Крыло биплана Советский патент 1992 года по МПК B64C3/00 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании легких самолетов с бипланным крылом.

Известно крыло биплана Уинг Динг 11, имееющее два крыла одинакового размаха с односторонней полотняной обшивкой. Крылья имеют по два лонжерона, по две вертикальные стойки и диагональные расчалки. Механизация крыла выполнена в виде искривляемой задней кромки верхнего крыла с помощью расчалок-тросов (гаширо- вание).

Недостатком данного крыла является его низкая технологичность и небольшое значение подьемной силы, реализуемое на нем, а также невысокая эффективность механизации и ощутимый люфт ручки управления при гашировании.

Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является крыло биплана Мистраль , имеющее два крыла с трубчатыми лонжеронами, вертикальные стойки, подкосы. Обшивка крыльев двухсторонняя. Нижнее крыло установлено цельноповоротно с возможностью дифференциального отклонения его половин.

Недостатком данного крыла является сложность конструкции для крыла биплана такого колеса, связанная с сопряжением цельноповоротного нижнего крыла и неподвижного верхнего, а также увеличение веса за счет подкоса, работающего на растяжение-сжатие, вместо расчалок.

Целью изобретения является снижение веса, упрощение конструкции и улучшение эксплуатационных характеристик крыла.

VJ

О

го

2

О

GJ

Поставленная цель достигается тем, что в крыле биплана, содержащем трубчатые лонжероны, соединенные с силовыми элементами фюзеляжа, и вертикальную стойку, соединенную своими концами с лонжеронами верхнего и нижнего крыла, согласно изобретению лонжероны крыльев установлены на силовых элементах фюзеляжа шарнирно на горизонтальных разнесенных шарнирах, вертикальная стойка выполнена регулируемой длины в виде тандера, хвостовики кото- рого установлены на резьбе противоположного направления, снабжены контргайками и соединены шарнирно с лонжеронами крыльев, крыло биплана снабже- но диагональными расчалками, соединяющими точки шарнирного крепления вертикальных стоек к лонжеронам крыла с силовыми элементами фюзеляжа таким образом, что и раичьлки и вертикальные стойки лежат в одной поперечной вертикальной плоскости с образованием плоский биплан, при этом точка шарнирного крепления вертикальной стойки к лонжерону крыла лежит в пределах от 0,6 до 0,7 полуразмаха последнего.

Кроме того, в нервюрах крыла биплана выполнены отверстия облегчения с отбор- товками, одним из которых, имеющим от- бортовку со впадинами и выступами, они надеты на лонжерон, установлены с фиксированным шагом и жестко соединены с последним по выступам, причем лонжерон расположен вблизи центра давления профиля крыла.

На фиг. 1 изображено крыло биплана, вид спереди; на фиг. 2 - разнесенный шарнир крепления трубчатого лонжерона, вид спереди; на фиг. 3 - то же, вид в плане; на фиг. 4 - крепление нервюры крыла на трубчатом лонжероне; на фиг. 5 - схема распределения нагрузок на крыле и его упругая линия в зависимости от местоположения точки крепления вертикальной стойки к трубчатому лонжерону; на фиг. 6- размещение лонжерона по профилю крыла.

Буквами на чертежах обозначены:

00 - участок до вертикальной стойки;

Zcm - ее координата по размаху;

Y - прогиб; ±д- смещение стойки.

Крыло 1 биплана имеет трубчатые лонжероны 2, установленные на силовых элементах 3 фюзеляжа шарнирно на горизонтальных разнесенных шарнирах 4. Вертикальная стойка 5 соединена своими хвостовиками 6 и 7 с лонжеронами 2 крыла 1 шарнирно. Хвостовики 6 и 7 имеют резьбу противоположного направления и снабжены контргайками 8 и 9. Крыло 1 имеет диагональные расчалки 10, соединяющие точки шарнирного крепления вертикальной стойки 5 своими хвостовиками 6 и 7 к лонжеронам 2 крыла 1 с силовыми элементами 3

