Гідролітак

Реферат: Гідролітак містить фюзеляж, крило з механізацією задньої кромки та з підкрильними поплавками, розміщеними на підкрильній стійці, вертикальне та горизонтальне оперення, двигун, що розташований над фюзеляжем в районі стика консолей крила, триопорне шасі, кабіну льотчиків та пасажирську кабіну, які розміщено у фюзеляжі одна поза іншою. Додатково містить обтічник передньої стійки шасі, закріплений в передній частині фюзеляжу. Крило додатково оснащено самоорієнтовними щитками, які розміщено на передній кромці крила уздовж розмаху крила, та виконано у вигляді секцій, силовими пілонами, які встановлено на верхній поверхні крила, верхніми допоміжними несучими поверхнями, які розміщено над крилом з можливістю поздовжнього переміщення над крилом по напрямних, що розміщені в UA 74758 U (12) UA 74758 U зазначених пілонах, та нижніми несучими поверхнями, що розміщено під крилом на рівні поплавка. UA 74758 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до галузі авіації, зокрема до конструкцій літаків, а саме до конструкцій гідролітаків. Відомий гідролітак, що містить фюзеляж, кабіну льотчиків та пасажирську кабіну, які розташовано в фюзеляжі, крило з механізацією та підкрильними поплавками, розміщеними на підкрильних стійках, вертикальне та горизонтальне оперення, двигун, який встановлено над крилом, і шасі, що вбирається до борту фюзеляжу [1]. Недоліком відомої конструкції гідролітака є те, що літак має недостатні злітно-посадочні характеристики, а наявність хвостового колеса викликає шляхову нестійкість при рулінні, пробігу та розбігу літака. Механізація крила працює тільки на визначених режимах польоту, при цьому приріст підйомної сили крила можливий тільки на режимах зльоту та посадки. Найбільш близьким технічним рішенням як за суттю, так і за задачею, що вирішується, яке вибране за найближчий аналог (прототип), є гідролітак, що місить фюзеляж, крило з механізацією задньої кромки та з підкрильними поплавками, розміщеними на підкрильній стійці, вертикальне та горизонтальне оперення, двигун, що розташований над фюзеляжем в районі стику консолей крила, триопорне шасі, кабіну льотчиків та пасажирську кабіну, які розміщено у фюзеляжі одна поза іншою. [2]. Недоліком гідролітака, який вибрано за найближчий аналог (прототип), є те, що він має недостатні злітно-посадочні та льотні характеристики через те, що механізація крила (у вигляді поворотних закрилків) не забезпечує значного приросту підйомної сили крила на. режимах зльоту і посадки (особливо при зльоті з води або при посадці на водну поверхню), і тим більше на крейсерських режимах польоту, коли додатковий приріст підйомної сили крила можливо отримати лише через використання ефекту "прилипання" потоку повітря, що обтікає крило, до тангенціально криволінійної поверхні, яка утворюється профілем крила та відхиленим закрилком. При ускладненні конструкції механізації крила збільшення підйомної сили буде досягнуто, однак це приведе до збільшення Сх крила і зниження аеродинамічної якості К. В основу корисної моделі поставлено задачу шляхом розміщення додаткового обладнання забезпечити поліпшення льотних та тактико-технічних характеристик гідролітака. Суть технічної задачі в гідролітаку, що містить фюзеляж, крило з механізацією задньої кромки та з підкрильними поплавками, розміщеними на підкрильній стійці, вертикальне та горизонтальне оперення, двигун, що розташований над фюзеляжем в районі стика консолей крила, триопорне шасі, кабіну льотчиків та пасажирську кабіну, які розміщено у фюзеляжі одна поза іншою, полягає в тому, що він додатково містить обтічник передньої стійки шасі, закріплений в передній частині фюзеляжу, крило додатково оснащено самоорієнтовними щитками, які розміщено на передній кромці крила уздовж розмаху крила, та виконано у вигляді секцій, силовими пілонами, які встановлено на верхній поверхні крила, верхніми допоміжними несучими поверхнями, які