Самолет в.с.григорчука

Самолет в.с.григорчука

Реферат

 

Самолет содержит фюзеляж, маршевый реактивный двигатель, два движителя вертикального подъема, корпуса которых размешены в передней части фюзеляжа, два движителя вертикального подъема, корпуса которых размещены в задней части фюзеляжа, корпус каждого из движителей выполнен в форме воздуховода, имеющего воздухозаборник и сопло, механизмы управления движителями, вертикальный и горизонтальный стабилизаторы с рулями, посадочное шасси и органы управления самолетом, причем маршевый реактивный двигатель размещен в задней части фюзеляжа, а корпус каждого из движителей выполнен в форме трех воздуховодов, имеющих сопла с диффузорами и воздухозаборники с предохранительными решетками, причем два воздуховода имеют регулируемые заслонки, механизмы управления движителями имеют приводы, которые кинематически связаны с регулируемыми заслонками воздухозаборников, а сопла воздуховодов повернуты относительно воздухозаборников в вертикальной плоскости на угол 90^o. Изобретение направлено на повышение эксплуатационных качеств самолета. 3 з.п. ф-лы, 13 ил.

Настоящее изобретение относится к области транспорта и может найти применение в качестве летательного аппарата.

Известен самолет, содержащий фюзеляж с движителями вертикального подъема и маршевый реактивный двигатель, размещенный в задней части фюзеляжа, посадочное шасси, органы управления самолетом /патент США N 3429527, кл. B 64 C 15/00, 1969, с. 9/.

Недостатками известного самолета являются: небольшая подъемная сила, сложность управления самолетом в пространстве.

Указанные недостатки обусловлены конструкцией самолета.

Известен также самолет, содержащий фюзеляж, внутри которого размещены четыре, по два спереди и сзади, движителя вертикального подъема с механизмами управления, органы управления самолетом, вертикальный и горизонтальный стабилизаторы с рулями, а также посадочное шасси /патент США N 3532306, кл. B 64 C 15/06, 1970, с. 4/.

Известный самолет по патенту США N 3532306, как наиболее близкий по технической сущности и достигаемому полезному результату, принят за прототип.

Недостатками известного самолета по патенту США N 3532306, принятому за прототип, являются: небольшая подъемная сила, большой расход топлива, отсутствие системы регулирования подъемной силы в зависимости от скорости движения.

Указанные недостатки обусловлены конструкцией самолета.

Целью настоящего изобретения является повышение эксплуатационных качеств самолета.

Указанная цель согласно изобретению обеспечивается тем, что два передних и два задних движителей вертикального подъема заменены четырьмя движителями вертикального подъема, каждый из которых выполнен в форме трех воздуховодов, имеющих сопла с диффузорами и воздухозаборники с предохранительными решетками, причем два воздуховода имеют регулируемые заслонки, механизмы управления движителями имеют приводы, которые кинематически связаны с регулируемыми заслонками указанных воздухозаборников, а сопла указанных воздуховодов повернуты относительно воздухозаборников в вертикальной плоскости на угол 90^o, механизмом управления самолетом в поперечной плоскости с пневматической системой, пневмоцилиндры привода которой связаны соответственно с одной из двух управляемых заслонок каждого из движителей вертикального подъема, гидравлической системой регулирования подъемной силы, гидроцилиндры привода которой кинематически связаны с вторыми регулируемыми заслонками каждого из движителей вертикального подъема.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фигуре 1 изображен общий вид самолета; на фигуре 2 - вид на самолет сверху; на фигуре 3 - вид на самолет снизу; на фигуре 4 - вид на самолет спереди; на фигуре 5 - общий вид правого движителя вертикального подъема; на фигуре 6 - общий вид левого движителя вертикального подъема; на фигуре 8 - вид на левый движитель вертикального подъема в разрезе; на фигуре 9 - вид сбоку на механизм привода воздушной заслонки правого движителя вертикального подъема; на фигуре 10 - вид снизу на механизм привода воздушной заслонки правого движителя вертикального подъема; на фигуре 11 - гидравлическая схема управления подъемной силой самолета; на фигуре 12 - схема управления самолетом в пространстве; на фигуре 13 - схема поворота самолета вокруг продольной оси /создание крена/.

