Летательный аппарат с изменяемой геометрией крыльев

Изобретение относится к области авиастроения. Летательный аппарат с изменяемой геометрией крыльев содержит фюзеляж и размещенные симметрично продольной оси фюзеляжа крылья, каждое из которых состоит из закрепленного на фюзеляже основания и шарнирно установленной на основании с возможностью поворота консоли. Основания крыльев закреплены на фюзеляже шарнирно с возможностью поворота. Консоли установлены на основаниях с возможностью поворота относительно оснований, с осями поворота консолей, находящимися в плоскости крыла и размещенными под углом к осям поворота оснований. Основания и консоли шарнирно соединены со штангами, шарнирно связанными с устройствами их управления, размещенными в фюзеляже. Оси поворота оснований находятся под углом к продольной оси фюзеляжа. Поворачивающиеся на своих осях основания и консоли управляются штангами, шарнирно соединенными с устройствами управления. Изобретение направлено на улучшение эксплуатационных характеристик. 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Изобретение относится к области авиастроения и может быть использовано при создании легкомоторных самолетов, экранолетов, экранопланов и летающих автомобилей.

Известен летательный аппарат Ту-154 («Самолет Ту-154. Конструкция и техническое обслуживание», М., «Машиностроение», 1975 г., Волошин Ф.А. и др.), содержащий фюзеляж и размещенные симметрично продольной оси фюзеляжа, закрепленные на фюзеляже крылья с элеронами, закрылками и предкрылками. Перед взлетом и посадкой предкрылки поворачиваются на некоторый угол, а закрылки выдвигаются и также разворачиваются на некоторый угол. При этом изменяется геометрия крыльев (изменяется кривизна крыльев и их площадь), изменяется аэродинамическое качество крыльев, что позволяет уменьшить скорость взлета и посадки. Благодаря этому повышается безопасность полета, снижаются нагрузки на самолет, а также появляется возможность использовать для взлета и посадки взлетно-посадочные полосы меньшей длины. Для управления самолетом по крену используются элероны.

Применение закрылков и предкрылков для изменения геометрии крыльев оправдано для самолетов имеющих значительные габариты. Однако при этом существенно усложняется конструкция крыльев, увеличивается их масса, растет стоимость изготовления. Поэтому при создании малогабаритных легкомоторных летательных аппаратов от использования крыльев такой конструкции зачастую отказываются. Кроме того, описываемый самолет имеет значительные поперечные габариты, что требует наличия значительных площадей при хранении самолета на аэродроме, а также больших производственных помещений при проведении ремонтных работ на самолете.

Известен летательный аппарат Миг-23 («Истребитель Миг-23», С. Мороз, изд. «Экспринт», 2005 г.) содержащий фюзеляж и размещенные симметрично продольной оси фюзеляжа крылья, выполненные в виде закрепленных на фюзеляже стреловидных оснований с шарнирно установленными на них консолями, снабженными предкрылками, закрылками и интерцепторами. В исходном положении стреловидность передних кромок оснований и консолей одинакова. Оси вращения консолей относительно оснований направлены перпендикулярно плоскостям крыльев. Перед взлетом и в полете перед посадкой консоли разворачиваются относительно оснований в направлении полета, предкрылки и закрылки отклоняются на некоторый угол. Происходит изменение геометрии крыльев. При этом стреловидность передних кромок консолей, в сравнении со стреловидностью передних кромок оснований, существенно уменьшается, изменяются площадь крыльев и общая кривизна профиля крыльев, что дает возможность заметно снизить скорость взлета и посадки. В результате этих мер повышается безопасность полета, снижаются нагрузки на самолет при взлете и посадке, а также становится возможным использовать взлетно-посадочные полосы меньшей длины. Для увеличения скорости полета консоли разворачиваются относительно оснований в исходное положение. В исходное положение возвращаются также закрылки и предкрылки. Для управления самолетом по крену используются интерцепторы.

Конструкция крыльев этого самолета достаточно сложна, что увеличивает массу самолета и его стоимость. Для управления размещенными на поворотных консолях предкрылками, закрылками и интерцепторами требуется усложнение механизмов их управления, что также ведет к увеличению массы и стоимости изготовления. Кроме того, для транспортировки самолета авиационным, наземным или водным транспортом, для уменьшения габаритов придется отстыковывать крылья, что усложняет технологию транспортировки и перевода самолета в рабочее положение после транспортировки. Также большие габариты требуют при хранении в сооружениях (например, в защищенных ангарах) больших площадей сооружений.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является упрощение конструкции летательного аппарата, уменьшение его массы, изменение его аэродинамических характеристик в широком диапазоне режимов полета, повышение безопасности полета, упрощение транспортировки и хранения.

