Патент на изобретение №2228283

(54) САМОЛЕТ

(57) Реферат:

Изобретение относится к летательным аппаратам. Самолет содержит фюзеляж с хвостовым оперением, состоящим из киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, складывающееся крыло, гидравлический механизм складывания крыла, два колесных шасси и заднюю опору. Самолет снабжен четырьмя механизмами жесткости, попарно смонтированными в носовой и хвостовой частях консолей крыла. Каждый механизм выполнен в виде двух направляющих с продольным отверстием в центре. Одна из направляющих закреплена в коренной части, а другая – в концевой части ползуна, помещенного в продольное отверстие направляющей коренной части. Предусмотрен гидроцилиндр, корпусом жестко связанный с коренной частью, а штоком – с ползуном. Продольные отверстия направляющих расположены соосно друг другу. Ползун в поперечном сечении выполнен по форме круга. Изобретение направлено на повышение прочности коренной и концевых частей в месте стыка. 8 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к самолетам.

Известен самолет, состоящий из фюзеляжа с хвостовым оперением в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, двумя крыльями, расположенными друг над другом, к нижнему из которых прикреплены два шасси с колесами и поплавками (Журнал “Крылья родины”, 1999 г., №10, – с.19).

Недостатком самолета является невозможность использования для стоянки площадок ограниченных размером по ширине из-за большого размаха крыла.

Ближайшем аналогом изобретения является самолет, включающий фюзеляж с хвостовым оперением в виде киля с рулем направления и стабилизатора, с складывающимся крылом, которое состоит из коренной части, жестко связанной с фюзеляжем и двумя концевыми частями, которые шарнирно соединены между собой, и моногондолами, в которых смонтированы колесные шасси, заднюю опору (Журнал “Авиация и космонавтика”, 1999 г., №12, рис. Грум-ман F7 Г-2N, – с.25).

Недостатком самолета является необходимость значительного усиления прочности коренной и концевых частей на участке стыка.

Техническим результатом, достигаемым самолетом, согласно изобретению, является повышение прочности коренной и концевых частей в месте стыка.

Указанный результат достигается тем, что самолет, содержащий фюзеляж с хвостовым оперением в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, складывающимся крылом, гидравлический механизм складывания, два колесных шасси, заднюю опору, согласно изобретению в полости носовой и хвостовой частей консолей крыла попарно смонтированы четыре гидравлических механизма жесткости, каждый выполненный в виде двух направляющих с продольным отверстием в центре, одна из которых закреплена в коренной части, а другая – в концевой части, ползуна, помещенного в продольное отверстие направляющей коренной части, гидроцилиндра, корпусом жестко связанным с коренной частью, а штоком – с ползуном, при этом продольные отверстия направляющих соосны друг к другу, а глубина ввода ползуна в отверстие направляющей концевой части определена соотношением

С=(2…3)Д,

где С – длина участка ползуна, вводимого в отверстие направляющей концевой части;

Д – диаметр ползуна,

причем ползун в поперечном сечении выполнен по форме круга.

Предлагаемый самолет поясняется чертежами, где

на фиг.1 показан самолет, вид сбоку;

на фиг.2 – то же, вид сверху в плане по А на фиг.1;

на фиг.3 – то же, со сложенными концевыми частями, вид спереди;

на фиг.4 изображен гидравлический механизм жесткости при горизонтальном расположении концевой части консолей крыла;

на фиг.5 – то же, при сложенных концевых частях крыла;

на фиг.6 показан механизм жесткости, поперечный разрез по Б-Б на фиг.4;

на фиг.7 показан ползун;

на фиг.8 показан механизм жесткости при сложенной концевой части, поперечный разрез по В-В на фиг.5.

