Цельноповоротное хвостовое оперение



Цельноповоротное хвостовое оперение
Цельноповоротное хвостовое оперение

 


Владельцы патента RU 2411160:

Житников Эдуард Дмитриевич (RU)

Изобретение относится к области авиации. В хвостовой части самолета шарнирно установлена продольно сориентированная консоль с возможностью отклонения вверх-вниз и влево-вправо. На консоли неподвижно установлены элементы горизонтального и вертикального оперения, предназначенные для отклонения оперения заодно с консолью. Изобретение направлено на повышение надежности и улучшение маневренности самолета. 2 ил.

 

Изобретение относится к авиации, в частности к конструкции хвостового оперения пассажирских и транспортных самолетов.

Известна конструкция самолета, в хвостовой части которого неподвижно установлены элементы горизонтального и вертикального оперения, снабженные рулями.

При имеющихся достоинствах такое устройство органов стабилизации и путевого управления имеет недостатки, заключающиеся в ограниченной эффективности их действия, что не обеспечивает необходимую маневренность, требующуюся в аварийных ситуациях.

Задача изобретения - усовершенствовать конструкцию хвостового оперения, повысить маневренность тяжелых самолетов.

Требуемый технический результат достигается тем, что в хвостовой части фюзеляжа установлена сориентированная продольно и шарнирно отклоняемая в вертикальном и горизонтальном направлениях консоль, на которой неподвижно закреплены элементы горизонтального и вертикального оперения.

Оперение имеет упрощенную конструкцию и не содержит рулей, а управление полетом производится путем отклонения консоли заодно с оперением вверх-вниз, влево-вправо.

Аналоги данного изобретения автору не известны.

На фиг.1 схематично изображена хвостовая часть самолета с оперением предложенной конструкции. Вид сбоку. Консоль отклонена вниз.

На фиг.2 изображено то же. Вид в плане. Консоль отклонена вправо.

Отклонение консоли может производиться посредством гидропривода, электромеханического привода, а также посредством электромагнитного привода.

Так как в предложенной конструкции оперения отклоняемые вертикальные и горизонтальные аэродинамические поверхности будут иметь значительно большую площадь, чем площадь рулей, то отклонение консоли будет производиться на угол, меньший, чем угол, отклонения рулей, что упростит конструкцию привода консоли, но реакция самолета на отклонение оперения будет острее, чем реакция на отклонение рулей, что улучшит маневренность самолета.

Предложенная конструкция хвостового оперения позволит уменьшить площадь элементов оперения, сделать их более тонкими, что облегчит вес и уменьшит лобовое сопротивление самолета, а замена нескольких подвижных элементов конструкции планера одним подвижным элементом повысит надежность самолета.

Цельноповоротное хвостовое оперение, содержащее шарнирно установленную в хвостовой части самолета консоль с возможностью отклонения консоли вверх - вниз и влево - вправо, на которой неподвижно установлены элементы горизонтального и вертикального оперения для отклонения оперения заодно с консолью.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к конструктивным элементам одновинтового вертолета, а именно к устройствам, предназначенным для компенсации реактивного момента несущего винта.

Изобретение относится к конструктивным элементам одновинтового вертолета, а именно к устройствам, предназначенным для дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к креплению элементов хвостового оперения. .

