Механизм складывания крыла лёгкого самолёта и способ складывания крыла

Группа изобретений относится к авиастроению, а именно к самолетам, имеющим складываемое крыло, и может быть использовано при проектировании лёгких летательных аппаратов, которые необходимо хранить в ограниченном пространстве и перемещать по земле. Предложен механизм складывания крыла, включающий неподвижную секцию крыла, подвижную секцию - консоль крыла, несколько срезных штифтов, соединяющих неподвижную и подвижную секции крыла, приспособление для складывания крыла, выполненное с возможностью выдвигания консоли крыла от неподвижной секции крыла в направлении хвостовой части самолета вдоль горизонтальной оси, параллельной оси крена, поворота консоли крыла относительно горизонтальной оси, параллельной оси тангажа, и складывания консоли крыла поворотом относительно вертикальной оси, параллельной оси рыскания, c расположением консоли крыла вдоль фюзеляжа самолёта. Предложенный способ складывания крыла включает: выдвигание подвижной секции крыла от неподвижной секции крыла в направлении хвостовой части самолета вдоль горизонтальной оси, параллельной оси крена; поворот подвижной секции крыла относительно горизонтальной оси, параллельной оси тангажа; поворот подвижной секции крыла относительно вертикальной оси, параллельной оси рыскания, в направлении к хвостовой части самолета и установку подвижной секции крыла вдоль фюзеляжа. Технический результат, достигаемый при использовании заявленной группы изобретений, состоит в обеспечении безопасности процесса складывания крыла при одновременном повышении надёжности механизма складывания крыла. 2 н.п. ф-лы, 17 ил.

 

Группа изобретений относится к авиастроению, а именно к самолетам, имеющим складываемое крыло, и может быть использовано при проектировании лёгких летательных аппаратов, которые необходимо хранить в ограниченном пространстве и перемещать по земле.

Основной задачей, группы изобретений, является создание летающего транспортного средства (самолета) со складываемым крылом, обеспечивающим уменьшение поперечного размера самолета при его транспортировке по дорогам общего пользования и занимаемой площади при хранении самолёта, с целью обеспечения транспортной мобильности при его использовании.

Предусматривается также возможность транспортировки самолета со сложенным крылом по земле наземными транспортными средствами или самостоятельно за счет тяги воздушного винта.

Уровень техники

Известен самолет, конструкция которого обеспечивает возможность складывания консолей крыла вдоль продольной оси самолета (US №2674422, https://www.uspto.gov). Самолет содержит фюзеляж с кабиной и хвостовой балкой, установленные на балке вертикальное и горизонтальное оперение, трехколесное шасси с носовым колесом и главной опорой, двигатель с толкающим воздушным винтом, установленный позади кабины, центроплан с шарнирно прикрепленными к нему консолями крыла с замками, фиксирующими консоли в полетной конфигурации. При складывании консоли крыла поворачиваются вверх – назад относительно центроплана и устанавливаются вдоль фюзеляжа носком вверх. В сложенном состоянии концы консолей опираются на специальные узлы, установленные на горизонтальном оперении. Для гарантии стабильности и маневренности транспортного средства при его движении по дороге предусмотрена компенсация смещения центра тяжести назад за счет поворота главной опоры шасси вокруг оси её крепления. Самолет может передвигаться по земле со сложенным крылом за счет тяги воздушного винта, при этом консоли крыла прикрывают вращающийся винт, обеспечивая безопасность для окружающих людей и транспортных средств.

Недостатками такой конструкции являются:

- сложность обеспечения прочности и жесткости соединения консолей с центропланом, связанная с расположением этого узла на главном лонжероне с малым разносом элементов проушин шарнирного соединения, ограниченного толщиной профиля крыла;

- поворот консолей вверх - назад для высоко расположенного крыла создает трудности для осуществления этой операции вручную одним человеком;

- выбор горизонтального оперения в качестве опоры сложенных консолей крыла вызывает дополнительные нагрузки, действующие на конструкцию горизонтального оперения при движении самолета по земле;

- кроме того, поворот главной опоры шасси вокруг оси её крепления невозможен без приложения значительных усилий для подъёма фюзеляжа самолёта и осуществления этой операции вручную одним человеком.