Предлагаемый самолет содержит фюзеляж 1, внутри которого размещены кабина экипажа и грузовое помещение. Реактивный маршевый двигатель 2 размещен в задней части фюзеляжа, воздухозаборник 3 которого выведен наверх, где также установлены горизонтальный 4 и вертикальный 5 стабилизаторы, имеющие руль высоты 6, элероны 7 и 8, руль направления 9, состоящий из двух частей. По бокам фюзеляжа, внутри него установлены передние 10, 11 и задние 12, 13 движители вертикального подъема, воздухозаборники которых выведены наружу за габариты фюзеляжа. Самолет имеет стандартное трехопорное шасси.

Все движители вертикального подъема имеют одинаковое устройство и каждый из них содержит корпус, выполненный в форме трех воздуховодов 14, 15, 16, соединенных сваркой в одно целое. В передней части расположены воздухозаборники 17, 18, 19, внутри которых установлены защитные решетки 20. Верхний и нижний воздуховоды имеют воздушные заслонки 21 и 22, установленные в пазах воздуховодов с возможностью перемещения в горизонтальной плоскости. К верхнему и нижнему воздуховодам в передней части приварены коробки 23 и 24, закрытые крышками 25 и 26, в которых размещены механизмы привода воздушных заслонок. В нижней части внутри воздуховодов установлены диффузоры 27, 28, 29. Выпускные отверстия движителей вертикального подъема повернуты относительно воздухозаборников в вертикальной плоскости на 90^o.

Все четыре механизма привода воздушных заслонок системы регулирования подъемной силы имеют одинаковое устройство, содержат гидроцилиндры 30, 31, 32, 33, которые закреплены в коробках движителей вертикального подъема. Каждый гидроцилиндр содержит корпус, закрытый передней 34 и задней 35 крышками. В отверстие передней крышки пропущен шток 36, соединенный с поршнем 37 и имеющий зубчатую рейку 38, входящую в зацепление с малой шестерней 39 промежуточного вала 40, установленного в подшипниках 41 и имеющего большую шестерню 42, входящую в зацепление с малой шестерней 43 вала 44 привода воздушной заслонки, установленного в подшипниках 45 и имеющего большую шестерню 46, входящую в зацепление с зубчатой рейкой 47, закрепленной в пазу воздушной заслонки. Полости гидроцилиндров посредством трубопроводов подключены к гидравлической системе, содержащей масляный бак 48, масляный насос 49 и трехпозиционный кран управления, содержащий корпус 50, внутрь которого вставлен золотник 51 с ручкой 52, имеющий три перепускных отверстия 53.

Все четыре механизма привода воздушных заслонок системы создания крена самолета одинаковы по конструкции и содержат пневмоцилиндры 54, 55, 56, 57, закрытые передней 58 и задней 59 крышками. В отверстие передней крышки пропущен шток 60, соединенный с поршнем 61, нагруженным пружиной 62. Шток имеет зубчатую рейку 63. Штоки пневмоцилиндров соединены с воздушными заслонками движителей вертикального подъема посредством механизмов привода такой же конструкции, что и механизмы привода воздушных заслонок системы управления подъемной силой самолета.

Система управления самолетом в пространстве содержит ручку управления 64, имеющую полукруглый сектор 65 и закрепленную шарнирно на валу 66, установленном на опорах и имеющего шестерню 67, входящую в зацепление с зубчатой рейкой 68, которая посредством троса 69 через рулевую машину 70, зубчатую рейку 71, шестерню 72 соединена с рулем высоты. Полукруглый сектор взаимодействует с двумя Z-образнымси рычагами 73 и 74, установленными на осях, нижние концы которых связаны с двумя одинаковыми по конструкции воздушными кранами 75 и 76. Каждый из них содержит корпус, состоящий из верхней 77 и нижней 78 частей, между которыми зажата металлическая диафрагма 79, соединенная с втулкой 80, нагруженной в верхней части пружиной 81, свободный конец которой входит внутрь поршня 82, вставленного в верхнюю часть корпуса крана, имеющую выпускную полость 83 с отверстием 84. Нижняя приемная полость 85 каждого крана соединена с баллоном-рессивером 86, который подключен к пневмосистеме самолета. Нижняя приемная полость отделена от рабочей полости 87 шариковым клапаном 88, который посредством стержня соединен с шариковым клапаном 89 и нагружен пружиной 90. Рабочая полость соединена с поддиафрагменной полостью 91 посредством отверстия 92. Рабочая полость левого крана соединена с пневмоцилиндрами привода воздушных заслонок правых движителей вертикального подъема, а рабочая полость правого крана соединена с пневмоцилиндрами привода воздушных заслонок левых движителей вертикального подъема. Пневмоцилиндр привода элеронов 93 содержит поршень 94, делящий внутренний объем на две полости: верхнюю и нижнюю, первая трубопроводом соединена с правыми пневмоцилиндрами, а вторая соединена с левыми пневмоцилиндрами. Поршень пневмоцилиндра привода элеронов удерживается в средней части пружинами 95 и соединен с штоком 96, который кинематически соединен с зубчатыми рейками 97 и 98, входящими в зацепление с шестернями 99 и 100, закрепленных на валах левого и правого элеронов.

