежат в одной поперечной вертикальной плоскости с образованием схемы плоский биплан. Хвостовое оперение нормальной схемы имеет киль 16 с рулем направления 17 и стабилизатор 18с рулем высоты 19. Каждая из половин стабилизатора 18 выполнена в виде трех пространственно расположенных стержней 20, 21 и 22, шарнирно соединенных одними концами между собой, два из которых 20 и 21 свободными концами шарнирно установлены на силовых элементах 23 трубы фюзеляжа 1 с превышением над последним и с образованием с полотняной обшивкой (не показано) горизонтальной несущей поверхности. Первый стержень 20 установлен под углом к трубе фюзеляжа 1, а второй стержень 21 - перпендикулярно ей.Третий стержень 22 своим свободным концом шарнирно установлен на трубе фюзеляжа 1 и лежит со вторым стержнем 21 в одной поперечной вертикальной плоскости. Все трубчатые лонжероны 7 крыльев 6, труба фюзеляжа 1 и его центральная вертикальная стойка 3 выполнена из трубы одного сечения. Точка крепления вертикальной стойки 8 к трубчатым лонжеронам 7 крыльев

6 биплана лежит в пределах 0,6-0,7 полуразмаха.

Диагональная расчалка 9 от верхней точки крепления вертикальной стойки 8

крыльев 6 биплана может быть выполнена V-образной, расходящиеся концы которой закреплены на трубе фюзеляжа 1 спереди и сзади точки шарнирного крепления лонжеронов 7 нижнего крыла 6.

0 В проводке управления от ручки управления 24 к рулю высоты 19 протяженная жесткая тяга 25 размещена внутри вала управления 26 на жестко установленной внутри того же вала управления 26 опоре 27.

5 находящейся в пределах геометрической середины жесткой тяги 25. К каждой половине руля высоты 19 от протяженной жесткой тяги 25 подведена своя жесткая тяга управления 28. Нижнее крыло 6 биплана

0 имеет элерон 29 по всему размаху задней кромки.

Самолет функционирует следующим образом.

Перед взлетом силовая установка 10

5 раскручивает толкающий винт 11. который создает тягу. Самолет разбегается на шасси и взлетает. Пилот ручкой управления 24 через протяженную жесткую тягу 25 и жесткие тяги управления 28 управляет рулем высо0 ты 19. Отклонение жесткой протяженной т- яги 25 в связи с радиальным движением точки соединения тяги 25 с ручкой управления 24 не нарушает функционирование проводки системы управления, так как опора 27

5 внутри вала управления 26, на которую опирается тяга 25, лежит в пределах геометрической середины последней. Жесткие тяги управления 28 к каждой половине руля высоты 19 предотвращают его заклинивание.

0 В полете по крену самолет управляется элеронами 29, а в других каналах - рулем направления 17 и рулем высоты 19. На крыле 6 в полете реализуется подъемная сила, которая выражается в виде распределенной

5 нагрузки по размаху крыла 6. От распределенной нагрузки крыло 6 изгибается, т. е. на крыле 6 возникает изгибающий момент. Между тем, крыло 6 испытывает и сосредоточенные нагрузки, например, в точках

0 крепления вертикальных стоек 8 к лонжеронам 7 крыла 6. В случае неправильного или произвольного выбора точек крепления вертикальных стоек 8 к лонжеронам 7 упругая линия крыла 6 принимает непрогнозируе5 мый характер, что потребует упрочнения крыла 6 и, следовательно, приведет к увеличению веса.