Известно “Устройство складывания крыла” (RU № 2727896, http://www1.fips.ru/), содержащее: неподвижную и поворотную части крыла, шарнирный узел, соединяющий консоли крыла с неподвижной частью крыла (центропланом). При этом, шарнирный узел обеспечивает поворот консоли крыла в сложенное положение, при котором плоскость хорд консоли крыла вертикальна, а конец консоли направлен к хвосту самолета.

Недостатком данного устройства складывания крыла является сложность конструкции шарнирного узла, что приводит к значительному увеличению массы самолёта и повышению трудоёмкости его изготовления.

Наиболее близким к заявленному устройству является “Ручной механизм для складывания крыла” (RU 2674387, http://www1.fips.ru), включающий: приспособление для складывания крыла, соединяющее неподвижную секцию крыла с поворотной секцией, выполненное с возможностью выдвигания поворотной секции крыла от центроплана и вращения поворотной секции вокруг поперечной оси самолёта, а также поворота этой секции вокруг вертикальной оси, перпендикулярной поперечной оси, с расположением поворотной секции вдоль продольной оси самолёта перпендикулярно относительно неподвижной секции; элементы крепления консолей крыла.

Недостатком данного механизма складывания крыла является то, что при выдвигании консоли крыла от центроплана единственным элементом, связывающим внешнюю секцию крыла с внутренней, является удлинительная трубка, которую необходимо для обеспечения прочности конструкции выполнить достаточно массивной, и удерживать её в таком положении для поворота относительно поперечной, а затем вертикальной осей, что требует больших физических усилий, а также может привести к поломке крыла при неосторожном выполнении операции складывания крыла

Известен “Способ трансформации транспортного средства для наземной и воздушной перевозки” (RU 2758223, http://www1.fips.ru), включающий следующие этапы:

- минимизацию площади поверхности крыльев посредством поворота задней части крыльев с закрылками относительно поперечной оси транспортного средства;

- поворот сложенных крыльев относительно продольной оси транспотного средства в вверх;

- поворот сложенных крыльев из вертикальной позиции назад вдоль продольной оси транспортного средства;

- втягивание хвостового оперения вперёд для сокращения длины транспотного средства.

Недостатками данного способа являются: сложность конструкции, а также невозможность осуществления операций складывания крыла одним пользователем без использования средств механизации.

Наиболее близким к заявляемому способу является “Ручной механизм для складывания крыла” (RU 2674387, http://www1.fips.ru), в котором приводится алгоритм преобразования складываемого крыла из полётного положения в транспортное и обратно, включающий:

- освобождение стопорных элементов, удерживающих подвижную секцию крыла в соединении с неподвижной секцией;

- выдвигание подвижной секции крыла вдоль поперечной оси воздушного судна, удерживая её в области конца крыла;

- поворот подвижной секции крыла относительно поперечной оси воздушного судна носком крыла вниз;

- поворот подвижной секции крыла относительно вертикальной оси воздушного судна в шарнире удлинительной трубки, размещение подвижной секции крыла параллельно продольной оси воздушного судна;

- перемещение подвижной секции крыла вперёд параллельно продольной оси воздушного судна до вхождения удлинительной трубки в неподвижную секцию крыла;

- крепление конца подвижной секции крыла на горизонтальном оперении воздушного судна.

Возврат крыла воздушного судна в полётное положение производится в обратном порядке.

Данному способу складывания крыла воздушного судна присущи те же недостатки, которые были приведены при критике устройства механизма складывания крыла по данному патенту.

Технической проблемой, на решение которой направлено данное изобретение, является обеспечение возможности складывания крыла самолета одним человеком, повышение надёжности механизма складывания крыла, и снижение вероятности поломки крыла в процессе его складывания.

Раскрытие сущности изобретения

Технический результат, достигаемый при использовании заявляемого устройства, состоит в обеспечении безопасности процесса складывания крыла при одновременном повышении надёжности механизма складывания крыла.

Техническим результатом заявляемого способа является расширение арсенала технических средств.