Данная задача решается за счет того, что основания крыльев закреплены на фюзеляже шарнирно с возможностью поворота, консоли установлены на основаниях с возможностью поворота относительно оснований, с осями поворота консолей, находящимися в плоскости крыла и размещенными под углом к осям поворота оснований, основания и консоли шарнирно соединены со штангами, шарнирно связанными с устройствами их управления, размещенными в фюзеляже, а оси поворота оснований относительно фюзеляжа находятся под углом к продольной оси летательного аппарата.

Устройство управления штангами, соединенными с основаниями крыльев, может быть выполнено в виде ползуна, установленного с возможностью поступательного перемещения на направляющей, установленной в фюзеляже.

Устройство управления штангами, соединенными с консолями, может быть выполнено в виде механизма, обеспечивающего синхронное перемещение штанг как в разные стороны, так и в одну сторону

Техническим результатом, обеспечиваемым приведенной совокупностью признаков, является то, что, применяя предлагаемую конструкцию управляемого крыла с изменяемой геометрией, можно изменять аэродинамические характеристики летательного аппарата в широком диапазоне непосредственно в полете, упрощается общая кинематика управления крылом, что должно улучшить летные характеристики создаваемых летательных аппаратов и упростить их транспортировку и хранение, снизить себестоимость изготовления.

Суть изобретения иллюстрируется чертежами, где

- на фиг. 1 изображен общий вид летательного аппарата в варианте гидроплана в исходном состоянии (аксонометрия);

- на фиг. 2 изображен гидроплан на виде спереди в исходном состоянии;

- на фиг. 3 изображен гидроплан на виде слева в исходном состоянии с открытым фюзеляжем (вид А);

- на фиг. 4 изображен гидроплан на виде сверху в исходном состоянии (вид Г);

- на фиг. 5 изображен разрез Б-Б (аксонометрия);

- на фиг. 6 изображен разрез В-В (аксонометрия);

- на фиг. 7 изображен гидроплан на виде спереди в состоянии геометрии крыльев, обеспечивающей взлет гидроплана;

- на фиг. 8 изображен гидроплан на виде спереди в состоянии геометрии крыльев, обеспечивающей управление гидропланом по крену;

- на фиг. 9 изображен гидроплан в состоянии геометрии крыльев, упрощающей транспортировку гидроплана.

Летательный аппарат (гидроплан) состоит из фюзеляжа 1 (смотри Фиг. 1) и установленных на фюзеляже 1 симметрично продольной оси фюзеляжа 1 левого и правого крыльев. При этом левое крыло состоит из левого основания 2, шарнирно установленного на фюзеляже 1 с возможностью разворота и левой консоли 3, шарнирно закрепленной с возможностью разворота на левом основании 2. Ось вращения левого основания 2 находится под углом к продольной оси фюзеляжа 1, а ось вращения левой консоли 3 находится в плоскости крыла и размещена под углом к оси вращения левого основания 2 относительно фюзеляжа 1. Правое крыло состоит из правого основания 4, шарнирно установленного с возможностью разворота на фюзеляже 1, и правой консоли 5, шарнирно закрепленной с возможностью разворота на правом основании 4. Ось вращения правого основания 4 находится под углом к продольной оси фюзеляжа 1 (смотри Фиг. 4), а ось вращения правой консоли 5 находится в плоскости крыла и размещена под углом к оси разворота основания 4 относительно фюзеляжа 1. Левое основание 2 и правое основание 4 шарнирно соединены со штангами 6 (смотри Фиг. 5), противоположные концы которых шарнирно связаны с устройством управления разворотом левого основания 2 и правого основания 4, выполненным в виде шарнирно связанного со штангами 6 ползуна 7, установленного с возможностью поступательного перемещения на направляющей 8, закрепленной в фюзеляже 1. Левая консоль 3 и правая консоль 5 шарнирно соединены со штангами 9 (смотри Фиг. 6), противоположные концы которых шарнирно связаны с устройством управления разворотом левой консоли 3 и правой консоли 5, выполненным в виде шарнирно связанной со штангами 9 качалки 10, шарнирно установленной с возможностью разворота на корпусе 11, размещенном с возможностью поступательного перемещения на направляющей 12, закрепленной в фюзеляже 1.

Гидроплан функционирует следующим образом. В исходном состоянии перед взлетом взаимное расположение элементов гидроплана и геометрия крыльев показаны на фиг 1, 2, 3, 4, 5, 6. Для уменьшения взлетной скорости гидроплана и сокращения длины пробега ползун 7 перемещается по направляющей 8 на некоторое расстояние вверх, в результате чего штанги 6 разворачивают относительно фюзеляжа 1 левое основание 2 и правое основание 4 на необходимый одинаковый угол вверх. Перемещением корпуса 11 относительно направляющей 12, смещают из исходного положения качалку 10, в результате чего тяги 9 разворачивают левую консоль 3 относительно левого основания 2 и правую консоль 4 относительно правого основания 5 на требуемый одинаковый угол вниз. При этом крылья принимают геометрическую форму, показанную на фиг. 7. Полученная геометрия крыльев обеспечивает взлет гидроплана с уменьшенной скоростью и укороченной длиной разбега.

