Літальний апарат

1. Літальний апарат, що включає фюзеляж з гондолою, в якій розміщені кабіна пілота і силова установка з гвинтом, а також несучу площину, що 3 Літак включає фюзеляж, двигуни, кабіну керування, шасі, хвостове оперення з кермом висоти, аеродинамічні засоби керування креном. Особливістю літака є те, що знизу фюзеляжу встановлені лоткові крила, на передній верхній поверхні яких встановлені двигуни ТРД, при роботі яких максимальна кількість газів, що відходять, проганяється через лоткові крила, утворюючи підйомну силу. При працюючих двигунах ТРД під час зльоту, польоту і посадки літака гази, що відходять від двигунів, проганяються через лоткові крила. Рух газів в лоткових крилах супроводжується збільшенням швидкості і зменшенням тиску. Усередині крил створюється розрідження, а знизу крил утворюється підйомна сила. Загальними ознаками аналогу і рішення, що заявляється, є: літальний апарат, що включає фюзеляж з кабіною керування, силову установку, несучу площину, що виконана в вигляді лоткового крила, хвостове оперення з кермом висоти, пристрій керування креном і шасі. Особливістю зазначених літальних апаратів, як аналогів, є значно зменшені поперечні розміри в результаті використання лоткового крила. Зменшені поперечні розміри знижують ефективність використання аеродинамічних засобів керування креном в вигляді елеронів чи елевонів. Це пояснюється тим, що при зменшенні поперечних розмірів літального апарата плече прикладення аеродинамічної сили елерона чи елевона відносно центра ваги літального апарата зменшується, а це означає, що зменшується величина крутильного моменту, що викликає відповідний крен літального апарата. Як прототип вибрано літальний апарат по [патенту України №64235 А, МПК 7 В64С3/10, дата подання заявки 10.04.2003]. Літальний апарат включає фюзеляж з гондолою, в якій розміщені кабіна пілота і силова установка з гвинтом, високо розташоване над фюзеляжем і розміщене уздовж осі фюзеляжу лоткове крило, хвостове оперення з кермом висоти, пристрій керування креном і шасі. Крило виконане в вигляді жолоба змінного поперечного перетину, випуклість якого направлена вверх, а поперечна площа якого поступово зменшується від максимальної біля передньої кромки лоткового крила до мінімальної в напрямку задньої кромки лоткового крила. Крило має верхню і нижню площини, причому верхня площина крила у фронтальному перетині виконана опуклою, нижня площина крила увігнутою. Пристрій керування креном виконаний в вигляді елеронів, які встановлені над лотковим крилом. Загальними ознаками прототипу і рішення, що заявляється, є: літальний апарат, що включає фюзеляж з гондолою, в якій розміщені кабіна пілота і силова установка з гвинтом, несучу площину, що виконана в вигляді лоткового крила, закріпленого уздовж фюзеляжу, хвостове оперення з кермом висоти, пристрій керування креном і шасі. Як уже зауважувалось, керування креном за допомогою елеронів чи елевонів, як аеродинамічних органів керування, симетрично розташованих на задній кромці консолей крила у літаків норма 89583 4 льної схеми, в літальних апаратах з лотковим крилом, розташованим уздовж фюзеляжу, неефективно внаслідок малих поперечних розмірів літального апарата. Крім того, для літальних апаратів малої авіації є характерним виконання еволюцій на малих швидкостях польоту, наприклад при зльоті і посадці на автодороги. На малих швидкостях польоту ефективність аеродинамічних органів керування креном в більшості випадків є низькою. Тобто існує проблема підвищення ефективності керування креном літального апарата, в якому використане лоткове крило і для якого є характерним виконання еволюцій на малих швидкостях польоту. Одним із напрямків вирішення зазначеної проблеми є розробка систем примусового керування креном без використання аеродинамічних органів керування. В основу винаходу поставлена задача удосконалення літального апарата, в якому за рахунок конструктивних особливостей забезпечується підвищення ефективності керування креном при малих поперечних розмірах літального апарата та в умовах виконання еволюцій при малих швидкостях польоту. Проставлена задача вирішується тим, що в літальному апараті, що включає фюзеляж з гондолою, в якій розміщені кабіна пілота і силова установка з гвинтом, несучу площину, що виконана в вигляді лоткового крила, закріпленого уздовж фюзеляжу, хвостове оперення з кермом висоти, пристрій керування креном і шасі, відповідно до винаходу пристрій керування креном виконаний в вигляді компресора, послідовно з'єднаних з компресором розподільника повітря і повітропроводів, на виходах яких виконані по два протилежно