Сущность технического решения заявляемого механизма складывания крыла заключается в том, что:

- механизм складывания крыла, включающий неподвижную секцию крыла, подвижную секцию (консоль) крыла, несколько срезных штифтов, соединяющих неподвижную и подвижную секции крыла, приспособление для складывания крыла, выполненное с возможностью выдвигания консоли крыла от неподвижной секции крыла в направлении хвостовой части самолета вдоль оси, параллельной оси крена, поворота консоли крыла относительно горизонтальной оси, параллельной оси тангажа и складывания консоли крыла поворотом относительно вертикальной оси, параллельной оси рыскания, c расположением консоли крыла вдоль фюзеляжа самолёта;

- приспособление для складывания крыла выполнено в виде удлинительного устройства, установленного в подшипниках, закреплённых на переднем и заднем лонжеронах консоли крыла, и снабжённого шарниром;

- удлинительное устройство подвижно соединено с направляющим кронштейном, закреплённым на лонжероне неподвижной секции крыла, с возможностью перемещения от неподвижной секции в направлении хвостовой части самолета вдоль оси, параллельной оси крена самолёта и поворота в шарнире относительно горизонтальной оси, параллельной оси тангажа;

- корневая нервюра консоли крыла оснащена установленным на ней неподвижно направляющим рельсом, взаимодействующим с поддерживающим рельсом, закреплённым на силовой нервюре неподвижной секции крыла.

Применённое в конструкции механизма складывания крыла оригинальное сочетание соединения консоли крыла и неподвижной секции крыла с помощью закреплённого на консоли крыла удлинительного устройства, подвижно установленного в направляющем кронштейне, закреплённом на лонжероне неподвижной секции крыла, поддерживающего рельса, закреплённого на силовой нервюре неподвижной секции крыла, взаимодействующего с направляющим рельсом, закреплённым на корневой нервюре консоли крыла, а также срезных штифтов, установленных на лонжероне неподвижной секции крыла, корневой нервюре и заднем лонжероне консоли крыла, входящих в пазы, выполненные в лонжероне и силовой нервюре неподвижной секции крыла, позволяет обеспечить передачу аэродинамической нагрузки от консоли крыла на центроплан в полётном положении, а также повысить надёжность механизма складывания крыла.

Краткое описание чертежей

Сущность предлагаемого изобретения поясняется нижеследующим описанием и прилагаемыми иллюстрациями, на которых показано:

фиг. 1 – изометрический вид спереди - сверху самолёта, оснащённого механизмом складывания крыла, в полётном положении;

фиг. 2 - изометрический вид спереди - сверху самолёта, оснащённого механизмом складывания крыла при выдвинутом положении консоли крыла;

фиг. 3 - вид сбоку самолёта, оснащённого механизмом складывания крыла при повороте подвижной части крыла относительно поперечной оси, параллельной оси тангажа;

фиг. 4 - изометрический спереди - сверху самолёта, оснащённого механизмом складывания крыла в cложенном положении консоли крыла;

фиг. 5 - изометрический вид сзади - сверху на механизм складывания крыла в выдвинутом положении;

фиг. 6 - поперечное сечение механизма складывания крыла в месте контакта

поддерживающего и направляющего рельсов;

фиг. 7 - изометрический вид сзади фрагмента удлинительного устройства;

фиг. 8 - изометрический вид сзади неподвижной части крыла;

фиг. 9 - фрагмент силовой нервюры центроплана;

фиг. 10 - изометрический вид сзади фрагмента консоли крыла;

фиг. 11 - фрагмент корневой нервюры консоли крыла;

фиг. 12 - крепление удлинительного устройства в лонжеронах консоли крыла;

фиг. 13 - вид сбоку на механизм складывания крыла в повёрнутом положении консоли крыла относительно поперечной оси;

фиг. 14 - блок - схема алгоритма складывания консоли крыла;

фиг. 15 - блок - схема алгоритма раскладывания и установки в полётное положение консоли крыла;

фиг. 16 - схема действия момента силы от массы крыла в предложенном устройстве складывания крыла;

фиг. 17 - схема действия момента силы от массы крыла в прототипе.

