Самолет — SU 1762747 (original) (raw)
1762747Составитель К.Жидовецкий Редактор Т.Шарганова Техред М.Моргентал Корректор О,Густи Заказ 3267 Тираж Подписное ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ ССС113035, Москва, Ж, Раушская наб., 4/5изводственно-издательский комбинат "Патент", г, Ужгород, ул,Гагарина, 1011762747 Наиболее близким техническим решением является легкий самолет "Магистраль", имеющий бипланное крыло с трубчатыми лонжеронами крыльев, имеющих подкосы и вертикальные стойки, фюзеляж с кабиной пилотов, силовую установку с тянущим винтом, трехопорное шасси с носовой опорой и оперение нормальной схемы. Основные ноги шасси рессорные. Стабилизатор цельноповоротный с триммером, Нижнее крыло цельноповоротное с дифференциальным отклонением его половин.Однако сложное конструктивное вы полнение управления по крену и тангажу и "объемный" фюзеляж ведут к увеличению веса самолета, Отрицательно сказывается на весовых характеристиках и выбранная конструктивно-силовая схема бипланного крыла со стойками и подкосами. Конструкция данного самолета рациональна в весовом отношении только при изготовлении его из композиционных материалов, что влечет за собой удорожание ее и большую долю ручного труда при изготовлении, Отсутствие унификации основных конструктивно-силовых элементов, составляющих самолет, ухудшает характеристики ремонтопригодности, что затягивает процесс восстановления самолета при повреждении или замене его частей,Целью изобретения является снижение веса, упрощение конструкции, улучшение эксплуатационных характеристик и характеристик ремонтопригодности, повышение технологичности и снижение себестоимости,Поставленная цель достигается тем, что в самолете, содержащем фюзеляж с кабиной пилота, бипланное крыло с трубчатыми лонжеронами и вертикальные стойки, оперение нормальной схемы, винтомоторную установку, трехопорное шасси с носовой стойкой и рессорными основными опорами, топливную систему и систему управления с проводкой управления, согласно изобретению фюзеляж выполнен в виде трубы, снабжен центральной вертикальной стойкой в виде трубы и центральной кницей, жестко соединенной с последней, с трубой фюзеляжа и с креслом пилота и образующей жестющими верхние и нижние концы вертикальных стоек с центральной вертикальной стойкой фюзеляжа так, что и вертикальные стойки и диагональные расчалки лежат в одной вертикальной плоскости с образованием схемы "плоский биплан", каждая из половин стабилизатора выполнена в виде трех пространственно расположенных стержней, шарнирно соединенных одними концами между собой, два из которых свободными концами шарнирно установлены на силовых элементах трубы фюзеляжа с превышением над последней и с образованием с полотняной обшивкой горизонтальной несущей поверхности, первый под углом к трубе фюзеляжа, а второй перпендикулярно ей, а третий стержень своим сво 10 15 бодным концом шарнирно установлен натрубе фюзеляжа и лежит со вторым стержнем в одной поперечной вертикальной плоскости, причем все трубчатые лонжероны крыльев, труба фюзеляжа и его центральная вертикальная стойка выполнены из трубы одного сечения, а точка крепления вертикальной стойки к трубчатым лонжеронам крыльев биплана лежит в пределах от 0,6 до 0,7 полуразмаха крыла, при этом трубчатые 25 лонжероны крыльев соединены с трубой фюзеляжа и его центральной вертикальной стойкой горизонтальным разнесенным шарниром, нижнее крыло снабжено элероном по всему размаху задней кромки, а в проводке управления к рулям высоты протяженная жесткая тяга размещена внутри 35 вала управления на жестко установленной внутри того же вала управления опоре, находящейся в пределах геометрической середины жесткой тяги, причем к каждой половине руля высоты от протяженной жесткой тяги подведена своя жесткая тяга уп 40 равления.Кроме того, диагональная расчалка от верхней точки крепления вертикальной стойки крыльев биплана может быть выполнена Ч-образной, расходящиеся концы которой закреплены на трубе фюзеляжа 45 спереди и сзади точки шарнирного крепления лонжеронов нижнего крыла.