Летательный аппарат



Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат

 


Владельцы патента RU 2533933:

Щепочкина Юлия Алексеевна (RU)

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям высокоскоростных летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с кабиной управления, треугольной формы крыло, двигатели, установленные с возвышением над крылом, хвостовое оперение, шасси. Основное крыло, расположенное над фюзеляжем, заостренной частью прикреплено к фюзеляжу клиновидной стойкой. Под фюзеляжем расположено крыло-консоль для удерживания хвостовых шасси и носовое крыло с рулями высоты. Основное крыло имеет поворотные клапаны для аэродинамического торможения. Киль хвостового оперения имеет полость для размещения топливного бака. Достигается увеличение подъемной силы и улучшение управляемости летательным аппаратом. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области моделирования высокоскоростных пилотируемых летательных аппаратов гражданского назначения.

Известен летательный аппарат, содержащий фюзеляж с кабиной управления, треугольной формы крыло, двигатели, установленные с возвышением над крылом, хвостовое оперение, шасси [1].

Задача изобретения заключается в повышении подъемной силы и управляемости, расширении модельного ряда высокоскоростных летательных аппаратов.

Технический результат достигается тем, что летательный аппарат, содержащий фюзеляж с кабиной управления, треугольной формы крыло, двигатели, установленные с возвышением над крылом, хвостовое оперение, шасси, имеет расположенное над фюзеляжем основное крыло, заостренная часть которого прикреплена к фюзеляжу клиновидной стойкой, и расположенные под фюзеляжем крыло-консоль для удерживания хвостовых шасси и носовое крыло с рулями высоты. Основное крыло имеет поворотные клапаны для аэродинамического торможения. Киль хвостового оперения имеет полость для размещения топливного бака.

На фиг.1 изображен летательный аппарат, вид сбоку; на фиг.2 - вид на фиг.1 сверху; на фиг.3 - вид на фиг.1 по A, на фиг.4 изображено сечение фиг.1 по B-B.

Летательный аппарат, например самолет (фиг.1-3), содержит фюзеляж 1 с кабиной управления 2, закрепленное сверху на фюзеляже треугольной формы основное крыло 3, двигатели 4, установленные с возвышением над основным крылом по обе стороны от киля 5 хвостового оперения 6, имеющего рули высоты 7 и руль направления 8, колесное шасси 9.

Фюзеляж имеет протяженную обтекаемую овальную (прямоугольную со скругленными углами) в поперечном сечении форму.

Основное крыло выполнено тонким V-образным. Заостренная его часть прикреплена к фюзеляжу клиновидной стойкой 10 (фиг.1 и 2) с образованием между ними воздушного пространства. Угол α наклона крыла к горизонтали (угол XOZ, фиг.1) составляет 2-4°. Угол β уклона крыла по отношению к вертикальной осевой линии Y-Y1 (фиг.4) составляет 86-88°. Широкая часть основного крыла содержит закрылки 11, элероны 12 и лежащие в плоскости крыла поворотные на оси 13 клапаны 14 аэродинамического торможения с участками m и n. Площадь участка m, имеющего возможность поворота вниз на угол 90°, больше площади участка n, имеющего возможность поворота вверх на тот же угол.

Двигатели (прямоточные воздушно-реактивные, турбореактивные) расположены вдоль (параллельно) осевой линии X-X1 (фиг.2). Число двигателей 2 (4).

Снизу к фюзеляжу прикреплено короткое крыло-консоль 15 (фиг.1 и 3) для крепления задних пар колес шасси (в режиме полета колеса убираются в крыло-консоль или в фюзеляж). Крыло-консоль имеет традиционный (Н.Е. Жуковского) профиль без элеронов, закрылок и других элементов, влияющих на изменение положения летательного аппарата (самолета) при полете. Угол γ уклона крыла-консоли по отношению к вертикальной осевой линии Y-Y1 (фиг.4) составляет 90-94°.

Также снизу к фюзеляжу прикреплено короткое традиционного профиля (аналогичное крылу-консоли) носовое крыло 16 с дополнительными (по отношению к хвостовому оперению) рулями 17 высоты (фиг.1 и 2). Переднее колесное шасси в режиме полета летательного аппарата убирается в фюзеляж.

Киль хвостового оперения (фиг.1) имеет полость 18 для размещения топливных баков 19 (дополнительно к основным, располагаемым, например, в хвостовой части фюзеляжа) или иных емкостей.

При изготовлении модели высокоскоростного летательного аппарата (самолета, фиг.1-3) используют сплавы титана, алюминия, а в двигательной (силовой) установке - жаростойкие сплавы. Технологический процесс изготовления модели включает следующие операции.

1. Изготавливают фюзеляж 1 в виде жесткого каркаса с обшивкой. К фюзеляжу прикрепляют кабину управления 2.

2. Изготавливают треугольной формы V-образное основное несущее крыло 3 с закрылками 11, элеронами 12 и поворотными на осях 13 клапанами 14 аэродинамического торможения. Угол β уклона крыла по отношению к вертикальной осевой линии Y-Y1 (фиг.4) принимают в пределах 86-88°, например 86°. Участки m и n клапана аэродинамического торможения располагают в плоскости крыла.

Изготовленное крыло устанавливают на фюзеляж так, чтобы его заостренная часть опиралась на клиновидную стойку 10 (фиг.1 и 2). Аэродинамическое назначение клиновидной стойки состоит в том, что она рассекает набегающий воздушный поток, направляя его под широкую часть крыла. При этом угол α наклона крыла к горизонтали (угол XOZ, фиг.1) принимают в зависимости от крейсерской (до звуковой, сверхзвуковой) скорости летательного аппарата, например 4°. Затем по осевой линии X-X1 на крыло устанавливают с опорой на фюзеляж киль 5 хвостового оперения 6, а по обе стороны от него - двигатели 4. Двигатели устанавливают с возвышением над крылом (для исключения контакта газовых струй с верхней его поверхностью).