Где:

1 - неподвижная часть крыла;

2 - подвижная часть (консоль) крыла;

3- лонжерон неподвижной секции крыла;

4 - передний лонжерон консоли крыла;

5 - задний лонжерон консоли крыла;

6 - нервюра силовая;

7 - нервюра корневая;

8 - удлинительное устройство;

9 - шарнир удлинительного устройства;

10 - подшипник передний;

11 - подшипник задний;

12 - кронштейн направляющий;

13 - рельс поддерживающий;

14 - рельс направляющий;

15- штифт силовой передний;

16 - паз под штифт силовой передний;

17 - штифт силовой задний;

18 - штифт запирающий;

19 - паз под штифт силовой задний;

20 - паз под штифт запирающий;

21 - фиксатор удлинительного устройства;

22 - рукоятка поворотная;

23 - паз под фиксатор удлинительного устройства;

М - центр масс консоли крыла;

G_k - вес консоли крыла;

L_g - плечо действия веса консоли крыла;

M_gk - момент сил от действия веса консоли крыла.

На фиг. 1-4 приведены изометрические виды самолёта, оснащённого механизмом складывания крыла, на различных этапах работы механизма складывания крыла. начиная с полётного до полностью сложенного.

В полётном положении неподвижная секция 1 крыла и консоль 2 крыла образуют единую конструкцию (фиг. 1). Лонжерон 3 неподвижной секции крыла и лонжерон передний 4 консоли крыла перекрывают друг друга и соединены между собой посредством штифта силового переднего 15 (фиг. 5), входящего паз 16 в переднем лонжероне консоли крыла (фиг. 10), а также удлинительного устройства 8, установленного подвижно в направляющем кронштейне 12, закреплённым в лонжероне неподвижной секции крыла (фиг. 8). Кроме того, соединение неподвижной секции крыла с консолью крыла в полётном положении осуществляется с помощью штифта запирающего 18, входящего в паз 20 в силовой нервюре неподвижной секции крыла, и штифта силового заднего 17 (фиг. 11), закреплённого на корневой нервюре консоли крыла, входящего в паз 19, выполненный в силовой нервюре неподвижной секции крыла (фиг. 9).

В выдвинутом положении консоли крыла (фиг. 2, фиг. 5) соединение консоли крыла с центропланом осуществляется за счёт удлинительного устройства 8, выдвижение которого из направляющего кронштейна 12 ограничено фиксатором 21 (фиг. 12), размещённым на конце удлинительного устройства 8, входящим в паз 23 (фиг. 7, фиг. 8), выполненным в направляющем кронштейне 12. При этом нагрузка от массы консоли крыла передаётся через фиксатор 21 удлинительного устройства 18 и направляющий кронштейн 12 на неподвижную секцию крыла.

В повёрнутом относительно поперечной оси положении консоли крыла (фиг. 3, фиг. 13) нагрузка от массы консоли крыла передаётся через удлинительное устройство 8 и направляющий кронштейн 12 на неподвижную секцию крыла 1.

На фиг. 4 представлено положение механизма складывания крыла, когда консоль 2 крыла повёрнута относительно вертикальной оси, параллельной оси рыскания самолёта.

В данном положении нагрузка от массы консоли крыла воспринимается удлинительным устройством 8 и горизонтальным оперением самолёта, на котором установлен замок фиксации (не показан) консоли крыла в сложенном положении.

Осуществление изобретения.

Технический результат заявленного изобретения достигается за счет того, что механизм складываемого крыла содержит:

- неподвижную секцию 1 крыла, связанную с центропланом и лонжероном 3 неподвижной части крыла;

- подвижную секцию 2 (консоль) крыла, включающую передний лонжерон 4, выполненный с возможностью соединения с лонжероном 3 неподвижной части крыла; несколько срезных штифтов, соединяющих неподвижную и подвижную секции крыла;

- приспособление для складывания крыла, выполненное в виде удлинительного устройства 8, позволяющего выдвигать подвижную секцию крыла от неподвижной секции в направлении хвостовой части самолета вдоль горизонтальной оси, параллельной оси крена, поворота подвижной секции крыла относительно горизонтальной оси, параллельной оси тангажа, поворота подвижной секции крыла относительно вертикальной оси, параллельной рыскания, и установки подвижной секции крыла в плоскости параллельной оси крена, вдоль фюзеляжа самолёта.