Работа самолета.

После запуска маршевого двигателя 2, его прогрева и проверки работоспособности систем самолет выруливает на взлетную полосу и начинает разбег, увеличивая скорость своего движения. При этом воздух поступает в воздухозаборники 17, 18, 19 всех четырех движителей вертикального подъема 10, 11, 12, 13, проходит по воздуховодам 14, 15, 16 и с силой вырывается вниз, проходя через диффузоры 27, 28, 29, создавая реактивную силу F, направленную вверх и уравновешивающую вес самолета P. Взлет может быть произведен двумя способами. Первый способ - по достижении взлетной скорости, когда подъемная сила станет равна весу самолета, отклонением ручки управления 64 в положение "на себя" произвести отклонение руля высоты 6 вверх. Вследствие действия аэродинамических сил нос самолета отрывается от земли и производится взлет. Второй способ - это увеличение скорости разбега самолета до тех пор, пока подъемная сила не превысит вес самолета и он не оторвется от взлетной полосы, сохраняя горизонтального положение фюзеляжа. При этом воздушные заслонки 21 и 22 движителей вертикального подъема 10, 11, 12, 13 должны быть полностью открыты. Самолет при этом будет совершать сложное движение: двигаться вперед, сохраняя горизонтальное положение фюзеляжа, и подниматься вверх. Равнодействующая этих двух движений будет направлена вперед под углом к продольной оси самолета и обеспечит набор высоты /на чертежах не показано/. После набора необходимой высоты самолет переводится в горизонтальный полет. По мере увеличения или уменьшения скорости горизонтального движения самолета происходит увеличение или уменьшение подъемной силы, в результате чего высота полета может изменяться в ту или иную сторону. Изменение подъемной силы и удержание самолета на необходимой высоте при изменении скорости горизонтального полета осуществляется посредством гидравлического крана. Для уменьшения подъемной силы с помощью ручки 52 золотник 51 передвигается вправо /фиг. 11/. Жидкость из бака 48 подается насосом 49 в нижние полости гидроцилиндров 30, 31, 32, 33 и удаляется из верхних полостей. Штоки 36 этих гидроцилиндров станут выдвигаться наружу и своими зубчатыми рейками 38 через шестерни 39, 42 промежуточного вала 40, шестерни 43, 46 вала 44 и зубчатую рейку 47 станут вдвигать внутрь воздушные заслонки 21 всех четырех движителей вертикального подъема вплоть до полного их закрытия, уменьшая проходное сечение воздуховодов 14 и, тем самым, уменьшая количество воздуха, поступающего в движители вертикального подъема и величину подъемной силы. Для увеличения подъемной силы воздушные заслонки 21 движителей вертикального подъема выдвигаются наружу, увеличивая проходное сечение воздуховодов 14 вплоть до полного их открытия, посредством золотника 51, передвигаемого ручкой 52. В этом случае насос 49 подает жидкость из бака 48 в верхние полости гидроцилиндров 30, 31, 32, 33 и удаляет ее из нижних полостей, а описанный ранее механизм передвигает воздушные заслонки 21 движителей вертикального подъема 10, 11, 12, 13.

При установившемся горизонтальном полете изменение направления полета осуществляется стандартным образом путем отклонения руля направления 9 в ту или иную сторону обеих частей одновременно. Отклонение обеих частей руля направления 9 в разные стороны используется в качестве аэродинамического тормоза при посадке /на чертежах не показано/.

Для перевода самолета из горизонтального полета в режим набора высоты необходимо ручку управления 64 передвинуть в положение "на себя". Шестерня 67 повернется против часовой стрелки и передвинет вперед рейку 68, которая через трос 69 приведет в движение золотник рулевой машины 70, которая переместит вперед зубчатую рейку 71, повернет шестерню 72, а вместе с ней и руль высоты 6 вверх.