Самолет включает фюзеляж 1 с хвостовым оперением в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты. Крыло 2 состоит из коренной части “а” и двух концевых частей “б”. Четыре шарнира 3 попарно связывают между собой корневую “а” и концевые “б” части крыла. Два гидроцилиндра 4 расположены с боковых сторон фюзеляжа 1, каждый из которых корпусом шарнирно соединен с коренной частью “а”, а штоком – с концевой частью “б”. Четыре гидравлических механизма жесткости попарно смонтированы в полости носовой и хвостовой частях левой и правой консоли крыла 2. Каждый механизм состоит из направляющей 5 с продольным отверстием в центре, закрепленной в концевой части “б”, направляющей 6 с таким же отверстием, выполненным вдоль продольной оси в центре, расположенной в коренной части “а”, ползуна 7, выполненного в виде круглого стержня, помещенного в отверстие направляющей 6, гидроцилиндра 8, расположенного сбоку фюзеляжа 1, жестко корпусом соединенного с коренной частью “а”, а штоком – с ползуном 7.

Самолет работает следующим образом.

Для стоянки на площадке, неограниченной размером по ширине, а также для перемещения в воздушной среде концевые части “б” располагают горизонтально, фиг.1, 2. При этом штоки выходят из гидроцилиндров 4, воздействуют на концевые части “б” и удерживают их в горизонтальном положении. Для более надежного фиксирования положения концевых частей “б” в горизонтальном положении в продольное отверстие направляющих 5 вводят ползуны 7 на величину, равную С=(2…3)Д, где С – длина участка ползуна, введенного в отверстие направляющей 5, Д – диаметр ползуна. Благодаря чему повышают жесткость связи концевых частей “б” с коренной частью “а”. Этим значительно уменьшают колебания концевых частей “б” при перемещении в воздушной среде.

Для размещения самолета на участке, ограниченном размером по ширине, концевые части “б” консолей крыла 2 переводят в вертикальное положение, возможно с завалом к продольной оси фюзеляжа, 1, фиг.3, ползуны 7 выводят из отверстия направляющих 5, фиг.5. При этом штоки втягивают в гидроцилиндры 8, а ползуны 7 входят в отверстие направляющих 6. Затем концевые части “б” консолей крыла 2 переводят в вертикальное положение. При этом штоки втягивают в гидроцилиндры 4, а концевые части “б” совершают поворот на шарнирах 3. Благодаря этому уменьшают размах крыла 2, фиг.3.

Снабжение самолета механизмом жесткости обеспечивает надежное фиксирование концевой части консолей крыла в горизонтальном положении.

Кроме того значительно уменьшает колебание концевых частей при перемещении в воздушной среде.

Ввод ползунов в направляющие 5 концевых частей на глубину, равную 2-м…3-м его диаметрам обеспечивает достаточную прочность связи между коренной и концевыми частями консолей крыла; заглубление ползуна в направляющую 5 более чем на три его диаметра значительно увеличивает себестоимость механизма. При вводе ползуна в направляющую 5 меньше чем на два его диаметра не обеспечивает достаточной прочности соединений упомянутых частей консоли крыла.

Устройство согласно изобретению может быть использовано в конструкциях средних и тяжелых типов самолетов со складывающимися концевыми частями консолей крыла.

Формула изобретения

Самолет, содержащий фюзеляж с хвостовым оперением в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, складывающееся крыло, гидравлический механизм складывания, два колесных шасси, заднюю опору, отличающийся тем, что в полости носовой и хвостовой частей консолей крыла попарно смонтированы четыре гидравлических механизма жесткости, каждый из которых выполнен в виде двух направляющих с продольным отверстием в центре, одна из которых закреплена в коренной части, а другая – в концевой части, ползуна, помещенного в продольное отверстие направляющей коренной части, гидроцилиндра, корпусом жестко связанным с коренной частью, а штоком – с ползуном, который в поперечном сечении выполнен по форме круга, при этом продольные отверстия направляющих соосны друг другу, а глубина ввода ползуна в отверстие направляющей концевой части определена соотношением

С=(23)Д,

где С – длина участка ползуна, вводимого в отверстие направляющей концевой части консоли крыла;

Д – диаметр ползуна.

РИСУНКИ

MM4A – Досрочное прекращение действия патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 18.03.2008

Извещение опубликовано: 10.04.2010 БИ: 10/2010