При этом удлинительное устройство, одним концом установлено в направляющем кронштейне 12, закреплённом на лонжероне неподвижной части крыла, а другим – в подшипниках, установленных в переднем 4 и заднем 5 лонжеронах подвижной секции крыла. Консоль крыла снабжена направляющим рельсом 12, неподвижно закреплённым на корневой нервюре 7 консоли крыла, и взаимодействующим с поддерживающим рельсом 14, закреплённым на силовой нервюре 6 неподвижной секции крыла.

По крайней мере, два срезных штифта 15 и 17, соединяющие неподвижную и подвижную секции крыла, расположены вдоль оси, параллельной оси крена, один из которых 15 закреплён на лонжероне 3 неподвижной секции крыла и входит в паз 16, выполненный в переднем лонжероне 4 подвижной секции крыла, а второй 17 закреплён на корневой нервюре 7 консоли, и своим концом входит в паз 19, выполненный в силовой нервюре 6 неподвижной секции крыла. При этом, ещё один срезной штифт 18, соединяющий неподвижную и подвижную секции крыла, расположен вдоль оси, параллельной оси тангажа и соединён с рукояткой 22, закреплённой на заднем лонжероне подвижной секции крыла, а своим концом входит в паз 20, выполненный в силовой нервюре неподвижной секции крыла.

Заявленное техническое решение работает следующим образом. В полётном положении (фиг. 1) консоль 2 крыла соединена с неподвижной секцией 1 крыла штифтом силовым передним 15 (фиг. 5), входящим паз 16 (фиг. 10) в переднем лонжероне консоли крыла, а также удлинительным устройством 8, установленным подвижно в направляющем кронштейне 12, закреплённым в лонжероне неподвижной секции крыла (фиг. 7, фиг. 8). Кроме того, соединение неподвижной секции крыла с консолью крыла в полётном положении осуществляется за счёт штифта запирающего 18, входящего в паз 20, выполненный в силовой нервюре неподвижной секции крыла, и штифта силового заднего 17 (фиг. 11), закреплённого на корневой нервюре консоли крыла, входящего в паз 19, выполненный в силовой нервюре центроплана (фиг. 9). При этом все нагрузки от консоли крыла передаются на центроплан через срезной штифт 15, срезные штифты 17 и 18 и удлинительное устройство 8, закреплённое в направляющем кронштейне 12, установленном в лонжероне неподвижной секции крыла.

После выполнения полёта и посадки на аэродром осуществляют складывание консолей крыла, алгоритм которого показан на фиг. 14. Для этого производят расстыковку центроплана и консолей крыла путём извлечения срезного штифта 18 из паза 20, выполненного в силовой нервюре неподвижной секции крыла. Далее консоль крыла выдвигают от неподвижной секции крыла в направлении хвостовой части самолета до момента контакта фиксатора 21 удлинительного устройства 8 с глухим концом паза 23 в направляющем кронштейне 12. При этом корневая нервюра консоли крыла скользит на направляющем рельсе 13 по поддерживающему рельсу 14, закреплённому на силовой нервюре центроплана, а передний лонжерон 4 консоли крыла смещается со штифта силового переднего 15. Кроме того, при движении консоли крыла назад штифт, силовой задний 17 выходит из контакта с пазом 19, разъединяя корневую нервюру консоли крыла и силовую нервюру центроплана.

На следующем этапе производят поворот подвижной секции крыла относительно горизонтальной оси, параллельной оси тангажа, с помощью шарнира 9 удлинительного устройства 8. При повороте консоли крыла рельс направляющий 13 выходит из контакта с рельсом поддерживающим 14 и консоль крыла удерживается в вертикальном положении при помощи удлинительного устройства 8 (фиг. 12). При этом момент сил M_Gk от веса G_k консоли крыла, приложенный в центре массы М, действующий на плече L_G консоли крыла относительно точки опоры удлинительного устройства 8 в неподвижной секции крыла (фиг.16) значительно меньше, чем в варианте (фиг. 17) выдвижения консоли крыла, предложенном в прототипе (RU 2674387), что позволяет утверждать о более высокой надёжности предложенного варианта механизма складывания крыла.