направлених сопла, що розташовані на протилежних боках фюзеляжу. Зазначені ознаки складають сутність винаходу. Доцільно розподільник повітря, повітропроводи і сопла з'єднати між собою з можливістю виходу повітря через сопла в протилежному напрямку на протилежних боках фюзеляжу. Доцільно також сопла розташувати на протилежних боках фюзеляжу на одному рівні з віссю, яка проходить через центр ваги літального апарата. Суттєві ознаки винаходу знаходяться в причинно-наслідковому зв'язку з технічним результатом, що досягається. Так, відмітні ознаки винаходу (пристрій керування креном виконаний в вигляді компресора, послідовно з'єднаних з компресором розподільника повітря і повітропроводів, на виходах яких виконані по два протилежно направлених сопла, що розташовані на протилежних боках фюзеляжу) в сукупності з істотними ознаками винаходу, спільними з прототипом, забезпечують підвищення ефективності керування креном при малих поперечних розмірах літального апарата та в умовах виконання еволюцій при малих швидкостях польоту. Це пояснюється тим, що керування креном літального апарата пристроєм в вигляді компресо 5 ра, послідовно з'єднаних з компресором розподільника повітря і повітропроводів, на виходах яких виконані по два протилежно направлених сопла, що розташовані на протилежних боках фюзеляжу, є примусовим керуванням креном без використання аеродинамічних органів керування і без залежності від поперечних розмірів літального апарата та умов виконання еволюцій при малих швидкостях польоту. Крен літального апарата в такій конструкції визначається тільки продуктивністю компресора та розподіленням потоку повітря від компресора між соплами, що розташовані на протилежних боках фюзеляжу. Зазначені параметри керування креном не залежать ні від поперечного розміру літального апарата, ні від швидкості польоту при виконанні відповідних еволюцій. Все зазначене дає можливість підвищити ефективність керування креном при малих поперечних розмірах літального апарата та в умовах виконання еволюцій при малих швидкостях польоту. Нижче приводиться докладний опис літального апарата з посиланнями на креслення на яких показано: Фіг.1 - Літальний апарат, вигляд збоку. Фіг.2 - Літальний апарат, вигляд спереду. Фіг.3 - Літальний апарат, несуча площина. Фіг.4 - Літальний апарат, кермо висоти. Фіг.5 - Літальний апарат, вигляд в аксонометрії з виділенням розташування пристрою керування креном. Фіг.6 - Літальний апарат, пристрій керування креном. Фіг.7 - Літальний апарат, схематичне зображення розподільника повітря в режимі лівого крену. Фіг.8 - Літальний апарат, схематичне зображення розподільника повітря в режимі правого крену. Літальний апарат включає фюзеляж 1 з гондолою 2, в якій розміщені кабіна пілота 3 і силова установка 4 з двома гвинтами 5, несучу площину, що виконана в вигляді лоткового крила 6, закріпленого уздовж фюзеляжу 1, хвостове оперення 7 з кермом висоти 8, пристрій керування креном 9 і шасі 10 (фігури 1, 2, 5). Лоткове крило 6 (фігура 3) виконане в вигляді жолоба 11 змінного перетину, випуклість якого направлена вверх. Поперечний перетин жолоба 11 максимальний біля передньої кромки лоткового крила 6 в напрямку польоту і поступово зменшується в напрямку задньої кромки лоткового крила 6. З боків жолоба 11 виконані дві горизонтальні площини 12, як стабілізатори. Над лотковим крилом 6 встановлено додаткове лоткове крило 13, що виконане в вигляді жолоба змінного поперечного перетину, випуклість якого направлена вниз. Поперечний перетин жолоба додаткового лоткового крила 13 мінімальний біля передньої кромки додаткового лоткового крила 13 в напрямку польоту і поступово збільшується в напрямку його задньої кромки. Додаткове лоткове крило 13 закріплене зверху лоткового крила 6 біля його передньої кромки уздовж фюзеляжу 1. В задній частині лоткового крила 6, уздовж зовнішніх сторін горизон 89583 6 тальних площин 12 закріплені дві бокові вертикальні площини 14. Виконання несучої площини в вигляді лоткового крила 6, горизонтальних площин 12, додаткового лоткового крила 13 та бокових вертикальних площин 14 забезпечує безпечне планування літального апарата з виключеною силовою установкою в результаті переміщення центра підйомної сили в напрямку передньої частини літального апарата та уникнення хвилеподібної траєкторії планування. У зв'язку з прийнятою конфігурацією несучої площини кермо висоти 8 повинне долати великі аеродинамічні навантаження від дії повітряних потоків на задню частину несучої площини. В зв'язку з цим кермо висоти 8 виконане в вигляді двох горизонтальних поворотних площин - верхньої 15 і нижньої 16, які працюють