На фиг. 1 изображен самолет, общий вид; на фиг, 2 - то же, вид сбоку; на фиг, 3 - то же, вид спереди; на фиг. 4 - то же, вид в плане; на фиг. 5 - схема распределения нагрузок на крыле и упругая линия верхнего крыла в зависимости от местоположения точки крепления вертикальной стойки к 50 55 кий силовой каркас, силовая установка выполнена с толкающим винтом и установлена посредством моторамы на центральной вертикальной стойке фюзеляжа, трубчатые лонжероны верхнего крыла биплана шарнирно установлены на центральной вертикальной стойке, нижнего крыла -трубчатому лонжерону; на фиг. б - разнесенный шарнир крепления трубчатого лонжерона, вид спереди; на фиг. 7 - то же, вид на трубе фюзеляжа, крылья биплана снаб- в плане; на фиг. 8 - центральная вертикаль- жены диагональными расчалками, соединя- ная стойка с центральной кницей фюзеляжаи протяженной жесткой тягой к рулю высоты от ручки управления; на фиг. 9 - сечение А - А на фиг. 8; на фиг. 10 - схема расположения жесткой тяги и рулю высоты от ручки управления внутри вала управления.Буквами на чертежах обозначены: 00 - участок до вертикальной стойки;2 св - ее координата по размаху;У - прогиб;+ д - смещение стойки.Самолет содержит фюзеляж 1, выполненный в виде трубы, с кабиной 2 пилота. Фюзеляж 1 имеет центральную вертикальную стойку 3 в виде трубы, центральную кницу 4, жестко соединенную с ней, с трубой фюзеляжа 1 и с креслом 5 пилота с образованием жесткого силового каркаса. Крылья б биплана имеют трубчатые лонжероны 7, вертикальные стойки 8 и диагональные расчалки 9, Силовая установка 10 выполнена с толкающим винтом 11 и установлена посредством моторамы 12 на центральной вертикальной стойке 3. Шасси трехопорное с носовой стойкой 13. Основные опоры 14 рессорные. Трубчатые лонжероны 7 верхнего крыла б шарнирно установлены на центральной вертикальной стойке 3, а нижнего крыла б - на трубе фюзеляжа 1 посредством разнесенного шарнира 15. Диагональные расчалки 9 соединяют верхние и нижние концы вертикальных стоек 8 с центра;ьной вертикальной стойкой 3 так, что и вертикальные стойки 8 им диагональные расчалки 9 лежат в одной поперечной вертикальной плоскости с образованием схемы "плоский биплан". Хвостовое оперение нормальной схемы имеет киль 16 с рулем направления 17 и стабилизатор 18 с рулем высоты 19. Каждая из половин стабилизатора 18 выполнена в виде трех и ространствен но расположенных стержней 20, 21 и 22, шарнирно соединенных одними концами между собой, два из которых 20 и 21 свободными концами шарнирно установлены на силовых элементах 23 трубы фюзеляжа 1 с превышением над последним и с образованием с полотняной обшивкой не показано) горизонтальной несущей поверхности. Первый стержень 20 установлен под углом к трубе фюзеляжа 1, а второй стержень 21 - перпендикулярно ей. Третий стержень 22 своим свободным концом шарнирно установлен на трубе фюзеляжа 1 и лежит со вторым стержнем 21 в одной поперечной вертикальной плоскости. Все трубчатые лонжероны 7 крыльев б, труба фюзеляжа 1 и его центральная вертикальная стойка 3 выполнена из трубы одного сечения. Точка крепления вертикальной стойки 8 к трубчатым лонжеронам 7 крыльев 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 6 биплана лежит в пределах 0,6 - 0,7 полурэзмдхд,Диагональная расчалка 9 а 1 верхней точки крепления вертикальной стойки 8 крыльев б биплана может быть выполнена Ч-образной, расходящиеся концы которой закреплены на трубе фюзеляжа 1 спереди и сзади точки шарнирного крепления лонжеронов 7 нижнего крыла 6.В проводке управления от ручки управления 24 к рулю высоты 19 протяженная жесткая тяга 25 размещена внутри вала управления 26 на жестко установленной внутри того же вала управления 26 опоре 27, находящейся в пределах геометрической середины жесткой тяги 25. К каждой половине руля высоты 19 от протяженной жесткой тяги 25 подведена своя жесткая тяга управления 28. Нижнее крыло б биплана имеет элерон 29 по всему размаху задней кромки.