Сверхлегкий летательный аппарат

Сверхлегкий летательный аппарат

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

СОЮЗ СОВЕ ТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК (я)5 В 64 С 31/02

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ

ПО ИЗОБРЕТЕНИЯМ И ОТКРЫТИЯМ

ПРИ ГКНТ СССР

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21) 4729358/23 (22) 16,08,89 (46) 07.09.92. Бюл, M 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 лета., Я3„„1759728 А1 тельный 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, установленными 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.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к балBHсирным сверх>егким аппаратам (СЛА) с "ибк! ii! крылом (дельтапланам).

Известны СЛА, состоящие из гибкого крыла, каркаса и гибких растяжек. Каркас

СЛА состоит из боковых балок, поперечной балки, килевой балки и рулевой рапеции, Известен также дельтаплан, конструкция которого более совершенна в аэродинамическом атно UBHIMM т. е. увеличено удлинение, уменьшена купольность, увеличен угол при вершине,;:спользован двояковыпуклый профиль.

Однако эти улучшеH:,Ië привели к ухудшению путевой и поперечной устойчивости на малых скоростях полета, тонкой управляемости и рысканию. Для полетов ня такам аппарате необходим большой апь!т, навык.

При полетах в термикях на дельта!!ланах основной причиной потери устойчивости является турбулентность атмосфсры, Турбулентность вызывает быстрое изме -;6ние 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 демпфиру:оьций продольный момент, ко орый зависит от стреловидности, размаха, длин= хорды, профиля крыла. Так, дельтаплан типа "Рагалло" имеет больший демпфиру(ощий момент, а дельтапланы последнега поколе!Гия более склонны к опрокидывани(а.

Целью изобретения AB/I118Tcsi сн 1)KBI".MB влияния динамических нагрузок.

Указанная цель достигается тем, Гга сверхлегкии летательный яппярят, сад ржащий килевую балку, боковьье балки и рулевую трапецию, соединенные,B>>y собой в центральном узле, тросовые растяжки и гибкую обшивку, снабжен упругими элементами, установленными вдоль боковых бало: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 поперечной балки и вершины рулевой трапеции позволяет зафиксировать плоскость, в которой происходят колебания крыла относительно трапеции, а ориентация оси вдаль хорды крыла обеспечивает возмо>кнасть колебания половинок крыла вокруг этой оси.

Прямое крыло б83 стреловиднасти с большим удлинением позваляе! Получигь лучшее аэродинамическое качество, а ь аризонтальное оперение, вы(!есе!1:»08 назад, увеличивает демг(фиру ащий мо :ент, т, е устойчивость.

С06Ди .18ни8 боковых сторон pулевай трапеции тросами с упругими элементами

Обеспа:(ивает Рессор! Гу!0 подл>еску кры/lа. астянутый упругий элемент создаст дел1п(!> .атный маме нт1/ От яэрадинамическаи силь, Kð (ë", и удерживяЕт КРЫЛО В ГОРИЗОНтаЛЬНОМ ПОЛО>кеНИИ IIPMi устЯнавившемся Дви)кении, IlpM Г!Орывах (1/(рбу IBHTHOcò!". Kp!!/10 либо Опускается, "ибо падн; мается, демпфируя динамические нагрузки. Силовой каркас испытывает миниiM6/lhII I и: аегрузки, T=>i:. ак перегрузка

Г<О Сп РИ Н (<ëьтЯте пропáллиj> JIO щего э,,, феKTB крыла даст прирост по<=-ьупательной скорости аппара.га.

Таким абразол1, летательный аппарат имеBT (/ЛУЧШ8ННУ(О УСТОЙЧИВ 2."Th И Меньше Г!ОДВ8Ржен Д6ЙСТВИ!О ДИНЯМИЧЕСКИХ НЯГР<ь/ЗОК.

Нз фиг, 1 изображена схема летятельна-а PÏMàPàTà; НЯ ФИГ, 2 — КОМПОНГ>ВО<<1!!ЯЯ СХ6ма летательного аппарата; ь!я фиг. 3 ком пОнава !ная схема KB pKBc л та "B/IL .-I ОГО