Продольно-поперечный изгиб лонжерона 7 на участке 00 вызывается, с одной стороны, распределенной аэродинамической нагрузкой, а с другой стороны, - горизонтальной компонентой силы, передаваемой через вертикальную стойку 8 с нижнего крыла 6 на верхнее. Из теории прочности известно, что наиболее благоприятная работа элемента конструкции трубчатого лонжерона 7 на участке 00 возможна тогда, когда изначальный прогиб сжатого элемента близок к нулю, что и достигается в данном техническом решении целенаправленным расположением точки крепления вертикальной стойки 8 по размаху крыла 6. Оптимальным является выбор точки крепления вертикальной стойки 8 к лонжеронам 7 в пределах от 0,6 до 0,7 полуразмах крыла 6. В случае уменьшения значения координаты местоположения указанной точки, -д , максимальный прогиб Y крыла 6 вниз будет у точки шарнирного крепления лонжерона 7 к центральной вертикальной стоике 3 и трубе фюзеляжа 1. Свободные концы крыла 6 на размахе 0,5 будут изгибаться консольно вверх. В случае вынесения точки крепления вертикальных стоек 8 к лонжеронам 7 за пределы 0,7 полуразмаха крыла 6, +д, внутренняя часть крыла б на участке 00 будет изгибаться вверх, а часть крыла 6 на-участке полуразмаха Z 0,8 будет изгибаться вниз. И в том и в другом случае указанный характер нагружения крыла 6 и его изгиб не являются оптимальными. Установлено расчетом и подтверждено экспериментально, что оптимальное положение точки крепления вертикальных стоек 8 к лонжеронам 7 крыла 6 лежит в пределах 0,6-0,7 полуразмаха Z последнего. При таком положении крыло 6 на участке 00 отточки крепления лонжерона 7 к элементам фюзеляжа 1 до точки крепления вертикальной стойки 8 к лонжерону 7 имеет почти нулевой прогиб, а на участке Z 0,7 полуразмаха крыла 6 изгибается кон- сольно вверх, что является штатным нагру- жением элементов крыла 6 изгибающим моментом. При таком характере нагружения можно избежать упрочнения конструкции крыла 6, не вкладывая в него лишний вес.

Все нагрузки, действующие на крыло 6, воспринимаются трубчатыми лонжеронами 7, вертикальными стойками 8 и диагональными расчалками 9, т. е. элементами, лежащими в одной поперечной вертикальной плоскости, из чего следует, что конструктивно-силовая схема биплана представляет собой плоский биплан. Нагрузки, воспринимаемые трубчатыми лонжеронами 7, передаются на силовой каркас фюзеляжа 1 с центральной вертикальной стойкой 3 и центральной кницей 4 через разнесенные

шарниры 15, которые, в силу своего конструктивного выполнения, способны воспринимать крутящий момент, создавая на опорах лонжерона пару сил.

Конструкция стабилизатора 18 позволяет выполнить его максимально облегченным из-за выбранного пространственного положения стержней 20, 21 и 22, его образующих, которые между собой и с элементами

0 конструкции соединены шарнирно. Это позволяет избежать возникновения дополнительных моментов и, следовательно, не усиливать конструкцию, Минимально возможное число силовых элементов, образую5 щих геометрически неизменяемую систему, равно трем, что и соответствует количеству силовых элементов стабилизатора 18-стержни 20, 21 и 22. При посадке самолета энергия поглощается рессорными основными

0 опорами 14, а также за счет аэродинамического рассеивания крыльями 6.

Следует отметить, что выполнение трубы фюзеляжа 1, центральной вертикальной стойки 3 и лонжеронов 7 крыла 6 из трубы

5 одного сечения резко повышает технологичность самолета, улучшает его ремонтопригодность и снижает себестоимость, так как эти основные силовые элементы унифицированы. То же можно сказать и о киле 16 и

0 стабилизаторе 18, а также о руле направления 17 и руле высоты 19, которые выполнены соответственно между собой идентичными и из унифицированных силовых элементов.