Самолет функционирует следующим образом,Перед взлетом силовая установка 10 раскручивает толкающий винт 11, который создает тягу, Самолет разбегается на шасси и взлетает. Пилот ручкой управления 24 через протяженную жесткую тягу 25 и жесткие тяги управления 28 управляет рулем высоты 19. Отклонение жесткой протяженной тяги 25 в связи с радиальным движением точки соединения тяги 25 с ручкой управления 24 не нарушает функционирОвание проводки системы управления, так как опора 27 внутри вала управления 26, на которую опирается тяга 25, лежит в пределах геометрической середины последней. Жесткие тяги управления 28 к каждой половине руля высоты 19 предотвращают его зэклинивание. В полете по крену самолет управляется злеронами 29, а в других каналах - рулем направления 17 и рулем высоты 19, На крыле б в полете реализуется подъемная сила, которая выражается в виде распределенной нагрузки по размаху крыла б, От распределенной нагрузки крыло 6 изгибается, т, е. на крыле б возникает изгибающий момент. Между тем, крыло б испытывает и сосредоточенные нагрузки, например, в точках крепления вертикальных стоек 8 к лонжеронам 7 крыла б, В случае неправильного или произвольного выбора точек крепления вертикальных стоек 8 к лонжеронам 7 упругая линия крыла 6 принимает непрогнозируемый характер, что потребует упрочнения крыла б и, следовательно, приведет к увеличению веса.Продольно-поперечный изгиб лонжерона 7 на участке 00 вызывается, с одной стороны, распределенной азродинамиче 1762747ской нагрузкой, а с другой стороны, - горизонтальной компонентой силы, передаваемой через вертикальную стойку 8 с нижнего крыла 6 на верхнее, Из теории прочности известно, что наиболее благоприятная работа элемента конструкции трубчатого лонжерона 7 на участке 00 возможна тогда, когда изначальный прогиб сжатого элемента близок к нул ю, что и достигается в данном техническом решении целенаправленным расположением точки крепления вертикальной стойки 8 по размаху крыла 6. Оптимальным является выбор точки крепления вертикальной стойки 8 к лонжеронам 7 в пределах от 0,6 до 0,7 полуразмах крыла 6. В случае уменьшения значения координаты местоположения указанной точки, -д, максимальный прогиб У крыла 6 вниз будет у точки шарнирного крепления лонжерона 7 к центральнои вертикальнои стоике 3 и трубе фюзеляжа 1. Свободные концы крыла 6 на размахе0,5 будут изгибаться консольно вверх. В случае вынесения точки крепления вертикальных стоек 8 к лонжеронам 7 за пределы 0,7 полуразмаха крыла 6, +д, "внутренняя" часть крыла 6 на участке 00 будет изгибаться вверх, а часть крыла 6 на.участке полуразмаха 20,8 будет изгибаться вниз, И в том и в другом случае указанный характер нагружения крыла 6 и его изгиб не являются оптимальными. Установлено расчетом и подтверждено экспериментально, что оптимальное положение точки крепления вертикальных стоек 8 к лонжеронам 7 крыла 6 лежит в пределах 0,6 - 0,7 полуразмаха 2 последнего. При таком положении крыло 6 на участке 00 от точки крепления лонжерона 7 к элементам фюзеляжа 1 до точки крепления вертикальной стойки 8 к лонжерону 7 имеет почти нулевой прогиб, а на участке 20,7 полуразмаха крыла 6 изгибается консольно вверх, что является штатным нагружением элементов крыла 6 изгибающим моментом, При таком характере нагружения можно избежать упрочнения конструкции крыла 6, не вкладывая в него лишний вес,Все нагрузки, действующие на крыло 6, воспринимаются трубчатыми лонжеронами 7, вертикальными стойками 8 и диагональными расчалками 9, т, е. элементами, лежащими в одной поперечной вертикальной плоскости, из чего следует, что конструктивно-силовая схема биплана представляет собой "плоский биплан". Нагрузки, воспринимаемые трубчатыми лонжеронами 7, передаются на силовой каркас фюзеляжа 1 с центральной вертикальной стойкой 3 и центральной кницей 4 через разнесенные 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 шарниры 15, которые, в силу своего конструктивного выполнения, способны воспринимать крутящий момент, создавая на опорах лонжерона пару сил,Конструкция стабилизатора 18 позволяет выполнить его максимально облегченным из-за выбранного пространственного положения стержней 20, 21 и 22, его образующих, которые между собой и с элементами конструкции соединены шарнирно. Это позволяет избежать возникновения дополнительных моментов и, следовательно, не усиливать конструкцию, Минимально возможное число силовых элементов, образующих геометрически неизменяемую систему, равно трем, что и соответствует количеству силовых элементов стабилизатора 18 - стержни 20, 21 и 22, При посадке самолета энергия поглощается рессорными основными опорами 14, а также за счет аэродинамического рассеивания крыльями 6.