Транспортный самолет "самолет в.с.григорчука"

 

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Сущность: самолет содержит фюзеляж, размещенные в нижней части передние, средние и задние полукрылья, маршевые двигатели, посадочное устройство и органы управления, причем в носке каждого полукрыла выполнены воздухозаборники 15, соединенные каналами 16 с баллоном-рессивером 17, размещенным вдоль размаха полукрыла, и соединенного каналами с верхними и нижними щелевыми диффузорами 21 и 22, выходящими на площадки, выполненные в углублениях верхней части профиля крыла. 5 з.п. ф-лы, 38 ил.

Изобретение относится к авиации и может найти применение в качестве транспортного средства.

Известен немецкий гидросамолет ЭРТЦ W 6 Шунер, содержащий фюзеляж в форме лодки, к которому прикреплены тандемом передние и задние бипланные крылья, хвостовое оперение, состоящие из вертикального и горизонтального стабилизаторов и соединенных с ними шарнирно рулей направления и высоты, два двигателя "ейбах" кинематически связаны с воздушным винтом толкающего типа, установленного на консолях над фюзеляжем за передним крылом.

Основные данные: мощность 2 240 л.с. (2·176,4 кВт), размах крыла 20 м, взлетная масса 5020 кг, скорость 117 км/ч. (П.Бауэрс. Летательные аппараты нетрадиционных схем. М. Мир, 1991 г. с. 44-45, рис. 2.11).

Недостатками известного гидросамолета являются: небольшая скорость движения, недостаточная маневренность, низкие технические характеристики для располагаемой мощности.

Указанные недостатки обусловлены неразвитым аэродинамическим профилем крыла, низким КПД винта и его невыгодным расположением, малым расстоянием между передними и задними крыльями, вследствие чего заднее крыло работает в невыгодном режиме, малым расстоянием между задними крыльями и хвостовым оперением.

Известен также австрийский гидросамолет В. Кросса, содержащий корпус в форме лодки, к которому прикреплены три монопланных крыла, установленных тандемом, двигатель, размещенный в центральной части корпуса, который кинематически связан с двумя воздушными винтами, размещенными над корпусом, вертикальный и горизонтальный стабилизаторы, соединенные с рулями направления и высоты. Мощность двигателя 24 л.с. (17,64 кВт), площадь крыльев 34 м² (там же, с. 38-40, рис. 2.4).

Известен транспортный самолет, содержащий фюзеляж, на котором закреплены два передних, два средних и два задних полукрыла, причем передние и задние полукрылья установлены в нижней части фюзеляжа тандемом, а средние полукрылья прикреплены к верхней части фюзеляжа посередине между передними и задними полукрыльями, вертикальные и горизонтальные стабилизаторы, посадочное устройство, маршевые двигатели, органы управления (Патент США N 2403499, кл. 244/15, 1961 г.) Недостатками известных гидросамолетов являются: низкий КПД среднего и заднего крыльев, малая мощность двигателя, отсутствие механизмов управления креном аппарата, слабовыраженный аэродинамический профиль крыльев.

Указанные недостатки обусловлены конструкцией самолета.

Целью настоящего изобретения является повышение эксплуатационных качеств самолета.