розміщено над крилом з можливістю поздовжнього переміщення над крилом по напрямних, що розміщені в зазначених пілонах, та нижніми несучими поверхнями, що розміщено під крилом на рівні поплавка. Суть корисної моделі полягає і в тому, що самоорієнтовні щитки з'єднано з механізмом керування, розміщеним у крилі, підкрильний поплавок виконано розділеним поперечною перегородкою на два відсіки, передній з яких є ємністю для палива, а задній - нішею для розміщення основної стійки шасі, на підкрильній стійці виконано рульову поверхню, вісь повороту якої паралельна осі підкрильної стійки, передню стійку шасі виконано закріпленою до носової частини фюзеляжу з поворотом по польоту та із фіксацією у горизонтальному положенні при її вбиранні до обтічника, а поплавок з'єднано з бортом фюзеляжу через нижню допоміжну несучу поверхню, яку розміщено горизонтально і паралельно крилу, а профіль усіх допоміжних поверхонь виконано з випуклою верхньою і плоскою нижньою поверхнями. Суть корисної моделі полягає і в тому, що верхні допоміжні несучі поверхні встановлено під крилом так, що утворюють з верхньою поверхнею крила та стінками пілонів канал, що звужується, на всьому діапазоні переміщень зазначених верхніх допоміжних несучих поверхонь уздовж пілонів, а осі повороту обох рульових поверхонь, які виконано на підкрильних стійках, розміщено в площині, що проходить через центр мас літака, перпендикулярно поздовжній осі літака. Рішення технічної задачі в гідролітаку (що заявляється) дійсно можливе тому, що: - шляхом закріплення в передній частині фюзеляжу обтічника передньої стійки шасі забезпечується плавність обтікання передньої стійки шасі в польоті, а при торканні літаком перешкоди при русі по воді, передня стійка шасі (в убраному в обтічник положенні) виконує функції амортизатора; - шляхом оснащення крила додатковими самоорієнтовними щитками (які розміщено на передній кромці крила уздовж розмаху крила, та виконано у вигляді секцій) забезпечується збільшення критичного кута атаки (не менше ніж на 5…10 градусів); 1 UA 74758 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 - шляхом оснащення крила силовими пілонами (які встановлено на верхній поверхні крила) та верхніми допоміжними несучими поверхнями (які розміщено над крилом з можливістю поздовжнього переміщення над крилом по напрямних, що розміщені в зазначених пілонах), забезпечується формування безвідривного обтікання крила з відхиленою механізацією (за рахунок організованого обтікання шляхом здійснення притискання потоку повітря до тангенціальної поверхні крила, при цьому більша частина крила обтікається ламінарним потоком. Цей захід дозволяє значно збільшити підйомну силу Y крила на посадочних режимах польоту; - шляхом оснащення гідролітака нижніми несучими поверхнями, що розміщено під крилом на рівні поплавка, створюється ефект, який використовується на екранопланах, що дозволить зменшити довжину, відповідно, посадки чи розбігу літака; - шляхом розподілу підкрильного поплавка поперечною перегородкою на два відсіки, передній з яких є ємністю для палива, а задній - нішею для розміщення основної стійки шасі, забезпечується, відповідно, створення додаткового запасу палива та забезпечується аеродинамічне обтікання основних стійок шасі; - шляхом виконання на підкрильній стійці рульової поверхні, вісь повороту якої паралельна осі підкрильної стійки і розташована в площині, що проходить через центр мас літака, здійснюється можливість керування літаком в горизонтальній площині без зміни напрямку польоту; - шляхом закріплення передньої стійки шасі до носової частині фюзеляжу з поворотом по польоту та із фіксацією у горизонтальному положенні при її вбиранні до обтічника, забезпечується амортизація літака при торканні до перешкоди (при русі по воді); - шляхом з'єднання поплавка з бортом фюзеляжу через нижню допоміжну несучу поверхню, яку розміщено горизонтально і паралельно крилу, забезпечується