Самолет

 

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к самолетам. Самолет включает фюзеляж с опорной площадкой, крыло с поперечным ребром на середине, хвостовое оперение в виде киля с рулем поворота и стабилизатора с рулем высоты, механизм передвижения крыла и привод, в полости на нижней части фюзеляжа выполнена опорная площадка с продольной щелью и двумя расположенными в нижней части на боковых поверхностях ребрами для установки крыла. На середине внутренней нижней поверхности крыла выполнено поперечное ребро и два расположенных вдоль его боков фигурных паза с уступами по форме щели. Механизм передвижения крыла смонтирован над опорной площадкой и выполнен из винта, расположенного вдоль оси фюзеляжа, со стойками на концах, прикрепленными к опорной площадке, подвесного направляющего стержня, находящегося под винтом, концами заделанного в стойки винта, двух ползунов, гайкой насаженных на винт и втулкой помещенных на подвесной стержень. Ширина щели и ребер опорной площадки выполнена с возможностью перемещения ребра и уступов крыла. Привод состоит из электродвигателя, редуктора и двух соединительных элементов в виде карданов равной угловой скорости. Технический результат – расширение арсенала технических средств. 8 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к самолетам.

Известен самолет, содержащий фюзеляж с хвостовым оперением в вида киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, крыло, прикрепленное к нижней части фюзеляжа, на верхней части которого установлено с возможностью смещения верхнее крыло, связанное с механизмом передвижения, выполненным в виде направляющих, и привода (Патент РФ №2018465, кл. В 64 С 39/08, 1994).

К недостатку указанного самолета относится невозможность автоматического изменения расположения верхнего крыла относительно центровки при смещении центра тяжести груза из-за конструктивного оформления.

Наиболее близким к заявляемое устройству является самолет, содержащий фюзеляж, на верхней части которого выполнены опорная площадка с продольным пазом и две щели, расположенные вдоль боков опорной площадки, на которую установлено верхнее крыло, а под ним нижнее крыло прикрепленное к нижней части фюзеляжа, в салоне которого на верхней части смонтирован механизм передвижения верхнего крыла, выполненный из двух расположенных с боков под опорной площадкой и симметрично относительно продольной оси фюзеляжа направляющих со стойками на концах, винта, размещенного между направляющими со стойками на концах, двух ползунов, помещенных на направляющие втулками, связанных проушиной через упомянутые щели с верхним крылом и гайкой насаженных на винт, и привода в виде электродвигателя, редуктора и двух муфт - соединительных элементов, которые связывают между собой электродвигатель, редуктор и винт, при этом на середине верхней поверхности крыла выполнено ребро по форме паза опорной площадки (Патент РФ №219 35 07, кл. В 64 С 39/08, 2002).

К недостатку прототипа относится ухудшение эксплуатационных свойств самолетов спортивного и боевого назначения при использовании конструктивного оформления.

Задачей изобретения является создание самолета спортивного и боевого назначения с улучшенными эксплуатационными свойствами.

Поставленная цель достигается тем, что в самолете, включающем фюзеляж с опорной площадкой, крыло с поперечным ребром на середине, хвостовое оперение в виде киля с рулем поворота и стабилизатора с рулем высоты, механизм передвижения крыла и привод, согласно изобретению в полости на нижней части фюзеляжа выполнена опорная площадка с продольной щелью и двумя расположенными в нижней части на боковых поверхностях ребрами для установки крыла, на середине внутренней нижней поверхности крыла выполнено поперечное ребро и два расположенных вдоль его боков фигурных паза с уступом по форме щели и ребер опорной площадки, а механизм передвижения крыла смонтирован над опорной площадкой и выполнен из винта, расположенного вдоль оси фюзеляжа со стойками на концах, прикрепленными к опорной площадке, подвесного направляющего стержня, находящегося под винтом, концами заделанного в стойки винта, двух ползунов, гайкой насаженных на винт и втулкой помещенных на подвесной направляющей стержень, при этом ширина щели и ребра опорной площадки выполнены с возможностью перемещения ребра и уступов крыла соответственно, а привод состоит из электродвигателя, редуктора и двух соединительных элементов в виде карданов равной угловой скорости.