3. При изготовлении хвостового оперения, имеющего рули 7 высоты и руль 8 направления, в полости 18 киля устанавливают топливный бак (баки) 19. Размещение дополнительного топливного бака в полости киля увеличивает общую массу топлива в летательном аппарате.

4. Изготавливают крыло-консоль 15 (фиг.1 и 3), несущее задние пары колес шасси 9. Крыло-консоль прикрепляют снизу к фюзеляжу. Угол γ уклона крыла-консоли по отношению к вертикальной осевой линии Y-Y1 (фиг.4) принимают в пределах 90-94°, например 90°. Аэродинамическое назначение крыла-консоли состоит в том, чтобы компенсировать массу шасси в условиях полета (шасси убираются в крыло-консоль или в фюзеляж) модели.

5. Изготавливают и прикрепляют к фюзеляжу снизу носовое крыло 16, имеющее рули 17 высоты (фиг.1 и 2). Носовое крыло имеет тот же аэродинамический профиль, размер и угол γ уклона, что и крыло-консоль. Аэродинамическое назначение носового крыла состоит в повышении управляемости летательного аппарата, например, в возможности увеличения угла атаки до 10-15° за счет совместной и одновременной работы всех рулей высоты. Под фюзеляжем устанавливают переднее шасси.

Затем осуществляют сборку летательного аппарата.

В условиях полета модели с такими крыльями создается подъемная сила. Дополнительная подъемная сила образуется за счет разрежения воздуха над основным крылом вследствие отбора воздуха со стороны всасывающих отверстий двигателей. Другим источником возникновения дополнительной подъемной силы является нависающая над фюзеляжем заостренная часть крыла. Участки m и n клапана аэродинамического торможения вследствие разницы площадей удерживаются в плоскости крыла за счет положительного (снизу) и отрицательного (сверху) давлений воздуха. Поворот клапана на 90° выполняют после приземления летательного аппарата, уменьшая тем самым, его пробег по взлетно-посадочной полосе.

Изобретение позволяет повышать подъемную силу летательного аппарата, его управляемость, а раздельное изготовление фюзеляжа и крыльев ускоряет процесс его сборки.

Источник информации

1. Политехнический словарь. Гл. ред. И.И. Артоболевский. - М.: Советская энциклопедия, 1976. - С.25; 328; 435-436; 551.

1. Летательный аппарат, содержащий фюзеляж с кабиной управления, треугольной формы крыло, двигатели, установленные с возвышением над крылом, хвостовое оперение, шасси, отличающийся тем, что имеет расположенное над фюзеляжем основное крыло, заостренная часть которого прикреплена к фюзеляжу клиновидной стойкой, и расположенные под фюзеляжем крыло-консоль дня удерживания хвостовых шасси и носовое крыло с рулями высоты.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что основное крыло имеет поворотные клапаны для аэродинамического торможения.

3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что киль хвостового оперения имеет полость для размещения топливного бака.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к транспортной технике и касается создания стабилизирующихся экранопланов. .

Изобретение относится к авиации, к летательным аппаратам тяжелее воздуха, более конкретно к летательным аппаратам типа «утка», и может быть использовано в конструкции беспилотных летательных аппаратов.

Изобретение относится к высокоскоростному самолету и способам изготовления самолета. .

Изобретение относится к авиации. .

Самолет // 2256587
Изобретение относится к самолетам, выполненным по аэродинамической схеме “утка”. .

Изобретение относится к авиации, более конкретно - к аппаратам тяжелее воздуха, а именно к самолетам схемы “утка”, и может быть использовано в конструкции пассажирских, транспортных самолетов для повышения их экономичности и топливной эффективности.

Изобретение относится к авиации и касается создания самолетов с повышенными экономичностью и топливной эффективностью. .

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при создании пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов, преимущественно для малоразмерных самолетов.

Группа изобретений относится к соединительным элементам летательного аппарата. Соединительная деталь (41, 71) для крепления вертикального хвостового стабилизатора летательного аппарата в задней области фюзеляжа изготовлена из композитного материала и содержит первую деталь (43, 73), включающую в себя проушины (45, 45'; 75, 75') для крепления вертикального хвостового стабилизатора и вертикальные стенки (47, 47'; 77, 77') для крепления соединительной детали (41, 71) к шпангоутам (7); пару дополнительных деталей (49, 49'; 79, 79'), включающих горизонтальные стенки (51, 51'; 81, 81') для крепления соединительной детали (41, 71) к обшивке (5).

Изобретение относится к арматуре, изготовленной из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата по отношению к хвостовому фюзеляжу.

Изобретение относится к заднему концу летательного аппарата и касается зоны приложения нагрузок горизонтального (ГХС) и вертикального (ВХС) хвостового стабилизаторов.

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.

Изобретение относится к области изготовления конструкций, содержащих стыковочные соединения панелей из полимерного композиционного материала (ПКМ), и касается стыковки габаритных деталей самолета из ПКМ (кессонов крыла, стабилизаторов).

Изобретение относится к поверхностям управления для летательного аппарата. .

Изобретение относится к узлу уплотнения на воздушном судне и касается стыка между фюзеляжем и отсоединяемым крылом. .

Изобретение относится к элементу конструкции крыло-фюзеляж для соединения двух крыльев и секции фюзеляжа на самолете. .

Изобретение относится к авиационной технике и касается крыльев летательных аппаратов и узлов крепления их консолей. .

Изобретение относится к конструктивным металлическим элементам, принадлежащим кессону центроплана самолета, в особенности к конструкции и способу изготовления и сборки такого элемента.

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.
Наверх