После набора необходимой высоты полета и скорости перемещением ползуна 7 и корпуса 11 геометрия крыльев возвращается в исходное состояние, скорость движения самолета увеличивается.

Перед посадкой геометрия крыльев изменяется таким же образом, как описано выше. Это обеспечивает уменьшение посадочной скорости и сокращение длины пробега.

Перемещением ползуна 7 и корпуса 11 можно придать крыльям геометрию, обеспечивающую максимальный «экранный» эффект. При этом гидроплан может осуществлять полет над водной поверхностью, как экраноплан, что позволит существенно увеличить массу полезного груза, транспортируемого гидропланом.

Управление креном гидроплана осуществляется путем поворота качалки 10 на требуемую величину в нужную сторону. При этом штангами 9 левая консоль 3 относительно левого основания 2 и правая консоль 5 относительно правого основания 4 синхронно разворачиваются на некоторый угол в противоположных направлениях. В результате этого возникает вращающий момент, вызывающий разворот гидроплана вокруг его продольной оси. Геометрия крыльев в этот момент показана на фиг. 8.

Для обеспечения перемещения ползуна 7, корпуса 11, а также разворота качалки 10 могут быть использованы различные типы приводов, выбор которых и определение их параметров проводится на этапе проектирования летательного аппарата.

Для упрощения транспортировки гидроплана и условий его хранения габариты гидроплана могут быть существенно уменьшены. Для этого штанги 9 отсоединяют от левой консоли 3 и правой консоли 5, а также от качалки 10. Затем левую консоль 3 и правую консоль 5 разворачивают в сторону фюзеляжа 1 на максимально возможный угол. В этом положении левая консоль 3 и правая консоль 5 могут быть зафиксированы технологическими фиксаторами.

Для еще более компактного складывания крыльев возможно предусмотреть отсоединение штанг 6 от оснований 2 и 4, а штанг 9 - от консолей 3 и 5, и, разворачивая консоли 3 и 5 вниз, а основания 2 и 4 вверх, прижимать их к фюзеляжу 1 в сложенном виде.

Для передвижения по земле возможно предусмотреть убирающееся колесное шасси.

Предлагаемая конструкция летательного аппарата с изменяемой геометрией крыльев вполне реализуема с использованием современного научно-технического задела авиационной техники и может быть использована при создании легкомоторных летательных аппаратов типа экранолетов, экранопланов, самолетов и летающих автомобилей.

Ввиду простоты конструкции подобных летательных аппаратов их изготовление не должно потребовать больших материальных затрат.

1. Летательный аппарат с изменяемой геометрией крыльев, содержащий фюзеляж и размещенные симметрично продольной оси фюзеляжа крылья, каждое из которых состоит из закрепленного на фюзеляже основания и шарнирно установленной на основании с возможностью поворота консоли, отличающийся тем, что основания крыльев закреплены на фюзеляже шарнирно с возможностью поворота, консоли установлены на основаниях с возможностью поворота относительно оснований, с осями поворота консолей, находящимися в плоскости крыла и размещенными под углом к осям поворота оснований, основания и консоли шарнирно соединены со штангами, шарнирно связанными с устройствами их управления, размещенными в фюзеляже, а оси поворота оснований относительно фюзеляжа находятся под углом к продольной оси летательного аппарата.

2. Летательный аппарат с изменяемой геометрией по п. 1, отличающийся тем, что устройство управления штангами, соединенными с основаниями крыльев, может быть выполнено в виде ползуна, установленного с возможностью поступательного перемещения на направляющей, установленной в фюзеляже.

3. Летательный аппарат с изменяемой геометрией крыльев по п. 1, отличающийся тем, что устройство управления штангами, соединенными с консолями, может быть выполнено в виде механизма, обеспечивающего синхронное перемещение штанг как в разные стороны, так и в одну сторону.



 

Похожие патенты:

Узел крыла содержит наклонный конец крыла, содержащий внешнюю часть, присоединенную с возможностью поворота к основному крылу, содержащему подвижную поверхность управления, или к внутренней части наклонного конца крыла.