Предлагаемый самолет поясняется чертежами, где:

на фиг.1 изображен самолет, вид сбоку;

на фиг.2 - то же, вид спереди, поперечный разрез по А-А на фиг.1;

на фиг.3 изображен механизм передвижения крыла;

на фиг.4 показано расположение поперечного ребра и уступов продольных фигурных пазов крыла;

на фиг.5 показан привод винта;

на фиг.6 изображена опорная площадка, поперечный разрез;

на фиг.7 показано возможное положение крыла на опорной площадке в зависимости от совершаемого маневра;

на фиг.8 изображен маневр самолета: а - горизонтальный полет, б - пикирование (снижение), в - подъем (набор высоты).

Самолет включает фюзеляж 1 с крылом 2 и хвостовым оперением в виде киля с рулем направления (поворота) и стабилизатора с рулем высоты. В полости на нижней части фюзеляжа 1 выполнена опорная площадка 3. На середине верхней поверхности площадки 3 прорезана продольная щель 4, а на нижней части боковых поверхностей выполнены два ребра “а”. Крыло 2 примкнуто к нижней поверхности опорной площадки 3. В полости на середине нижней поверхности крыла 2 выполнено поперечное ребро 5 (по форме щели опорной площадки) и два фигурных паза “б” с уступом 6, расположенных вдоль боков ребра 5 (по форме щели и ребер опорной площадки). При установке крыла 2 ребро 5 помещают в щель 4, а уступами 6 насаживают на ребра “а” площадки 3. Над опорной площадкой 3 в полости фюзеляжа 1 смонтирован механизм передвижения крыла 2. Он состоит из винта 7 со стойками 8 на концах, которые прикреплены к опорной площадке 3, подвесного направляющего стержня 9, расположенного под винтом 7 и концами заделанного в стойки 8 винта 7, двух ползунов 10, каждый из которых выполнен из гайки 11, насаженной на винт 7, и втулки 12 с проушиной, помещенной на подвесной направляющий стержень 9, пальцев 13, соединяющих проушину втулок 12 с проушиной ребра 5 крыла 2, привода, состоящего из электродвигателя 14, редуктора 15 и двух соединительных элементов 16 в виде карданов равной угловой скорости, которые связывают между собой электродвигатель 14, редуктор 15 и винт 7, закрепленных на кронштейне мягко связанным с фюзеляжем 1.

Ширина щели 4 и ребер “а” площадки 3 выполнена с возможностью перемещения ребра 5 и уступов 6 продольных фигурных пазов “б” соответственно.

Самолет работает следующим образом.

При горизонтальном полете отметка С крыла 2 совпадает с отметкой Ц опорной площадки 3 (фиг.7а, фиг.8а). Рули высоты стабилизатора хвостового оперения фюзеляжа 1 находятся в штатном положении, благодаря чему воздушный поток равномерно и одинаково обтекает плоскости стабилизатора, а летчик испытывает минимальную нагрузку.

При перемещении крыла 2 к хвосту фюзеляжа 1 отметку С крыла 2 приближают (а можно и совмещают) к отметке Ц₂ площадки 3.

Такое положение крыла способствует опусканию носа фюзеляжа 1 и самолет переходит в маневр - пикирование (фиг.7б и фиг.8б). В этом случае для удержания угла спуска летчик воздействует на руль высоты и минимально отклоняет его. Благодаря чему сопротивление воздушному потоку становится незначительным, а нагрузка на систему управления и стало быть действующая на летчика становится меньше, что обеспечивает легкость управления самолетом.