5 Формула изобретения

1. Самолет, содержащий фюзеляж с кабины пилота, бипланное крыло с трубчатыми лонжеронами и вертикальными стойками, оперение нормальной схемы,

0 винтомоторную силовую установку, трех- опорное шасси с носовой стойкой и рессорными основными опорами, топливную систему и систему управления с проводкой управления, отличающийся тем, что,

5 с целью снижения веса, упрощения конструкции, улучшения эксплуатационных характеристик и характеристик ремонтопригодности, повышения технологичности и снижения себестоимости, фюзе0 ляж выполнен в виде трубы, снабжен центральной вертикальной стойкой в виде трубы с центральной кницей, жестко соединенной с последней, с трубой фюзеляжа и с креслом пилота и образующей жесткий си5 ловой каркас, силовая установка выполнена с толкающим винтом и установлена посредством моторамы на центральной вертикальной стойке фюзеляжа, трубчатые лонжероны верхнего крыла биплана шарнирно установлены на центральной вертикалькой стойке, а нижнего крыла - на трубе фюзеляжа, крылья биплана снабжены диагональными расчалками, соединяющими верхние и нижние концы вертикальных стоек с центральной вертикальной стойкой фю- зеляжа так, что и вертикальные стойки и диагональные расчалки лежат в одной вертикальной плоскости с образованием схемы плоский биплан каждая из половин стабилизатора выполнена в виде трех простран- ственно расположенных стержней, шарнирно соединенных одними концами между собой, два из которых свободными концами шарнирно установлены на силовых элементах трубы фюзеляжа с превышением над последней и с образованием с полотняной обшивкой горизонтальной несущей поверхности, первый под углом к трубе фюзеляжа, а второй перпендикулярно ей, а третий стержень своим свободным концом шарнирно установлен на трубе фюзеляжа и лежит со вторым стержнем в одной поперечной вертикальной плоскости, причем все трубчатые лонжероны крыльев, труба фюзеляжа и его центральная вертикальная стой- ка выполнены из трубы одного сечения, а

точка крепления вертикальной стойки к трубчатым лонжеронам крыльев биплана лежит в пределах от 0,6 до 0,7 полуразмаха крыла, при этом трубчатые лонжероны крыльев соединены с трубой фюзеляжа и его центральной вертикальной стойкой горизонтальными разнесенными шарнирами, нижнее крыло снабжено элеронами по всему размаху задней кромки, а в проводке управления к рулю высоты протяженная жесткая тяга размещена внутри вала управления на жестко установленной внутри того же вала управления опоре, лежащей в пределах геометрической середины протяженной жесткой тяги, причем к каждой половине руля высоты от протяженной жесткой тяги подведена своя жесткая тяга управления.

2. Самолет поп.1, отличающийся тем, что диагональная расчалка от верхней точки крепления вертикальной стойки крыльев биплана выполнена V-образной, расходящиеся концы которой закреплены на трубе фюзеляжа спереди и сзади узла шарнирного крепления лонжеронов нижнего крыла.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании легких самолетов с бипланным крылом. Цель изобретения - снижение веса, упрощение конструкции, улучшение эксплуатационных характеристик и характеристик ремонтопригодности, повышение технологичности и снижение себестоимости. Самолет имеет фюзеляж в виде трубы, кабину пилота и центральную вертикальную стойку в виде трубы. Центральная кница жестко соединена с центральной вертикальной стойкой, трубой фюзеляжа и креслом пилота. Крылья имеют трубчатые лонжероны, вертикальные стойки и диагональные расчалки. Силовая установка выполнена с толкающим винтом и имеет мотораму. Шасси состоит из носовой опоры и основных опор, трубчатые лонжероны установлены шар- нирно на разнесенных шарнирах. Вертикальные стойки крыла и диагональные расчалки лежат в одной поперечной вертикальной плоскости, образуя схему плоский биплан. Хвостовое оперение нормальной схемы имеет киль с рулем направления и стабилизатор с рулем высоты. Каждая из половин стабилизатора образована тремя пространственно расположенными стержнями. Трубчатые лонжероны крыльев, труба фюзеляжа и центральная вертикальная стойка выполнены из трубы одного сечения. Точка крепления вертикальной стойки к лонжеронам крыльев лежит в пределах 0,6-0,7 полуразмаха. Нижнее крыло биплана имеет элерон по всему размаху задней кромки. 1 з. п. ф-лы, 10 ил. (Л С

U

Сэ

tv

t

«О

ч

Фиг. 5

L

Направление полета

l