Изобретение относится к легким гидросамолетам (самолетам-амфибиям) для базирования на кораблях легкого класса или в прибрежной зоне. Легкий гидросамолет содержит фюзеляж-лодку, крыло, консоли которого выполнены складывающимися и разделенными на две части по размаху - внутренняя складывается вверх, а внешняя складывается вниз вдоль внутренней части консоли крыла, оперение, силовую установку.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность с двумя линиями складывания содержит центроплан, корневую и концевую панель, оси складывания которых параллельны оси корпуса летательного аппарата, силовой привод корневой панели, установленный в центроплане и регулируемый по длине шток, установленный в корневой панели для взаимодействия с концевой панелью.

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА). Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА состоит из узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата и замкового устройства.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность содержит центроплан и шарнирно соединенную с ним панель, расположенную в центроплане соосно оси складывания и с возможностью контакта толкателя и винтового штока.

Изобретение относится к области авиации, в частности к самолетам со складываемым крылом. Транспортное средство содержит фюзеляж (1), движитель, крыло, консоли (2, 3) которого выполнены с возможностью складывания, устройство складывания крыла.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способу приведения в полетную конфигурацию летательного аппарата (ЛА), транспортируемого к точке сброса авиационным носителем.
Изобретение относится к планерной транспортной системе. Воздушная транспортная система состоит из грузовых и пассажирских компактных летательных аппаратов, двухъярусной взлетно-посадочной полосы, центра управления воздушным транспортным потоком, системы поиска и генераторов восходящих воздушных потоков и сервисов обслуживания.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Устройство фиксации в сложенном положении консолей крыла беспилотного летательного аппарата содержит корпус, в котором в деформированном состоянии установлена пружина сжатия, ось которой параллельна срединной плоскости консоли крыла, фиксирующий узел, контактирующий с пружиной и установленный с возможностью перемещения вдоль оси в сложенном положении консолей крыла.

Изобретение относится к устройствам соединения и разделения частей крыла. Механизм содержит корпус, в котором установлены поршень и гильза.

Изобретение относится к области аэродинамики маневренных самолетов. Адаптивный стабилизатор самолета установлен на продольной хвостовой балке, которая позволяет одновременно изменять в полете углы отклонения стабилизатора в двух взаимно перпендикулярных направлениях: относительно оси, перпендикулярной продольной оси самолета, и относительно оси, параллельной продольной оси самолета.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Вертолет с асимметричным крылом содержит крыло с механизацией, включая выполненные полностью или частично поворотные плоскости.

Летательный аппарат имеет фюзеляж, шасси, крыло, выполненное с возможностью изменения угла его установки в продольной плоскости по отношению к фюзеляжу, средство для сокращения длины пробега при посадке, в качестве которого использовано вышеуказанное крыло, которое выполнено с возможностью его установки на больший, по абсолютной величине, угол, чем посадочный угол его установки.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов. Летательный аппарат, выполненный по аэродинамической схеме «бесхвостка», имеет крыло, состоящее из центроплана и консолей, фюзеляж, два турбореактивных двигателя, размещенных в общей мотогондоле один над другим в плоскости симметрии самолета.

Изобретение относится к области авиации. Многоэтажный самолет с верхним расположением крыльев содержит фюзеляж, в котором поэтажно размещены салоны и грузовые отсеки, крылья, расположенные над фюзеляжем и укрепленные на поэтажных крыльевых подпорах.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Концевая часть крыла летательного аппарата содержит каркас, обшивку, торец с гасителем вибрации, выполненным в виде гибкой пластины из эластичного материала.

Изобретение относится к планирующим боеприпасам. Боеприпас содержит корпус в передней части с заостренной аэродинамической поверхностью, в которой расположена боевая часть с взрывчатым веществом и взрывателем, отделение управления, два боковых поворотных крыла с силовым пневмоприводом, маршевый реактивный двигатель с рулями и хвостовым оперением, элемент крепления к пилонам.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата, имеющее профиль тонкого ромба, содержит головную и хвостовую части, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности.

Изобретение относится к области летательных аппаратов, преимущественно самолетов гражданской и транспортной авиации. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности.

Изобретение относится к области авиастроения. Летательный аппарат с изменяемой геометрией крыльев содержит фюзеляж и размещенные симметрично продольной оси фюзеляжа крылья, каждое из которых состоит из закрепленного на фюзеляже основания и шарнирно установленной на основании с возможностью поворота консоли. Основания крыльев закреплены на фюзеляже шарнирно с возможностью поворота. Консоли установлены на основаниях с возможностью поворота относительно оснований, с осями поворота консолей, находящимися в плоскости крыла и размещенными под углом к осям поворота оснований. Основания и консоли шарнирно соединены со штангами, шарнирно связанными с устройствами их управления, размещенными в фюзеляже. Оси поворота оснований находятся под углом к продольной оси фюзеляжа. Поворачивающиеся на своих осях основания и консоли управляются штангами, шарнирно соединенными с устройствами управления. Изобретение направлено на улучшение эксплуатационных характеристик. 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

Наверх