жорсткість підкрильної стійки; - шляхом виконання профілю усіх допоміжних поверхонь з випуклою верхньою і плоскою нижньою поверхнями забезпечується якість обтікання зазначених поверхонь, а також створення верхніми допоміжними несучими поверхнями каналу (з верхньою поверхнею крила та стінками пілонів), що звужується, на всьому діапазоні переміщень зазначених верхніх допоміжних несучих поверхонь уздовж пілонів; - шляхом розміщення осі повороту обох рульових поверхонь, які виконано на підкрильних стійках, в площині, що проходить через центр мас літака перпендикулярно поздовжній осі літака, забезпечується можливість керування літаком в горизонтальній площині без зміни напрямку польоту. Таким чином гідролітак, що заявляється, відповідає критерію корисної моделі "новизна". Суть технічного рішення в корисній моделі „Гідролітак" пояснюється за допомогою креслень, де на Фіг. 1 показано конструктивно-компонувальну схему гідролітака, що заявляється, на виді 3 /4 спереду зверху (з випущеними стійками шасі), на Фіг. 2 показано конструктивнокомпонувальну схему гідролітака, що заявляється, на виді збоку зліва (з випущеними стійками шасі), на Фіг. 3 показано схему обтікання крила на крейсерському режимі польоту, на Фіг. 4 показано схему обтікання крила на злітно-посадочних режимах польоту, на Фіг. 5 показано графік залежності коефіцієнта підйомної сили Су від кута атаки , на Фіг. 6 показано графік залежності аеродинамічної якості К від кута атаки , на Фіг. 7 показано схему виходу літака на критичний кут атаки і створення вихору, на Фіг. 8 показано конструктивно-компонувальну схему пристрою, призначеного для збільшення критичного кута атаки, на Фіг. 9 показано схему керування польотом гідролітака в горизонтальній площині з використанням тільки руля напряму вертикального оперення, на Фіг. 10 показано схему керування польотом гідролітака в горизонтальній площині з використанням як руля напряму вертикального оперення, так і рульових поверхонь, які виконано на підкрильних стійках, в площині, що проходить через центр мас літака перпендикулярно поздовжній осі літака, чим забезпечується можливість керування літаком в горизонтальній площині без зміни напрямку польоту, на Фіг. 11 показано 3 конструктивно-компонувальну схему гідролітака, що заявляється, на виді /4 спереду зверху (з убраними стійками шасі), на Фіг. 12 показано конструктивно-компонувальну схему гідролітака, що заявляється, на виді збоку зліва (з убраними стійками шасі). Гідролітак (який заявляється - див. схеми на Фіг. 1-2, 9-12) містить фюзеляж 1, виконаний у вигляді човна, крило 2 із механізацією 3 по задній кромці та з підкрильним поплавком 4, який закріплено на крилі 2 за допомогою стійки 5, вертикальне 6 та горизонтальне 7 оперення з рулями 8. На крилі 2 встановлено двигун 9 та додатково розміщено силові пілони 10 і самоорієнтовні щитки 11. На пілонах 10 виконано напрямні 12, в яких закріплено з можливістю переміщення вздовж останніх допоміжні несучі поверхні 13. Згадані несучі поверхні 13 встановлено над крилом 2 із зазором. Профіль несучих поверхонь 13 виконано у вигляді 2 UA 74758 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 вигнутої верхньої поверхні і прямої нижньої поверхні (для створення каналу, що звужується, з крилом 2 на всьому діапазоні переміщень несучих поверхонь 13 по напрямних 12 силових пілонів 10 уздовж крила 2). Силові пілони 10 виконано виступаючими за передню кромку крила 2 на величину, яка забезпечує вихід над згаданою передньою кромкою крила 2 допоміжних несучих поверхонь 13 на величину не більше 1/3 їх хорди (див. схему на Фіг. 3). Управління переміщенням допоміжних несучих поверхонь 13 по напрямних 12 здійснюється за допомогою механізму переміщень, виконаному, наприклад, у вигляді гідроциліндра або електромеханізму (на Фіг. 1…12 - не показано). На підкрильній стійці 5 розміщено рульову поверхню 14. Вісь повороту обох рульових поверхонь 