Для перевода самолета в режим снижения необходимо передвинуть ручку управления 64 в положение "от себя". В этом случае шестерня 67 повернется по часовой стрелке и передвинет зубчатую рейку 68 вниз. Трос 69 отпустит пружину /не показанную на чертеже/ и она передвинет в противоположную сторону золотник рулевой машины 70, которая передвинет назад зубчатую рейку 71 и повернет шестерню 72, а вместе с ней руль высоты 6 вниз. Вследствие действия аэродинамических сил нос самолета опустится вниз и он начнет снижение. Установление ручки управления 64 в нейтральное положение возвращает самолет в исходное положение.

Чтобы обеспечить крен самолета вправо необходимо отклонить ручку управления 64 вправо. Полукруглый сектор 65 нажмет на выступ рычага 73, который, повернувшись своим противоположным концом, нажмет на поршень 82 воздушного крана 75. Сжавшись, пружина 81 переместит вниз полую втулку 80, которая, прогнув диафрагму 79, войдет в соприкосновение с клапаном 89, перекроет выпускную полость 83 и откроет клапан 88, сжав пружину 90. Рабочая полость 87 будет разобщена с атмосферой и соединена с баллоном-ресивером 86. Сжатый воздух станет поступать в рабочую полость 87 воздушного крана 75 и далее в пневмоцилиндры 55 и 57 правых движителей вертикального подъема 11 и 13. Сжатый воздух, сжимая пружины 62, передвинет поршни 61 пневмоцилиндров 55 и 57 вперед и через зубчатые рейки 63, шестерни 39, 42 вала 40, шестерни 43, 46 вала 44 передвинет внутрь воздушные заслонки 22 воздуховодов 16 правых движителей вертикального подъема 11 и 13, уменьшая проходное сечение воздуховодов 16, количество поступающего в них воздуха и, следовательно, уменьшая подъемную силу F правых движителей вертикального подъема. Одновременно сжатый воздух поступает в верхнюю полость пневмоцилиндра 93 и передвигает вниз поршень 94, сжимая нижнюю пружину 95. Шток 96 перемещает вниз зубчатые рейки 97 и 98, поворачивая шестерни 99 и 100, отклоняя левый элерон 7 вниз, а правый элерон 8 вверх. Действие аэродинамических сил на элероны 7, 8 и уменьшение подъемной силы в правой части фюзеляжа вызывает поворот самолета вокруг продольной оси и крен на правую сторону /фиг. 13, показано сплошными стрелками/. Если ручка управления 64 перемещается в правую сторону на некоторое расстояние и останавливается в каком-либо промежуточном положении, то воздух, проходя через отверстие 92 в поддиафрагменную полость 91, заставляет диафрагму 79 выгибаться вверх до определенного положения, закрывая клапаны 88 и 89, разобщая рабочую полость 87 с баллоном-ресивером 86 и поддерживая в ней и в пневмоцилиндрах 55 и 57 давление, уравновешиваемое пружинами 62 и обеспечивающее перемещение воздушных заслонок 22 на требуемое расстояние. При дальнейшем перемещении ручки управления вправо мембрана 79 под действием увеличившейся силы пружины 81 снова выгнется вниз и втулка 80 откроет клапан 88, преодолевая сопротивление пружины 90. Дополнительно поступивший в рабочую полость сжатый воздух повысит давление в ней и в пневмоцилиндрах 55 и 57, штоки 60 которых передвинут еще на некоторое расстояние воздушные заслонки 22. При максимальном отклонении ручки управления вправо воздушные заслонки 22 правых движителей вертикального подъема 11, 13 полностью перекроют воздуховоды 16 и на максимальный угол произойдет отклонение элеронов 7, 8, что приведет к максимальному крену самолета вправо. После возвращения ручки управления в нейтральное положение полукруглый сектор 65 освобождает рычаг 73, который поворачивается и отпускает поршень 82. Последний под действием пружины 81 поднимается вверх, диафрагма 79 изгибается в ту же сторону, открывая клапан 89. Рабочая полость 87 соединяется с атмосферой, сжатый воздух удаляется из пневмоцилиндров 55 и 57, пружины 62 перемещают поршни 61 в исходное положение, отодвигая воздушные заслонки 22 и открывая воздуховоды 16. Одновременно с этим воздух удаляется из пневмоцилиндра 93, поршень 94 перемещается в среднее положение и через зубчатые рейки 97, 98 шестерни 99, 100 возвращает элероны 7, 8 в исходное положение. Величина подъемной силы в правой части фюзеляжа восстановится и самолет займет исходное положение.