При перемещении отметки С крыла 2 к отметке Ц₁ (а можно и их совмещении) опорной площадки 3 хвост фюзеляжа 1 опускается, а нос задирается. В этом случае летчик воздействует на руль высоты для установления требуемого угла набора высоты (фиг.7в, фиг.8в). Из-за небольшого отклонения руля высоты сопротивление воздушному потоку становится небольшим. Благодаря чему нагрузка на систему управления и на летчика действует незначительная, что обеспечивает легкость управления самолетом.

В обоих случаях при вращении винта 7, получаемого от электродвигателя, редуктора и через соединительные элементы - карданы 16, оба ползуна 10 гайкой 11 перемещаются по винту 7, втулками 12 - по подвесному направляющему стержню 9. При этом передвигается и крыло 2 по опорной площадке 3, а его (крыла) ребро 5 движется в щели 4, а уступы 6 продольных фигурных пазов “б” - по ребрам “а” площадки 3.

Для прекращения передвижения крыла 2 электроцепь размыкают, а значит, обесточивают привод. В этом случае двигатель 14, редуктор 15 и карданы (соединительные элементы) 16 прекращают вращение, а крыло 2 занимает фиксированное положение соответственно углу спуска (подъема) самолета. Для передвижения крыла 2 в сторону хвоста фюзеляжа 1 приводу задают вращение в направлении, например, против часовой стрелки посредством перевода рукоятки реверсивного переключателя в нужное положение.

Перемещение крыла на требуемое расстояние облегчает управление самолетом. Кроме того, значительно уменьшает нагрузку на летчика за счет минимального отклонения руля высоты стабилизатора, а значит, уменьшения сопротивления воздушному потоку.

Размещение механизма передвижения крыла и опорной площадки в полости нижней части фюзеляжа не только предохраняет от воздействия окружающей среды самолета, но и значительно повышает его устойчивость за счет более низкого положения центра тяжести.

Выполнение на опорной площадке продольной щели и боковых ребер, а на внутренней нижней поверхности крыла поперечного ребра и боковых продольных фигурных пазов с уступом упрощает установку крыла на фюзеляж и облегчает проведение наладочных и ремонтных работ.

Щель, выполненная на опорной площадке, обеспечивает размещение механизма передвижения крыла в полости фюзеляжа, а пальцы 13 - надежную связь крыла 2 с ползунами.

Введение подвесного направляющего стержня, концами заделанного в стойки винта, упрощает конструкцию механизма, уменьшает его массу, обеспечивает прочную связь крыла с винтом.

Соединительные элементы в виде карданов равной угловой скорости обеспечивают надежное без перекоса вращение винта с постоянной скоростью независимо от деформации фюзеляжа.

Данное конструктивное оформление механизма передвижения крыла может быть использовано в самолетах спортивного и истребительного типов. Значительно облегчает управление самолетом за счет изменения положения крыла на фюзеляже в зависимости от совершаемого маневра путем уменьшения сопротивления воздушному потоку. Понижается трудоемкость обслуживания и ремонта.

Формула изобретения

Самолет, включающий фюзеляж с опорной площадкой, крыло с поперечным ребром на середине, механизм и привод передвижения крыла, хвостовое оперение, состоящее из киля с рулем поворота и стабилизатора с рулем высоты, отличающийся тем, что в нижней части полости фюзеляжа опорная площадка выполнена с продольной щелью и двумя ребрами, расположенными в нижней части на боковых поверхностях фюзеляжа и предназначенными для установки крыла, на середине нижней поверхности крыла выполнены поперечное ребро и расположенные вдоль боков крыла два паза шириной, обеспечивающей перемещение крыла, а механизм передвижения крыла смонтирован над опорной площадкой и состоит из винта, расположенного вдоль оси фюзеляжа, стоек на концах винта, прикрепленных к опорной площадке, подвесного направляющего стержня, концами заделанного в стойки винта, двух ползунов, каждый из которых выполнен с гайкой, насаженной на винт, и втулкой с проушиной, помещенной на упомянутый подвесной направляющий стержень, а привод состоит из электродвигателя и редуктора, соединенных между собой двумя карданами равной угловой скорости.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8