Самолет

Самолет

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

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 шарнирно 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

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ

ПО ИЗОБРЕТЕНИЯМ И ОТКРЫТИЯМ

ПРИ ГКНТ СССР

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К ПАТЕНТУ о !

Ю

Ф (л) (21) 4845537/23 (22) 11.06.90 (46) 15.09.92, Бюл. N 34 (71) Экспериментальное обьединение "Фотон" (72) К.М, Жидовецкий (73) Акционерное общество "Авиатика" (56) ТИ ЦАГИ М- 6, 1986, с. 18, 19, рис. 18.

"Летецви а космонавтика", " + К", N10/89,,с. 16 — 18. (54) САМОЛ ЕТ (57) 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

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании легких самолетов, имеющих бипланное 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.

„„ U,.„1762747 АЗ (я)5 В 64 С 1/00, 3/00, 5/00, 39/00 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 шарнирно 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 центоальная 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

3. п, ф-лы, 10 ил.

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.

1762747

20

35

45

55

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 вы полнение 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 конструктивно-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 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 see трубчатые лонжероны крыльев, труба фюзеляжа и его центральная вертикальная стойка 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 горизонтальным разнесенным шарниром, нижнее крыло снабжено элероном по всему размаху задней кромки, а в проводке управления к рулям высоты протяженная жесткая тяга размещена внутри 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 жесткой тяги подведена своя жесткая тяга управления.

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

На фиг. 1 изображен самолет, общий 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 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

1762747 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. 1 рубчатые лонжероны 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

18 с рулем высоты 19. Каждая из половин стабилизатора 18 выполнена в виде трех и ространствен но 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 о 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.

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, 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 имеет элерон 29 по всему размаху задней кромки.

Самолет функционирует следующим образом, Перед взлетом силовая установка 10 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 высоты 19. Отклонение жесткой протяженной тяги 25 в связи с радиальным движением точки соединения тяги 25 с ручкой управления 24 не нарушает функционирОвание проводки системы управления, так как опора 27 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 зэклинивание.

В полете по крену самолет управляется злеронами 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 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 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 непрогнозируемый 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 азродинамиче1762747 ской 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 ОО возможна тогда, когда изначальный прогиб сжатого элемента близок к нул ю, 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 центральнои вертикальнои 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 6 на участке ОО 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 от точки 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 консольно вверх, что является штатным нагружением 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

55 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 конструкции соединены шарнирно. Это позволяет избежать возникновения дополнительных моментов и, следовательно, не усиливать конструкцию, Минимально возможное число силовых элементов, образующих 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 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 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 стабилизаторе 18, а также о руле направления 17 и руле высоты 19, которые выполнены соответственно между собой идентичными и из унифицированных силовых элементов.

Формула изобретения

1, Самолет, содержащий фюзеляж с кабины пилота, бипланное крыло с трубчатыми лонжеронами и вертикальными стойками, оперение нормальной схемы, винтомоторную силовую установку, трехопорное шасси с носовой стойкой и рессорными основными опорами, топливную систему и систему управления с проводкой управления, отличающийся тем, что, с целью снижения веса, упрощения конструкции, улучшения эксплуатационных характеристик и характеристик ремонтопригодности, повышения технологичности и снижения себестоимости, фюзеляж 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 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 верти1762747

10 калькой стойке, а 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 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 стойка выполнены из трубы одного сечения, а точка крепления вертикальной стойки к трубчатым лонжеронам крыльев биплана лежит в пределах ат 0,6 до 0,7 полуразмаха крыла, при этом трубчатые лонжероны

5 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

10 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 жест15 кой тяги, причем к каждой половине руля высоты от протяженной жесткой тяги подведена своя жесткая тяга управления, 2. Самолет по п.1, отл ича ю щи йся

20 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

25 шарнирного крепления лонжеронов нижнего крыла.

1762747

1762747

1762747

1762747

1762747

1762747

Составитель К.Жидовецкий

Редактор Т.Шарганова Техред M.Moðãåíòàë Корректор Q. Густи

Заказ 3267 Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

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

Производственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул,Гагарина, 101