Дельталет
Изобретение относится к легкому самолетостроению и может быть использовано при конструировании дельталетов. Техническим результатом является улучшение взлетно-посадочных характеристик дельталета, упрощение управления полетом, повышение несущих свойств крыла, улучшение аэродинамических характеристик дельталета, повышение безопасности полета. Дальталет содержит гибкое крыло (1) с рулевой трапецией (2), шарнирно-закрепленное в точке (3) подвески крыла (1) на пилоне (4) мототележки (5), в корпусе которой установлены тандемно расположенные два кресла (6 и 7), силовую установку (8) с толкающим воздушным винтом (9), установленным за задней кромкой крыла (1) и выступающим над поверхность последнего, жесткое крыло (10), центроплан которого установлен на нижней части мототележки (5) под плоскостью вращения лопастей винта (9), и стабилизатор (12), установленный за воздушным винтом (9) под отрицательным углом к продольной оси мототележки (5), не превышающим величину угла атаки начала срыва воздушного потока на нем, и прикрепленный при помощи двух килей к центроплану. Гибкое крыло (1) и ось воздушного винта установлены в соответствии с формулой Р
Нр+YkXgk=0, где Р - сила тяги воздушного винта (9), Нр - расстояние от оси воздушного винта (9) до точки (3) подвески гибкого крыла (1), Yk - нормальная аэродинамическая сила жесткого крыла (10); Хgk - расстояние от линии действия нормальной силы жесткого крыла (10) до точки (3) подвески гибкого крыла (1). 4 ил.
Изобретение относится к легкому самолетостроению и может быть использовано при конструировании дельталетов.
Известен дельталет, содержащий крыло и мототележку, шарнирно соединенные между собой, винтомоторную группу, содержащую двигатель внутреннего сгорания, на которой смонтирован понижающий клиноременный редуктор и воздушный винт. Редуктор представляет собой устройство из большого и малого шкивов, при этом малый шкив установлен непосредственно на валу двигателя, а большой - на неподвижной оси, закрепленной на специальном кронштейне, смонтированном на картере двигателя. Непосредственно на шкиве закреплен воздушный винт. Крыло, шарнирно соединенное с мототележкой, находится в плоскости вращающегося винта и поэтому расположено выше него, а трапеция управления крылом находится на уровне груди пилота [1]. Недостатками данной конструкции являются - высокое лобовое сопротивление; - низкое аэродинамическое качество; - ограниченные функциональные возможности пилота при управлении аппаратом. Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является дельталет, содержащий гибкое крыло с рулевой трапецией, шарнирно закрепленное в точке подвески на пилоне мототележки, в корпусе которой установлены тандемно расположенные два кресла, силовую установку с толкающим воздушным винтом, установленным за задней кромкой крыла и выступающим над поверхностью последнего [2]. Недостатками известной конструкции являются - неблагоприятная интерференция между входной струей воздушного винта и крылом дельталета, что снижает несущие свойства крыла; - усложнение управления полетом за счет изменения знака и величины усилия на управляющей трапеции при отрыве дельталета от земли на взлете, а также при изменении тяги двигателя в полете; - большая нагрузка на гибкое крыло при полете, что ухудшает аэроупругие характеристики дельталета; - тенденция к самопроизвольному кренению дельталета вследствие отсутствия аэродинамической компенсации реактивного момента; - отсутствие защиты воздушного винта от воздействия посторонних предметов со стороны поверхности земли на взлетно-посадочных режимах. Задачей предлагаемого изобретения является улучшение взлетно-посадочных характеристик дельталета, упрощение управления полетом, повышение несущих свойств крыла, улучшение аэродинамических характеристик дельталета, повышение безопасности полета. Данная задача решается таким образом, что дельталет, содержащий крыло с рулевой трапецией, шарнирно закрепленное в точке подвески на пилоне мототележки, в корпусе которой установлены тандемно расположенные два кресла, силовую установку с толкающим воздушным винтом, установленным за задней кромкой крыла и выступающим над поверхностью последнего, дополнительно содержит жесткое крыло, центроплан которого установлен на нижней части мототележки под плоскостью вращения лопастей винта, и стабилизатор, установленный за воздушным винтом под отрицательным углом к продольной оси мототележки, не превышающим величину угла атаки начала срыва воздушного потока на нем, и прикрепленный при помощи двух килей к центроплану, при этом гибкое крыло и ось воздушного винта установлены в соответствии с формулой РHp+YкXgk=0, где Р - сила тяги воздушного винта; Нр - расстояние от оси воздушного винта до точки подвески гибкого крыла; Yk - нормальная аэродинамическая сила жесткого крыла; Хgk - расстояние от линии действия нормальной силы жесткого крыла до точки подвески гибкого крыла. На фиг.1 представлен предлагаемый дельталет (вид сбоку), на фиг.2 - вид сверху; на фиг.3 - вид спереди; на фиг.4 - графическое пояснение расчетной формулы. Дельталет содержит гибкое крыло 1 с рулевой трапецией 2, шарнирно закрепленное в точке 3 подвески гибкого