Следует отметить, что выполнение трубы фюзеляжа 1, центральной вертикальной стойки 3 и лонжеронов 7 крыла 6 из трубы одного сечения резко повышает технологичность самолета, улучшает его ремонтопригодность и снижает себестоимость, так как эти основные силовые элементы унифицированы. То же можно сказать и о киле 16 и стабилизаторе 18, а также о руле направления 17 и руле высоты 19, которые выполнены соответственно между собой идентичными и из унифицированных силовых элементов,Формула изобретения 1, Самолет, содержащий фюзеляж с кабины пилота, бипланное крыло с трубчатыми лонжеронами и вертикальными стойками, оперение нормальной схемы, винтомоторную силовую установку, трех- опорное шасси с носовой стойкой и рессорными основными опорами, топливную систему и систему управления с проводкой управления, о т л и ч а ю щ и й с я тем, что, с целью снижения веса, упрощения конструкции, улучшения эксплуатационных характеристик и характеристик ремонтопригодности, повышения технологичности и снижения себестоимости, фюзеляж выполнен в виде трубы, снабжен центральной вертикальной стойкой в виде трубы с центральной кницей, жестко соединенной с последней, с трубой фюзеляжа и с креслом пилота и образующей жесткий силовой каркас, силовая установка выполнена с толкающим винтом и установлена посредством моторамы на центральной вертикальной стойке фюзеляжа, трубчатые лонжероныверхнего крыла биплана шарнирно установлены на центральной верти 1762747 10калькой стойке, а нижнего крыла - на трубе фюзеляжа, крылья биплана снабжены диагональными расчалками, соединяющими верхние и нижние концы вертикальных стоек с центральной вертикальной стойкой фюзеляжа так, что и вертикальные стойки и диагональные расчалки лежат в одной вертикальной плоскости с образованием схемы "плоский биплан" каждая из половин стабилизатора выполнена в виде трех пространственно расположенных стержней, шарнирно соединенных одними концами между собой, два из которых свободными концами шарнирно установлены на силовых элементах трубы фюзеляжа с превышением над последней и с образованием с полотняной обшивкой горизонтальной несущей поверхности, первый под углом к трубе фюзеляжа, а второй перпендикулярно ей, а третий стержень своим свободным концом шарнирно установлен на трубе фюзеляжа и лежит со вторым стержнем в одной поперечной вертикальной плоскости, причем все трубчатые лонжероны крыльев, труба фюзеляжа и его центральная вертикальная стойка выполнены из трубы одного сечения, а точка крепления вертикальной стойки к трубчатым лонжеронам крыльев биплана лежит в пределах от 0,6 до 0,7 полуразмаха крыла, при этом трубчатые лонжероны 5 крыльев соединены с трубой фюзеляжа иего центральной вертикальной стойкой горизонтальными разнесенными шарнирами, нижнее крыло снабжено элеронами по всему размаху задней кромки, а в проводке 10 управления к рулю высоты протяженная жесткая тяга размещена внутри вала управления на жестко установленной внутри того же вала управления опоре, лежащей в пределах геометрической середины протяженной жест кой тяги, причем к каждой половине руля высотыот протяженной жесткой тяги подведена своя жесткая тяга управления,2, Самолет по п.1, отл ича ю щи йся 20 тем, что диагональная расчалка от верхнейточки крепления вертикальной стойки крыльев биплана выполнена Ч-образной, расходящиеся концы которой закреплены на трубе фюзеляжа спереди и сзади узла 25 шарнирного крепления лонжеронов нижнего крыла.