фюзеляжа. Диагональные расчалки Юивер- тикальные стойки 5 лежат в одной поперечной вертикальной плоскости с образованием схемы плоский биплан Точка шарнирного крепления вертикальной

стойки 5 к лонжеронам 2 крыла 1 лежит в пределах от 0,6 до 0,7 полуразмаха последнего. В нервюрах 11 крыла 1 выполнены отверстия облегчения 12с отбортовками 13, одним из которых, имеющим отбортовку со

впадинами 14 и выступами 15, нервюры 11 надеты на трубчатый лонжерон 2, установлены с фиксированным шагом и жестко соединены с лонжероном 2 по выступам 15. Трубчатый лонжерон 2 расположен вблизи

центра давления профиля крыла 1.

Крыло биплана выполняет свои функции следующим образом.

В полете на крыле 1 реализуется подъемная сила, которая выражается в виде распределенной нагрузки по размаху крыла 1. От распределенной нагрузки крыло 1 изгибается, т. е. на крыле 1 возникает изгибающий момент. Между тем, крыло 1 испытывает и сосредоточенные нагрузки,

например, в точках крепления вертикальных стоек 5 к лонжеронам 2 крыла 1. В случае неправильного или произвольного выбора точек крепления вертикальных стоек 5 к лонжеронам крыла 2 упругая линия

крыла 1 принимает непрогнозируемый характер, что потребует упрочнения крыла 1, и следовательно, увеличение его веса. Продольно-поперечный изгиб лонжерона 2 на участке 00 вызывается, с одной стороны,

распределенной аэродинамической нагрузкой, а с другой стороны, горизонтальной компонентой силы, передаваемой через вертикальную стойку 5 с нижнего крыла 1 на верхнее. Известно из теории прочности, что

наиболее благоприятная работа элемента конструкции лонжерона 2 на участке 00 возможна тогда, что изначальный прогиб сжатого элемента близок к нулю, что и достигается в данном техническом решении

целенаправленным расположением точки крепления вертикальной стойки 5 по размаху крыла 1. Оптимальным же является выбор точки крепления вертикальных стоек 5 к лонжеронам 2 в пределах от 0,6 до 0,7 полуразмаха крыла 1. В случае уменьшения значения местоположения указанной точки, - д , максимальный прогиб Y крыла 1 вниз будет у точки шарнирного крепления лонжерона 2 к силовым элементам 3 фюзеляжа.

Свободные концы крыла 1 на полуразмахе

0,5 будут изгибаться консольно вверх. В случае вынесения точки крепления вертикальных стоек 5 к лонжеронам 2 за пределы 0,7 полуразмаха крыла 1, + д , внутренняя часть крыла 1 на участке 00 будет изгибаться вверх, а часть крыла 1 на участке полуразмаха 0,8 будет изгибаться вниз. И в том и в другом случае указанный характер нагружения крыла 1 и его изгиб не являются оптимальными, что потребует упрочнения крыла, например, лонжеронов 2 и, следовательно, приведет к увеличению веса. Установлено расчетом и подтверждено экспериментально, что оптимальное положение точки крепления вертикальных стоек 5 к лонжеронам 2 крыла 1 лежит в пределах 0,6-0,7 полуразмаха Z последнего. При таком положении крыло на участке от точки крепления лонжерона 2 к силовым элементам 3 фюзеляжа до точки крепления вертикальной стойки 5 к лонжерону 2 имеет почти нулевой прогиб, а на участке Z 0,7 полуразмаха изгибается консольно вверх, что является штатным нагружением элементов крыла 1 изгибающим моментом. При таком характере нагружения возможно избежать необоснованного упрочнения конструкции крыла 1.

Все нагрузки, действующие на крыло 1, воспринимаются трубчатыми лонжеронами 2, вертикальными стойками 5 и диагональными расчалками 10, т. е. элементами, лежащими в одной поперечной вертикальной плоскости, из чего следует, что конструктивно-силовая схема данного крыла представляет собой так называемый плоский биплан. Нагрузки, воспринимаемые трубчатыми лонжеронами 2, передаются на силовые элементы 3 фюзеляжа через разнесенные шарниры 4, которые, в силу своего конструктивного выполнения, способны воспринимать и крутящий момент, создавая на опорах лонжерона 2 пару сил.