14, які виконано на підкрильних стійках 5, розміщено в площині, що проходить через центр мас (позиція "ЦМ") літака 1 перпендикулярно поздовжній осі (вісь X - див. схеми на Фіг. 9-10) літака 1. Управління рульовою поверхнею 14 здійснюється за допомогою допоміжної системи управління, яка з'єднана із основною системою управління літаком (зазначену систему управління на Фіг. 1…12 - не показано). Передню стійку шасі 15 закріплено в шарнірі 16 в носовій частині фюзеляжу 1 і виконано поворотною у бік польоту відносно згаданого вузла кріплення (позиція 16). В убраному положенні передня стійка 15 займає горизонтальне положення і ховається до обтічника 17, встановленого в передній частині фюзеляжу 1. При цьому частина колеса (пневматика) стійки 15 виступає за обвід обтічника 17 і виконує функції амортизатора при торканні передньою частиною фюзеляжу 1 перешкоди. Підкрильний поплавок 4 з'єднано з бортом фюзеляжу 1 через додаткову несучу поверхню 18. Внутрішню порожнину поплавка 4 розділено поперечною перегородкою 19 на два відсіки: перший з яких (позиція "В1") є ємністю для палива (позиція "П"), а задній (позиція "В2") - нішею (позиція "Н") для основної стійкі шасі 20. Ніша (позиція "Н") заднього відсіку (позиція "В2") закривається стулками 21, які запобігають заповненню ніші (позиція "Н") водою при русі гідролітака по водній поверхні. У фюзеляжі 1 районі центра мас (позиція "ЦМ") розміщено кабіну 22 (сумісну для екіпажу та пасажирів). Основні паливні баки 23 розташовано у центроплані літака. Самоорієнтовні щитки 11, як варіант конструкції, мають керуючий механізм 24, шток 25 якого з'єднано з щитком 11 за допомогою троса 26 (див. схеми на Фіг. 1 та на Фіг. 8). Самоорієнтовний щиток 11 закріплено на крилі 2 в районі носка крила у вузлі повороту 27 (див. схему на Фіг. 8). Гідролітак (який заявляється) експлуатується таким чином. При зльоті з ґрунту закрилки (механізація крила 2) встановлюються/висуваються у злітне положення. Одночасно з цим допоміжні несучі поверхні 13 переміщуються у напрямку кіля по напрямних 12 силових пілонів 10 до крайнього положення, при якому несучі поверхні 13 зсунуто відносно носка крила 2 на величину, яка дорівнюється 1/3 їх хорди (bнп). Повітряний потік Vo (див. схему на Фіг. 4) від повітряних гвинтів двигуна 9 і набігаючого потоку повітря обтікає крило 2 по звужуючому каналу, який створюється верхньою поверхнею крила 2, нижньою поверхнею допоміжної несучої поверхні 13 та стінками пілонів 10, і, проходячи у щілину, яка створена задньою кромкою допоміжної несучої поверхні 13 і крилом 2, обтікає відхилений закрилок 3 (де має швидкість Vi) - див. схему на Фіг. 3). За рахунок організованого обтікання зі збільшеною швидкістю (V>Vo) потоку верхньої поверхні крила 2 та відхиленої механізації 3 (закрилка), значно збільшується підйомна сила Y крила (сумарна підйомна сила від тиску Р) (що складається з суми тисків крила 2 (Рк), допоміжної несучої поверхні 13 (-Рдп) Це здійснюється за рахунок збільшення перепаду тиску Р на верхній і нижній поверхнях крила 2, відповідно, перепад тиску (-Рк) та (+Рк) (див. схему на Фіг. 4). Після набору гідролітаком потрібної висоти, шасі (передня стійка 15 і основні стійки 20) вбираються, відповідно, до обтічника 17 і до заднього відсіку (позиція "В2") поплавка 4. Після прибирання основних стійок шасі 20 у нішу (позиція "Н") підкрильного поплавка 4, ніша (позиція "Н") зачиняється створками 21 (див. схеми на Фіг. 11-12). На крейсерському режимі польоту закрилки (позиція 3) вбираються до нульового положення. Разом з цим допоміжні несучі поверхні 13 переміщуються по польоту вперед до крайнього положення, при якому останні виступають на 1/3 своєї хорди (bнп) над носком крила 2 (див. схему на Фіг. 3). Таке взаємне положення поверхонь 13 і крила 2 дає найкращий аеродинамічний ефект обтікання верхньої поверхні крила 2 на крейсерських режимах польоту. Привід для переміщення допоміжних