крыла 1 на пилоне 4 мототележки 5, в корпусе которой установлены тандемно расположенные два кресла 6 и 7, силовую установку 8 с толкающим воздушным винтом 9, жесткое крыло 10, центроплан 11 которого установлен на нижней части мототележки 5 под плоскостью вращения лопастей винта 9, и стабилизатор 12, установленный за воздушным винтом 9 и прикрепленный при помощи двух килей 13 и 14 к центроплану 11 (фиг.1-3). Данная конструкция дельталета обеспечивает уменьшение расстояния между гибким крылом 1 и мототележкой 5 и смещение плоскости вращения воздушного винта 9 назад за заднюю кромку крыла 1, что в результате устраняет возможную неблагоприятную интерференцию между крылом 1 и входной струей воздушного винта 9, характерную для дельталетов с традиционной компоновкой, где входная струя вместе с эжектируемым ею потоком создает под нижней поверхностью крыла дополнительное разрежение и уменьшает подъемную силу. Вынос плоскости вращения воздушного винта 9 за заднюю кромку крыла 1 ослабляет в целом влияние входной струи воздушного винта 9 на крыло 1, а на режимах взлета и посадки, когда струя воздушного винта 9 наиболее интенсивна, а угол установки крыла 1 увеличивается (его задняя кромка опускается), входная струя дополнительно разгоняет поток как на нижней, так и на верхней поверхностях крыла 1, вследствие чего несколько повышаются несущие свойства крыла в центральных его сечениях. Уменьшенное расстояние между крылом 1 и мототележкой 6 приводит также к тому, что вектор тяги двигателя силовой установки 8 проходит вблизи точки 3 подвески, в результате чего при изменении тяги двигателя в полете не происходит изменения знака и величины усилия на рулевой трапеции 2, что существенно упрощает управление дельталетом. Расстояние между крылом 1 и мототележкой 5 выбирается из того расчета, чтобы не изменялась нагрузка на рулевой трапеции 2 вследствие изменения подъемной силы на жестком крыле 10, вызванного изменением режима работы двигателя силовой установки 8. Момент относительно точки крепления крыла 1, создаваемый тягой двигателя Р на плече Нр, должен уравновешивать момент от нормальной аэродинамической силы Yk жесткого крыла 10, действующей на плече Хgk (фиг.4), и поясняется расчетной формулой. Применение дополнительного жесткого крыла 10 разгружает в полете гибкое крыло 1, что способствует улучшению аэроупругих характеристик последнего. Кроме того, крыло 10 улучшает также взлетно-посадочные характеристики, так как оно размещено в нижней части мототележки 6 и вблизи поверхности земли испытывает экранный эффект (его аэродинамическое качество увеличивается). Размещение воздушного винта 9 над центропланом 11 приводит при вращении винта 9 к созданию cуперциркуляции на центроплане 11 (входная струя разгоняет поток и создает дополнительное разрежение над поверхностью центроплана 11) и увеличению подъемной силы на дополнительном жестком крыле 10 в целом. Этот эффект усиливается наличием килей 13 и 14 и наиболее ощутим на взлете, когда двигатель работает на максимальных оборотах. Кроме того, центроплан 11 и кили 13 и 14 защищают воздушный винт от попадания на него посторонних предметов при разбеге и пробеге дельталета. В то же время для дельталетов с известной традиционной компоновкой на взлете характерен эффект так называемой "прокачки", когда при отрыве аппарата от земли исчезает сопротивление качения колес, происходит разбалансировка моментов относительно точки подвески и под действием неуравновешенного момента от тяги двигателя мототележка стремится изменить свое положение относительно крыла. Пилот ощущает это в виде значительно возросшего в момент отрыва от земли толкающего усилия на управляющей трапеции и при несопротивлении этому усилию - в приближении трапеции к груди. Такое явление создает неудобство в управлении аппаратом. По сравнению с известными дельталетами в предлагаемой конструкции за счет уменьшения расстояния между крылом и тележкой уменьшено плечо вектора тяги Hp относительно точки 3 подвески крыла, и эффект прокачки практически не проявляется. Кроме того, на современных дельталетах с повышенной мощностью двигателя на режимах с максимальной тягой становится существенным реактивный момент, возникающий на валу двигателя. Это приводит к тому, что возникает самопроизвольное кренение мототележки. В предлагаемом дельталете по сравнению с прототипом за плоскостью воздушного винта 9 установлен стабилизатор 12, взаимодействующий с закрученной выходной струей винта 9 таким образом, что на одной его половине создается дополнительная положительная аэродинамическая нагрузка, а на другой - отрицательная. В результате на стабилизаторе 12 создается момент крена, действующий в сторону, противоположную реактивному моменту. Кроме того, стабилизатор установлен под отрицательным углом к продольной оси мототележки, не превышающим величину угла атаки начала срыва воздушного потока на нем, например под углом около 10o, что повышает запас продольной статической устойчивости дельталета. Источники информации 1. Авт. св. СССР 1779641, кл. В 64 С 31/02, 03.01.1991. 2. Авиация общего назначения. Изд-во "Научно-технический центр авиации общего назначения", 1997, 9, стр. 8 (прототип).