Bl Пз.„ата !-.а фиь- -i — Ц8НТРЯЛЬНЫЙ У.,; Л Па;,1

СЖЯТОМ !/<;P Ã<0!(1",:Ý вЂ” ЦB! Г!-! рэльнь;й узел при растянуто." упругом э IBМ6НТB без Вьазде! !СТВьйяь П 608! p!/3 KM. На фИГ, 6 — ((ентря/!ьный узел при Р-.-<стянутом упру:. ; М ЗЛЕМС! П B i<ОД Во -qB!FACT /8," i! iBP BI PyЗКИ; ь-,а <(2!ii, i/ — !!Bн ГРЯЛ<,НЫЙ !38<1 c, ctipoiictl>OM

ИКСИРУ!ОЩ!1М С>-ЯРТОВГ(8 Пала>1;61:,;;.,В; РЫЛЯ

Летательный аппарат (фиг. 1) садер>кит боковыв 06/1K!. 1, папере<ьнь!6 балх!! 2 ки/(еву!о балку Э, рулевую траг!ецию 4 и -:ocoBI,!e (растяжк(<ь ъ. i ИбКая ОбШИВКЯ, РЯСТЯ !1

0! i6pBHMi8 7 треугольной формы в планс. Поперечная балка 2 (фиг, 2) проходит внутри кОыла б, состОягцеГО из верхне! Б и ни>кнеЙ

9 гибких абшивок, Для формирования необходимого профиля крыла 5 на обшивках 8 и

9 устаночлены латы 1Г!. Для ув"-.ëè÷åíèÿ демг(фиру!Ощего момента и увели-!ВНМ1 устойч лвосTè ГОpèÇантальHО8 ОГ!еpB!(ие 7

<-,М8Ц<ье!!<а ВНИЗ 0.; Пла<СКОСТ!1 КОЫЛЯ, Чта бЛЯгаприя <ствует лучшему обтекани:а гаризан1759728 тального оперения 7. Огь 11 вращения крыла проходит через вершину 12 рулевой трапеции 4 и попере,ную балку 2 (фиг. 2}.

I росовая растяжка I3 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 "., а ",0движный конец 18 соединен с тросовой растяжкой 13, Тросовая растяжка 13 проходит через блок 19, закрепленный на поперечной балке 2. Килевая балка 3 проходит г;од вершиной 12 трапеции 4 и соединена с вершиной треугольного горизонтального оперения балок 20узлом 21. В средней части 22 килевая балка 3 соединена тандерами 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 растяжками 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 тросовых растяжек 25, 27, 28, 30 и 31 обеспечивается натяжением тандеров 23. .Натяжение тросовой растяжки 13 обеспечивается упругим элементом 16.

При отсутствии аэродинамической нагрузки на крыло поперечная балка 2 (фиг, 4) опущена под действием "веса G и сил Тупругого 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 6 не уравновесится моментом аэродинамической силы

У (фиг, 5). При воздействии динамической нагрузки R (фиг, 6) поперечная балка 2 отклонится еще выше, упругий элемент 16 растянется еще больше, при этом увеличится сила Т настолько, чтобы компенсировать

35 ки и рулевую трапецию, соединенные между собой в центральном узле, тросовые рас40

45 мы в плане.

5

30 момент от силы R, После прекр=.ùåi-,ия действия перегрузки упругий элемент 16 сожмется. Поперечная балка 2 примет среднее положение (фиг, 5).

Б связи с тем, что старт летател,ного аппарата с опущенными крыл:.ями затруднен над центральнь;м узлом 15 (фиг. 7) устанавливается устройство, фиксирую цеа стартовое положение крыльев. Устройство выполнено в виде троса 33 с кольцо. . 34

Другой конец троса 33 38 .реп лен на : I 0бе 35, Кпльцс 34 накинуто на шток 36 и сжимает поужину 37, В стартовом положе нии трос 3" натянут и пружина 37 не в состоянии сбросить кольцо 34. В полете балки 2 поднимаются, при этом натяжение троса 33 ослабнет и пружи а 37 сбросит кольцо 34, освободив крылья для свободных колебаний.

Критерием выбора материала упругого элемента является характер изменения силы упругости от дефоомации, 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, попеоечныс балтяжки и гибкую обшивку, о т л и ч а ю щ и йс я тем, что, с целью снижения влияния динамических нагрузок, oII снабжен упругими элементами, установленными вдо .ь 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 рулевои трапеции шарнирно, а на заднем конце килевой балки закреплено горизонтальное оперение треугольной фор1759728

1759728

Составитель С.Еременко

Техред M.Mîðãåíòàë

Редактор

Корректор Н,Тупиц"=Производственно-издательский комбинат "Патент", r. Ужгород, ул.Гагарин-, 101

Заказ 3148 Ти рамс Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж-35, Раушская наб,, 4/5