несучих поверхонь 13 по напрямних 12 пілонів 10 може бути конструктивно різним (наприклад, гідравлічним або електромеханічним). Переміщення допоміжних несучих поверхонь 13 по напрямних 12 може виконуватись або автоматично, відстежуючи кут атаки літака, або вони можуть встановлюватися в необхідне положення (та фіксуватися у цьому положенні) по командах екіпажу. В польоті використовуються самоорієнтовні щитки 11, які дозволяють затягувати зрив потоку повітря з крила 2 на великих кутах атаки - на критичних кутах атаки (позиція крит), і таким 3 UA 74758 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 чином збільшити критичний кут атаки крит на 8-10 градусів, запобігаючи зриву літака 1 у штопор (див. графік на Фіг. 5 та схему на Фіг. 7). Принцип роботи самоорієнтовних щитків 11 полягає у наступному (див. схеми на Фіг. 5-8). При виході гідролітака на зазначений кут атаки (див. схему на Фіг. 7), який дорівнює критичному куту атаки крит, сигнал з датчика кута атаки 28 (який знаходиться на літаку 1 - див. схеми на Фіг. 1-2, на Фіг. 8 та на Фіг. 11-12), наприклад, при автоматичному керуванні, відповідним чином подається на керуючий механізм 24 (а в режимі ручного керування - з блока керування (позиція 29) - див. схему на Фіг. 8). Робота механізму 24 забезпечує вихід його штока 25. Вихід штока 25 приводить до послаблення натягу тросика 26, що утримує самоорієнтовний щиток 11 у притиснутому до конструкції крила 2 стані, та забезпечення самоорієнтовному щитку 11 можливості самоорієнтовного обертання відносно вузлів кріплення 27. Під дією розрядження над верхньою поверхнею крила 2, самоорієнтовний щиток 11 піднімається на означений кут і, обертаючись у вузлі кріплення 27 (див. схему на Фіг. 8). Вихор (позиція 30), який утворюється над верхньою поверхнею крила 2 (див. схему на Фіг. 7), проходить уздовж його розмаху. Вільний вихор, який утворився при цьому, викликає розрядження над верхнею поверхнею крила 2 та затягує, таким чином, виникання та розвиток відриву потоку повітря, який обтікає крило 2. В результаті цього зростають значення Сумах, крит та К (див. графіки на Фіг. 5-6). За розмахом крила 2 самоорієнтовні щитки 11 у процесі роботи встановлюються на оптимальний кут і відповідно з геометрією профілю крила 2 у цьому перерізі (див. схему на Фіг. 11). Можливість здійснення технічного рішення була підтверджена продувками у аеродинамічній трубі на моделях крила складної форми у плані, які містять стріловидне крило з кутом стріловидності пк=45° уздовж передньої кромки та корінного напливу кн/пк=70° і запропонованого пристрою, розташованого на консольній частині крила 2, значення хорди якого дорівнювало 10 % місцевої хорди крила bj. Продувки показали, що несучі властивості крила при цьому зростали на 8-9 % (Сумах=0,і), а значення критичного кута атаки крит зросло на 5-6 градусів. Були проведені продувки моделі літака, який мав крило складної форми у плані, з встановленим на крилі пристроєм (конструкція якого описується), продувки показали, що несучі властивості крила зросли на величину Су=0,16…0,17 у порівнянні з крилом з відхилюваним носком крила, де Су=0.06. Кут атаки крит збільшився при цьому на Δкрит =2,5°, порівняно з відхиленням носка на подібному крилі Δкрит =1,5°. Експериментальні дослідження (які були проведені у гідродинамічній трубі) показали, що виникаючий при обтіканні вільноорієнтовних пластин вільний вихор, проходячи у районі елерона, збільшує його аеродинамічну ефективність на великих кутах атаки (див. графіки на Фіг. 5-6). Вимикання пристрою 24 з роботи може здійснюватися автоматично за командами датчика 28 кута атаки або вручну пілотом за допомогою блока керування 29 (див. схему на Фіг. 8) Сигнал управління подається на керуючий механізм 24, який завдяки втягуванню штока 25, натягує тросик 26, а той, у свою чергу, притягує вихоростворюючу пластину, а саме, самоорієнтовний щиток 11, до конструкції крила 2, забезпечуючи