Формула изобретения
Р Нр + Yk Xgk = 0,
где Р - сила тяги воздушного винта;
Нр - расстояние от оси воздушного винта до точки подвески гибкого крыла;
Yk - нормальная аэродинамическая сила жесткого крыла;
Хgk - расстояние от линии действия нормальной силы жесткого крыла до точки подвески гибкого крыла.
РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4
Похожие патенты:
Дельталет // 2198826
Изобретение относится к области авиации, а именно к сверхлегким летательным аппаратам с балансирным управлением - мотодельтапланам с колесным шасси
Изобретение относится к области авиации
Летательный аппарат // 2220074
Изобретение относится к авиации, а именно к летательным аппаратам, и может быть использовано для создания преобразуемых летательных аппаратов, обладающих свойствами самолета, вертолета и планера
Изобретение относится к сверхлегкой авиации
Изобретение относится к авиации и касается создания летательного аппарата (ЛА), используемого как самолет, вертолет или планер
Мотопланер // 2553519
Изобретение относится к летательным аппаратам легкомоторной авиации. Мотопланер содержит фюзеляж, двигатель, несущее крыло и вспомогательное крыло, рычаги приводов в управлении крыльев, руля поворота, колеса, руля высоты. Несущее крыло оснащено шарнирными узлами, из которых два расположены симметрично относительно поперечной оси симметрии на лонжероне. Один шарнирный узел расположен на вспомогательном лонжероне и закреплен на стойке, которая закреплена шарнирно на ползуне, подвижно установленном в направляющих рамы, и связан со стойкой штурвала подпружиненной тягой. Вспомогательное крыло состоит из двух независимых консолей, посаженных подвижно на поперечную ось, неподвижно закрепленную в носовой части рамы, оснащенных рычагами, связанными тягами с двуплечим рычагом штурвала. Стойка переднего колеса, подвижно закрепленная во втулке рамы, оснащена обтекателем колеса, выполненным в форме поворотного киля, и оснащена двуплечим рычагом, снабженным компенсаторами. Изобретение направлено на повышение безопасности полета. 1 з.п. ф-лы, 9 ил.
Группа изобретений относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха с мягким крылом. Первый вариант. Полое мягкое крыло с воздухозаборником в носке, полость которого разделена на передний и задний сегменты карманом в виде полотнища, пришитого в районе средней части хорды профиля тремя сторонами к одной из поверхностей крыла и двум соседним нервюрам таким образом, что при наддутом заднем сегменте свободный конец полотнища ложится на внутреннюю поверхность крыла четвертой стороной, образуя обратный клапан. Второй вариант. Полое мягкое крыло с воздухозаборником в носке, включающее клапаны в районе воздухозаборников, у которых лепестки имеют четыре кромки, одна из которых, криволинейная с заужением лепестка к середине, пришита к кромке воздухозаборника, а две смежные с ней, прямолинейные, пришиты к соседним нервюрам. Третий вариант. Полое мягкое крыло с воздухозаборником в носке, включающее стягивающие воздухозаборники шнуры системы рифления, которые выполнены в виде петель, закрепленных на чеке последующей при раскрытии секции, продетых через люверсы в нервюре и на кромке воздухозаборника предыдущей при раскрытии секции и зафиксированых чеками, закрепленными на кромке воздухозаборника секции. Подвеска полого мягкого крыла выполнена с петлями подцепки подвесной системы внизу, а также свободными концами с петлями крепления строп вверху. Концы под местом начала ветвления имеют соединение с упругими звеньями, закрепленными на подвесной системе. Моторная подвеска полого мягкого крыла выполнена с петлями подцепки подвесной системы внизу и винтомоторной установкой сзади, а также свободными концами с петлями крепления строп вверху. Петли подцепки подвесной системы и винтомоторная установка закреплены на жестком каркасе из верхней передней, нижней передней и нижней задней дуг безопасности. Группа изобретений направлена на увеличение их безопасности. 5 н. и 1 з.п. ф-лы, 10 ил.
Гибридный самолет // 2589532
Изобретение относится к области авиации, в частности к гибридным летательным аппаратам. Самолет содержит блок создания тяги, блок генерирования энергии и электрическое передаточное устройство для передачи энергии от блока генерирования энергии к блоку создания тяги. Блок создания тяги состоит из электродвигателя и соединенного с ним с помощью вала пропеллера. Блок генерирования энергии состоит из двигателя внутреннего сгорания и соединенного с ним с помощью вала электрического генератора. В конструкции самолета предусмотрено устройство, направляющее звук двигателей вверх от самолета, содержащее канал для направления звука вверх и ось вращения, расположенную поперек заданного направления полета самолета. Достигается возможность обеспечения большого количества конструктивных степеней свободы при определении положений узлов самолета. 22 з.п ф-лы, 2 ил.