Изобретение относится к конструктивным и аэродинамическим элементам летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано на различных вертолетах. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к конструктивному сопряжению переднего фитинга стабилизатора летательного аппарата (ЛА). Передний узел крепления стабилизатора, сопрягаемый с работающим на растяжение соединением двух боковых кессонов стабилизатора, содержит передний фитинг, переднюю работающую на сдвиг панель, верхнюю работающую на сдвиг панель, нижнюю работающую на сдвиг панель и соединительную деталь в виде стойки для присоединения нервюры к лонжерону. Передний фитинг содержит центральную часть и две боковые части, образующие цельную деталь из композиционного материала. Центральная часть содержит прямоугольное основание, две параллельные друг другу и симметричные боковые стенки, верхнюю и нижнюю стенки. Из боковых стенок выступают отдельные проушины, расположенные в одной плоскости с соответствующими боковыми стенками. Верхняя и нижняя стенки более короткие, чем боковые стенки, непараллельны друг другу и несимметричны. Нижняя стенка выгнута и обращена вогнутой поверхностью к верхней. Две боковые части имеют боковую сторону, симметричную каждой из снабженных проушиной боковых стенок центральной части. Каждая боковая сторона боковых стенок также имеет проушину с отверстием и выступающий край, проходящий вдоль почти всего ее наружного контура. Достигается обеспечение соединения, работающего на растяжение, минимальной передачи нагрузок, передаваемых боковым кессонам стабилизатора, снижение веса. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к заднему концу летательного аппарата и касается зоны приложения нагрузок горизонтального (ГХС) и вертикального (ВХС) хвостового стабилизаторов. Задний конец летательного аппарата с зоной приложения нагрузок содержит принимающие элементы нагрузок стабилизаторов, соединенные с конструктивными элементами фюзеляжа. Конструктивные элементы представляют собой обшивку, два соседних силовых шпангоута и третий шпангоут, соседний с одним из двух силовых шпангоутов. Шпангоуты сформированы с двумя боковыми элементами и одним элементом основания, так что их поперечное сечение имеет замкнутую форму. Принимающим элементом нагрузки ГХС является первый фитинг, сконструированный в виде кессона с боковыми стенками и крышкой, расположенный в поперечном направлении между силовыми шпангоутами и соединенный с ними. Принимающими элементами нагрузок ВХС являются вторые фитинги, соединенные со шпангоутами. Шпангоуты и фитинги полностью выполнены из композиционного материала. Достигается оптимальное распределение нагрузок и веса с наименьшим возможным количеством элементов. 8 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к арматуре, изготовленной из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата по отношению к хвостовому фюзеляжу. Арматура содержит боковые стенки кессона, а также средство соединения, которое присоединяет арматуру к шпангоутам хвостового фюзеляжа. Боковые стенки являются соединенными вместе посредством центрального элемента, который содержит первую торцевую часть, присоединенную к первой боковой стенке, вторую торцевую часть, присоединенную ко второй боковой стенке, и центральную часть, которая соединяет вместе торцевые части. Арматура также содержит торцевые элементы, которые присоединены к боковым стенкам на их наружной поверхности. Торцевые элементы имеют общее поперечное сечение в форме омега. Арматура содержит основное крепление, которое содержит сквозные отверстия. Отверстия выровнены и соответственно расположены на основных кронштейнах, так что сквозные отверстия скомпонованы на усиленных участках торцевых элементов. Сквозные отверстия являются скомпонованными на усиленных участках боковых стенок. Достигается простота изготовления, снижение веса, надежность. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж, треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель с эжектором, установленный с возвышением над крылом, и шасси. Двигатель и эжектор расположены по центру крыла вдоль осевой линии фюзеляжа, который имеет откос со стороны всасывающего отверстия двигателя. Хвостовое оперение закреплено на эжекторе, выходное отверстие которого имеет треугольную форму с вершиной, сопряженной с килем хвостового оперения, а основанием с крылом. Крыло со стороны стекающего воздушного потока имеет элерон/закрылок, поворачивающийся вокруг оси, расположенной в его центре. Изобретение направлено на уменьшение аэродинамического сопротивления. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области пилотируемых летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с кабиной управления, закрепленное сверху на фюзеляже треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель, установленный с возвышением над крылом, сопряженный с двигателем эжектор и шасси. По обе стороны от осевой линии крыла расположены двигатели и эжекторы. Киль хвостового оперения расположен между эжекторами. Снизу к фюзеляжу прикреплено короткое крыло-консоль для крепления хвостовых задних шасси. Изобретение направлено на повышение подъемной силы летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Поверхность (8) горизонтального стабилизатора летательного аппарата выполнена так, что угол стреловидности (40) поверхности (8) является углом, образованным проекцией базовой линии точек, расположенных на 25% местной хорды (19) поверхности (8) горизонтального стабилизатора на плоскость, перпендикулярную плоскости (21) симметрии летательного аппарата. Плоскость содержит направление полета летательного аппарата относительно плоскости (21) симметрии летательного аппарата и составляет меньше чем 90 градусов. Угол (40) измеряется в направлении полета летательного аппарата. Конструкционное соединение поверхности (8) горизонтального стабилизатора с фюзеляжем (1) летательного аппарата расположено на замыкающем шпангоуте (13) фюзеляжа (1). Конструкционное соединение между поверхностью (8) горизонтального стабилизатора и фюзеляжем (1) летательного аппарата содержит дополнительное соединение (14), прикрепленное к центральной конструкции (16) поверхности (8), которое обеспечивает конструкционную стабильность этой поверхности (8). Изобретение направлено на повышение эффективности горизонтального стабилизатора. 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиации. Устройство для улучшения вывода самолета из штопора представляет наплыв горизонтального оперения, выполненный в форме двух несущих поверхностей, установленных симметрично относительно продольной плоскости симметрии самолета в хвостовой части фюзеляжа и пристыкованных к горизонтальному оперению вблизи его корневых хорд. Максимальная ширина каждой несущей поверхности достигается в месте сопряжения ее с горизонтальным оперением. Угол стреловидности каждой несущей поверхности от середины длины до горизонтального оперения составляет 90°÷115°. Изобретение направлено на повышение безопасности эксплуатации самолета при отклонении всех органов управления в нейтральное положение. 9 ил.
Наверх