плавність обтікання профілю крила 2. Паливо (позиція "П") в польоті виробляється як із основних паливних баків 23 [3], так і з паливного бака 31, що розташований у передньому відсіку (позиція "В 1") поплавка 4 (див. схеми на Фіг. 1-2 та на Фіг. 11-12). При пікіруванні гідролітака допоміжні несучі поверхні 13 (відстежуючи команди на переміщення або кут атаки) переміщуються знову назад (в напрямку кіля 6) відносно передньої кромки крила 2, затримуючи тим самим зрив потоку повітря з крила 2 на посадочних кутах атаки. При посадці допоміжні несучі поверхні 13 працюють аналогічно згаданому вище (як при пікіруванні). Разом із переміщенням несучих поверхонь 13 назад випускаються закрилки 3 і встановлюються на посадочний кут. При цьому за рахунок організованого обтікання крила 2 повітряним потоком, що виходить зі згаданої щілини (див. схему на Фіг. 4) і проходить над верхньою поверхнею крила 2 в районі закрилка 3, збільшується підйомна сила Y крила2 [3], [4]. У польоті зміна напряму руху літака 1 (а саме, гідролітака, що заявляється) може здійснюватись або роботою руля напряму (позиція "РН" див. схеми на Фіг. 1-2, 7, 9-12) основного кіля 6, або сумісною роботою основного вертикального оперення 6 (з рульовою поверхнею 8 (руль напряму - позиція "РН"), яка змінює напрям польоту літака (позиція 1) у горизонтальній площині) та додаткового вертикального оперення, яке виконане у вигляді підкрильної стійки 5, яка оснащена рульовою поверхнею 14 (див. схеми на Фіг. 1-2, 11-12). У разі використання тільки основного вертикального оперення 6 маневрування у горизонтальній 4 UA 74758 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 площині здійснюється зі зміною напряму руху, кутів атаки, крену та ковзання (див. схему на Фіг. 9). У випадку сумісної роботи основного 6 і додаткового 5 вертикальних оперень (за умовою, що додаткове вертикальне оперення 5 знаходиться близько до центру мас "ЦМ" літака 1), переміщення гідролітака у горизонтальній площині (площині польоту) буде здійснюватись без зміни напряму руху літака - переміщення здійснюється паралельно напряму польоту (див. схему на Фіг. 10) [3], [4]. При посадці випускаються закрилки 3, які встановлюються на посадочний кут. Одночасно додаткові несучі поверхні 13 зсуваються назад у бік кіля 6, а передня опора шасі 15 і основні опори 20 випускаються (див. схеми на Фіг. 1-2). При перестановці додаткової несучої поверхні 13 у стан, який забезпечує безвідривне обтікання крила 2 з відхиленою механізацією 3, за рахунок організованого обтікання шляхом притискання потоку повітря до тангенціальної поверхні крила 2, більша частина крила 2 обтікається ламінарним потоком [4]. Цей захід дозволяє значно збільшити підйомну силу Y крила на посадочних режимах польоту. Додаткове вертикальне оперення 5 з рульовою поверхнею 14 на режимах зльоту і посадки автоматично вимикається з роботи основного руля напряму 8 (а саме позиція "РН") - див. схеми на Фіг. 1-2 та схеми на Фіг. 11-12. При посадці на воду (або при зльоті з води) додаткова несуча поверхня 18 буде створювати ефект, який використовується на екранопланах, що дозволить зменшити довжину, відповідно, посадки чи розбігу [4]. Застосування додаткових несучих поверхонь 13, які встановлені над крилом 2 літака 1 з можливістю подовжніх переміщень відносно носка 32 крила 2, буде допомагати необхідній організації безвідривного обтікання поверхні крила 2 на усіх режимах польоту, включаючи режими зльоту і посадки. Варіюванням взаємного розташування додаткових несучих поверхонь 13 відносно носка 32 крила 2 дозволить збільшити підйомну силу крила 2 за рахунок поліпшення обтікання крила 2 з відхиленою механізацією З ламінарним потоком повітря і за рахунок додаткової площині несучої поверхні 13. Використання додаткового вертикального оперення 5, яке встановлене поблизу до центра мас „ЦМ" літака 1, і оснащеного рулем повороту/напряму 14, дозволить робити еволюції