При отклонении ручки управления 64 влево полукруглый сектор 65 нажимает на выступ рычага 74, поворачивая его вокруг оси, который своим противоположным концом нажимает на поршень 82 воздушного крана 76. Поршень, сжимая пружину 81, перемещает втулку 80 вниз, выгибая в ту же сторону диафрагму 79, клапан 89 закрывается, отделяя рабочую полость от атмосферы, а клапан 88 открывается, впуская сжатый воздух из баллона-ресивера 86 в рабочую полость 87, из которой он поступает в пневмоцилиндры 54, 56 движителей вертикального подъема 10, 12. Поршни 61, сжимая пружины 62, передвигают штоки 60, которые через зубчатые рейки 63, шестерни 39, 42 промежуточного вала 40, шестерни 43, 46 вала 44 вдвигают воздушные заслонки 22 внутрь воздуховодов 16 движителей вертикального подъема 10, 12, уменьшая количество воздуха, поступающего в них, и создаваемую ими подъемную силу. Одновременно сжатый воздух поступает также в нижнюю полость пневмоцилиндра 93, передвигая поршень 94 вверх. Шток 96 перемещает зубчатые рейки 97, 98, которые поворачивают шестерни 99, 100 в разные стороны и отклоняют левый элерон 7 вверх, а правый элерон 8 вниз. Вследствие уменьшения подъемной силы, создаваемой левыми движителями вертикального подъема 10, 12, а также действием аэродинамических сил, создаваемых элеронами 7, 8, фюзеляж повернется вокруг продольной оси и самолет сделает крен на левый борт. Величина крена, как было описано выше, зависит от угла, на который отклонена ручка управления 64, при возвращении которой в нейтральное положение воздействие указанных выше сил прекращается /на фиг. 13 показано пунктиром/.

После выполнения полета самолет следует на посадку, при этом воздушные заслонки 21 и 22 всех движителей вертикального подъема 10, 11, 12, 13 должны быть полностью открыты, а скорость должна быть минимальной и обеспечивать необходимую подъемную силу.

Количество движителей вертикального подъема может быть более четырех, но кратно двум.

Самолет может быть выполнен как в сухопутном, так и в морском вариантах.

Положительный эффект изобретения: возможность маневрирования в вертикальной плоскости без применения руля высоты и движения под большими углами атаки без сваливания в штопор, более высокая грузоподъемность, простота регулирования подъемной силы и более высокая маневренность.

Формула изобретения

1. Самолет, содержащий фюзеляж, маршевый реактивный двигатель, два движителя вертикального подъема, корпуса которых размещены в передней части фюзеляжа, два движителя вертикального подъема, корпуса которых размещены в задней части фюзеляжа, корпус каждого движителя выполнен в форме воздуховода, имеющего воздухозаборник и сопло, механизмы управления движителями, вертикальный и горизонтальный стабилизаторы с рулями, посадочное шасси и органы управления самолетом, отличающийся тем, что маршевый реактивный двигатель размещен в задней части фюзеляжа, а корпус каждого движителя выполнен в форме трех воздуховодов, имеющих сопла с диффузорами и воздухозаборники с предохранительными решетками, причем два воздуховода имеют регулируемые заслонки, механизмы управления движителями имеют приводы, которые кинематически связаны с регулируемыми заслонками воздухозаборников, а сопла воздуховодов повернуты относительно воздухозаборников в вертикальной плоскости на угол 90^o.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что он снабжен механизмом управления самолетом в поперечной плоскости с пневматической системой, которая имеет баллон-рессивер, два распределительных крана, соединенные между собой трубопроводами, пневмоцилиндры привода, которые связаны соответственно с одной из двух управляемых заслонок каждого из движителей вертикального подъема.

3. Самолет по пп.1 и 2, отличающийся тем, что он снабжен гидравлической системой регулирования подъемной силы, которая имеет масляный бак, масляный насос с приводом от электродвигателя, питаемого от бортовой сети, трубопроводы подключения к гидроцилиндрам, которые кинематически связаны с вторыми регулируемыми заслонками каждого из движителей вертикального подъема.

4. Самолет по пп.1 и 2, отличающийся тем, что он снабжен четным количеством движителей вертикального подъема, количество которых больше двух.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11, Рисунок 12, Рисунок 13