Далее производят поворот консоли крыла относительно вертикальной оси, параллельной оси рыскания в направлении назад и установка её вдоль фюзеляжа, а также крепление к вертикальному оперению.

Данная операция производится последовательно с одного и другого борта самолёта.

Раскладывание подвижной части крыла происходит в обратной последовательности (фиг. 15).

Данное техническое решение может быть использовано как личное транспортное средство в деловых и спортивных целях, а также для выполнения патрульных и поисковых задач силами МЧС и других структур.

1. Механизм складывания крыла лёгкого самолёта, включающий:

- неподвижную секцию крыла, связанную с центропланом и лонжероном неподвижной части крыла;

- подвижную секцию - консоль крыла, включающую передний лонжерон, выполненный с возможностью соединения с лонжероном неподвижной секции крыла;

- несколько срезных штифтов, выполненных с возможностью соединения неподвижной и подвижной секций крыла;

- несколько пазов, выполненных соответственно в неподвижной и подвижной секциях крыла, в которые входят соответствующие срезные штифты;

- приспособление для складывания крыла, выполненное в виде удлинительного устройства, с возможностью выдвигания подвижной секции крыла от неподвижной секции крыла, поворота подвижной секции крыла относительно горизонтальной оси, параллельной оси тангажа, поворота подвижной секции крыла относительно вертикальной оси, параллельной оси рыскания, и установки подвижной секции крыла вдоль фюзеляжа,

отличающийся тем, что

- приспособление для складывания крыла, выполненное в виде удлинительного устройства, обеспечивает выдвигание подвижной секции - консоли крыла от неподвижной секции крыла в направлении хвостовой части самолета вдоль горизонтальной оси, параллельной оси крена самолёта;

- приспособление для складывания крыла, выполненное в виде удлинительного устройства, одним концом установлено в направляющем кронштейне, закреплённом на лонжероне неподвижной части крыла, а другим - в подшипниках, установленных в переднем и заднем лонжеронах подвижной секции крыла;

- подвижная секция - консоль крыла снабжена направляющим рельсом, неподвижно соединённым с корневой нервюрой подвижной секции - консоли крыла, взаимодействующим с поддерживающим рельсом, закреплённым на силовой нервюре неподвижной секции крыла;

- по крайней мере два срезных штифта, соединяющие неподвижную и подвижную секции крыла, расположены вдоль оси крена, при этом один закреплён на лонжероне неподвижной секции крыла и входит в паз, выполненный в переднем лонжероне подвижной секции крыла, а второй закреплён на корневой нервюре консоли и своим концом входит в паз, выполненный в силовой нервюре неподвижной секции крыла;

- по меньшей мере ещё один срезной штифт, соединяющий неподвижную и подвижную секции крыла, расположен вдоль оси тангажа и соединён с рукояткой, закреплённой на заднем лонжероне подвижной секции крыла, и своим концом входит в паз, выполненный в силовой нервюре неподвижной секции крыла.

2. Способ складывания крыла лёгкого самолёта, включающий:

- высвобождение срезного штифта, соединяющего неподвижную секцию крыла с подвижной секцией крыла, поворотом рукоятки фиксации подвижной секции крыла;

- выдвигание подвижной секции крыла от неподвижной секции до момента фиксации удлинительного устройства, соединяющего неподвижную и подвижную секции крыла;

- поворот подвижной секции крыла относительно горизонтальной оси, параллельной оси тангажа;

- поворот подвижной секции крыла относительно вертикальной оси, параллельной оси рыскания, в направлении назад и установку подвижной секции крыла вдоль фюзеляжа;

- крепление и фиксацию конца подвижной секции крыла на хвостовой части самолета;

отличающийся тем, что выдвигание подвижной секции крыла от неподвижной секции производят в направлении хвостовой части самолета вдоль горизонтальной оси, параллельной оси крена.