літака у горизонтальній площині шляхом його площинного переміщення без зміни напряму руху літака 1, кутів атаки, крену та ковзання, Використання самоорієнтовних щитків 11 дозволить збільшити критичний кут атаки та не допустити звалювання літака 1 в штопор при досягненні критичного кута атаки. Використання усіх вищезазначених технічних рішень, що є новими відносно до прототипу, дозволить зробити гідролітак більш ефективним і високоманевровим. Підвищення ефективності застосування гідролітака, який заявляється, у порівнянні з прототипом, досягається за рахунок застосування у ньому нових технічних рішень, що забезпечує підвищення ефективності органів поздовжнього і поперечного керування літаком та поліпшення при цьому льотних та тактико-технічних характеристик зазначеного гідролітака. Джерела інформації: 1. Шавров В.Б. История конструкций самолетов в СССР 1938-1960 гг. / Материалы к истории самолетостроения, издание 2-е, - М.: Машиностроение, 1978. - С. 132-134-аналог. 2. Шавров В.Б. История конструкций самолетов в СССР 1938-1960 гг. / Материалы к истории самолетостроения, издание 2-е, - М.: Машиностроение, 1978. - С. 424-426 (Гидросамолет Бе-8) - прототип. 3. Проектирование самолетов. Издание третье, переработанное и дополненное. Под ред. дра технических наук С.М. Егера. - М.: Машиностроение, 1983. 4. Практическая аэродинамика маневренных самолетов. Учебник для летного состава. Под общей редакцией Н.М. Лысенко, - М.: Военное издательство Министерства обороны СССР, 1977. - С. 24-30. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 1. Гідролітак, що містить фюзеляж, крило з механізацією задньої кромки та з підкрильними поплавками, розміщеними на підкрильній стійці, вертикальне та горизонтальне оперення, двигун, що розташований над фюзеляжем в районі стика консолей крила, триопорне шасі, кабіну льотчиків та пасажирську кабіну, які розміщено у фюзеляжі одна поза іншою, який відрізняється тим, що він додатково містить обтічник передньої стійки шасі, закріплений в передній частині фюзеляжу, крило додатково оснащено самоорієнтовними щитками, які розміщено на передній кромці крила уздовж розмаху крила, та виконано у вигляді секцій, силовими пілонами, які встановлено на верхній поверхні крила, верхніми допоміжними несучими поверхнями, які розміщено над крилом з можливістю поздовжнього переміщення над 5 UA 74758 U 5 10 15 крилом по напрямних, що розміщені в зазначених пілонах, та нижніми несучими поверхнями, що розміщено під крилом на рівні поплавка, при цьому самоорієнтовні щитки з'єднано з механізмом керування, розміщеним у крилі, підкрильний поплавок виконано розділеним поперечною перегородкою на два відсіки, передній з яких є ємністю для палива, а задній нішею для розміщення основної стійки шасі, на підкрильній стійці виконано рульову поверхню, вісь повороту якої паралельна осі підкрильної стійки, передню стійку шасі виконано закріпленою до носової частини фюзеляжу з поворотом по польоту та із фіксацією у горизонтальному положенні при її прибиранні до обтічника, а поплавок з'єднано з бортом фюзеляжу через нижню допоміжну несучу поверхню, яку розміщено горизонтально і паралельно крилу, причому профіль усіх допоміжних поверхонь виконано з випуклою верхньою і плоскою нижньою поверхнями. 2. Гідролітак за п. 1, який відрізняється тим, що верхні допоміжні несучі поверхні встановлено під крилом так, що утворюють з верхньою поверхнею крила та стінками пілонів канал, що звужується, на всьому діапазоні переміщень зазначених верхніх допоміжних несучих поверхонь уздовж пілонів. 3. Гідролітак за п. 1, який відрізняється тим, що осі повороту обох рульових поверхонь, які виконано на підкрильних стійках, розміщено в площині, що проходить через центр мас літака перпендикулярно поздовжній осі літака. 6 UA 74758 U 7 UA 74758 U 8 UA 74758 U 9 UA 74758 U Комп’ютерна верстка І. Скворцова Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 10