Данная конструкция биплана отличается своей простотой, что позволяет проводить операции сборки-разборки и регулировки в полевых условиях на неподготовленных площадках. Для сборки, например, необходимо пристыковать трубчатые лонжероны 2 к силовым элементам 3 фюзеляжа на разнесенных шарнирах 4. Затем вертикальную стойку 5 хвостовиками 6 и 7 шарнирно пристыковать к верхнему и нижнему крыльям 1. При этом, размер вертикальной стойки 5 может быть произвольным. Для регулировки крыла 1 и получения его заданной конфигурации,

необходимых установочных углов вращают вертикальную стойку 5, выдвигая хвостовики 6 и 7 из вертикальной стойки 5. При этом предварительно установленные расчалки

10 натягиваются до заданной конфигурации крыла биплана, после чего хвостовики 6 и 7 фиксируются контргайками 8 и 9. Операция разборки повторяется в обратном порядке. Стойка же 5 удлиняется до получения межцентрового расстояния между осями шарниров хвостовиков 6 и 7, равного заданной величины А, чем обеспечивается потребная конфигурация крыльевой системы в целом. Дополнительная нивелировка при

соблюдении размера А не требуется. Это удобно в эксплуатации не только для перевозки, но и для проведения профилактического осмотра и ремонта основных силовых элементов конструкции крыла 1.

Формула изобретения

1.Крыло биплана, содержащее трубчатые лонжероны, соединенные с силовыми элементами фюзеляжа, и вертикальную стойку, соединенную своими концами с лонжеронами верхнего и нижнего крыла, отличающееся тем, что, с целью снижения веса, упрощения конструкции и улучшения эксплуатационных характеристик крыла, лонжероны крыльев установлены на силовых элементах фюзеляжа шарнирно на горизонтальных разнесенных шарнирах, вертикальная стойка выполнена регулируемой длины в виде тандера, хвостовики которого установлены на резьбе противоположного направления, снабжены контргайками и соединены шарнирно с лонжеронами крыльев, крыло биплана снабжено диагональными расчалками, соединяющими точки шарнирного крепления вертикальной стойки к лонжеронам крыла с силовыми элементами таким образом, что и расчалки и вертикальные стойки лежат в одной поперечной вертикальной плоскости с образованием схемы плоский

биплан, при этом точка шарнирного крепления вертикальной стойки к лонжерону крыла лежит в пределах 0,6-0,7 полуразмаха последнего.

2.Крыло по п. 1, отличающееся тем, что, в нервюрах крыла выполнены отверстия облегчения с отбортовками, одним из которых, имеющими отбортовку со впадинами и выступами, они надеты на лонжерон, установлены с фиксированным шагом

и жестко соединены с последним по выступам, причем лонжерон расположен вблизи центра давления профиля крыла.

4J

3Ъ М®

II

//

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании легких самолетов с бипланным крылом. Цель изобретения - снижение веса, упрощение конструкции и улучшение эксплуатационных характеристик крыла. Крыло биплана имеет трубчатые лонжероны, установленные на силовых элементах фюзеляжа шарнирно на горизонтальных разнесенных шарнирах. Вертикальная стойка шарнира соединена своими хвостовиками с лонжеронами. Хвостовики имеют резьбу противоположного направления и снабжены контргайками. Диагональные расчалки и вертикальные стойки лежат в одной поперечной вертикальной плоскости, образуя схему плоский биплан, Точка шарнирного крепления вертикальной стойки к лонжеронам крыла лежит в пределах 0.6-0,7 пол- уразмаха последнего, Нервюры крыла отверстиями облегчения с отбортовками, имеющими впадины и выступы, надеты на трубчатый лонжерон, установлены с фиксированным шагом и жестко соединены с лонжероном по выступам. Лонжерон расположен вблизи центра давления профиля крыла. 1 з. п. ф-лы, 6 ил. сл С

6W.29H

и

3

ь

6W.29a