синхронно (фігура 4). Верхня площина 15 керма висоти 8 перенаправляє ущільнений потік повітря, який утворюється під час польоту безпосередньо під нижньою поверхнею несучої площини. Нижня площина 16 керма висоти 8 знаходиться в центрі повітряного потоку від гвинтів 5. Як уже зауважувалось, для керування креном звичайні елерони чи елевони не вписуються в дану конструкцію, оскільки виходячи з особливостей літального апарата (малі поперечні розміри, еволюції на малих швидкостях, зліт і посадка на автодороги та інше) керування креном необхідно виконувати примусово незалежно від швидкості польоту. Для цього пристрій керування креном 9 виконаний в вигляді компресора 17, послідовно з'єднаних з компресором розподільника повітря 18 і повітропроводів 19, на виходах яких виконані по два протилежно направлених сопла 20, 21. Компресор 17 розташований в нижній частині гондоли 2. Протилежно направлені сопла 20, 21 розташовані на протилежних боках фюзеляжу 1. Розподільника повітря 18, повітропроводи 19 і сопла 20, 21 з'єднані між собою з можливістю виходу повітря через сопла 20, 21 в протилежному напрямку на протилежних боках фюзеляжу 1. Сопла 20, 21 розташовані на протилежних боках фюзеляжу 1 на одному рівні з віссю 22, яка проходить через центр ваги літального апарата. Кожен повітропровід 19 виконаний в вигляді двох паралельних каналів, входи яких з'єднані з розподільником повітря 18, а на виходах паралельних каналів виконані протилежно направлені сопла 20, 21. Розподільник повітря 18 включає поворотну заслінку 23, яка встановлена в потоці повітря на ділянці між компресором 17 і повітропроводами 19 і має два крайні положення, в яких змінюється характер розподілу повітря між соплами 20, 21. На Фіг.7 показано положення заслінки 23 для забезпечення лівого крену літального апарата. В даному положенні заслінки 23 потік повітря від компресора 17 через розподільник повітря 18 і повітропроводи 19 направляється до сопла 20, що розташоване з лівого борту літального апарата і направлено вверх, а також до сопла 21, що розташоване з правого борту літального апарата і 7 направлено вниз. В результаті виникає крутильний момент навколо центра ваги літального апарата, який забезпечує лівий крен літальному апарата. На Фіг.8 показано положення заслінки 23 для забезпечення правого крену літального апарата. В даному положенні заслінки 23 потік повітря від компресора 17 через розподільник повітря 18 і повітропроводи 19 направляється до сопла 20, що розташоване з лівого борту літального апарата і направлено вниз, а також до сопла 21, що розташоване з правого борту літального апарата і направлено вверх. В результаті виникає крутильний момент навколо центра ваги літального апарата, який забезпечує правий крен літальному апарата. Привід компресора 17 виконаний з допомогою електродвигуна 24, який живиться від електрогенератора силової установки 4. У буфері електрогенератора встановлений акумулятор (не показано) для маневрування під час планування літального апарата у разі відмови силової установки 4. У польоті акумулятор заряджається і віддає струм тільки під час роботи пристрою керування креном, звільняючи тим самим силову установку 4 від перевантажень. Зазначені особливості приводу компресора 17 на кресленнях не показані, так як можуть мати різноманітне виконання. 89583 8 Для виконання крену ручкою керування переміщають заслінку 23 повітряного розподільника відповідно до напряму крену і включають електродвигун 24 компресора 17. Подальший рух ручки керування збільшує обороти електродвигуна 24, а значить і витрати повітря через відповідні сопла 20, 21, що приводить до збільшення кута відповідного крену. У даній конструкції кермо напряму не передбачається тому, що літальний апарат призначений для провізних польотів без виконання фігур вищого пілотажу. Утримувати літальний апарат в повітрі в нормальному положенні на всіх режимах польоту, а так само виконувати повороти за допомогою віражів передбачається за допомогою пристрою керування креном 9. Але, якщо буде необхідність в застосуванні керма напряму, то його нескладно внести в конструкцію, використовуючи для цього додаткові поворотні вертикальні площини. Можливо передбачити відбір потужності від силової установки 4 на шасі 10 і механізм керування шасі 10 для парковки літального апарата в ангарі (гаражі), для заїзду на автозаправні станції і тому подібне. Використовуючи зазначені принципи можлива розробка літальних апаратів різних конструкцій в межах сутності винаходу. 9 89583 10 11 Комп’ютерна верстка В. Мацело 89583 Підписне 12 Тираж 28 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601