Указанная цель согласно изобретению обеспечивается тем, что фюзеляж лодочного типа, крылья, воздушный винт с силовой передачей, рули направления и высоты заменены фюзеляжем в форме полумонокока, передней и задней парой полукрыльев аэродинамического профиля, прикрепленных к нижней части фюзеляжа, средней парой полукрыльев такой же конструкции, прикрепленных к верхней части фюзеляжа посередине между передней и задней парами полукрыльев, причем каждое полукрыло со стороны носка имеет несколько воздухозаборников, соединенных каналами с воздушным баллоном-рессивером, размещенным вдоль размаха крыла и воздушными каналами соединенного с несколькими щелевидными диффузорами, размещенными внутри полукрыла в два ряда один над другим, выходные отверстия которых выходят на несколько изолированных друг от друга ровных площадок, выполненных в углублениях верхней части профиля полукрыла, генератором и компрессором, соединенных механически последовательно друг с другом и кинематически связанных с валом двигателя внутреннего сгорания, размещенного внутри фюзеляжа, двумя маршевыми реактивными двигателями, установленными один над другим в хвостовой части самолета, рулем направления, выполненным в форме четырех, по две спереди и сзади, выдвижных из верхней части фюзеляжа плоскостей, имеющих аэродинамический профиль, трехопорным колесным шасси, каждое из которых имеет амортизатор, механически соединенный последовательно с гидравлической опорой, содержащей вертикальный гидроцилиндр, разветвляющийся в верхней части на несколько пар гидроцилиндров, внутрь которых вставлены поршни с уплотнительными элементами и которые закрыты крышками, а в вертикальный гидроцилиндр вставлены два поршня один над другим, соединенные между собой штоком, причем внутренняя полость средней части гидравлической опоры и полости, образованные верхними торцевыми частями поршней и крышек корпуса, заполнены жидкостью и соединены трубопроводами с гидросистемой, имеющей масляный бак, масляный насос, механически соединенный с электродвигателем, кроме того, каждое колесо опоры шасси закреплено на валу однолопастного гидромотора, подключенного к гидросистеме, включающей в себя масляный бак, масляный насос, механически соединенный с электродвигателем, тормозные клапана и клапана управления с электромагнитными приводами, устройством защиты самолета от статического электричества и ударов молнии, представляющим собой систему конденсаторов большой емкости, первичными обкладками которых является обшивка самолета, покрытая изнутри диэлектриком, на который методом напыления нанесена вторичная обкладка, причем обе обкладки каждого из конденсаторов электрически соединены с газовым и управляемым разрядниками, а последние кинематически связаны с электромеханизмами привода, которые электрически соединены с импульсным генератором и источником электрического тока.

На фиг. 1 дан вид самолета; на фиг. 2 вид самолета спереди; на фиг. 3 - вид самолета сверху; на фиг. 4 вид на самолет снизу; на фиг. 5 общий вид в плане правого полукрыла; на фиг. 6 разрез по А-А фиг. 5; на фиг. 7 - внутреннее устройство крыла в аксонометрической проекции; на фиг. 8 схема обтекания крыла воздушным потоком; на фиг. 9 распределение подъемной силы по профилю обычного крыла; на фиг. 10 распределение подъемной силы по профилю крыла; на фиг. 11 общий вид правой рулевой плоскости; на фиг. 12 схема управления рулевой плоскостью; на фиг. 13 разрез по А-А фиг. 12; на фиг. 14 схема устройства путевого управления самолетом; на фиг. 15 схема устройства управления самолетом в пространстве; на фиг. 16 схема устройства управления самолетом в пространстве посредством триммеров; на фиг. 17 общий вид передней опоры шасси; на фиг. 18 общий вид основной опоры шасси; на фиг. 19 устройство в разрезе нижней части основной опоры шасси; на фиг. 20 - устройство в разрезе крана включения гидродвигателя привода колес; на фиг. 21 устройство в разрезе тормозного крана; на фиг. 22 гидравлическая схема привода и торможения колес самолета; на фиг. 23 общий вид в разрезе гидравлической опоры шасси; на фиг. 24 вид слева на гидравлическую опору шасси; на фиг. 25 вид сверху на гидравлическую опору шасси; на фиг. 26 - общий вид верхнего поршня; на фиг. 27 вид сверху на верхний поршень; на фиг. 28 общий вид нижнего поршня; на фиг. 29 вид сверху на нижний поршень; на фиг. 30 схема привода поршней гидравлической опоры шасси; на фиг. 31 схема сил, действующих на внутреннюю поверхность гидравлической опоры шасси; на фиг. 32 схема перевода самолета в режим набора высоты; на фиг. 33 схема перевода самолета в режим снижения; на фиг. 34 схема образования крена самолета вправо или влево; на фиг. 35 схема поворота самолета влево или вправо; на фиг. 36 схема движения самолета под углом или удержание его на курсе при боковом ветре; на фиг. 37 схема защиты фюзеляжа самолета от статического электричества и ударов молнии; на фиг. 38 схема защиты полукрыльев, стабилизаторов и двигателей от статического электричества и ударов молнии.

Предлагаемый транспортный самолет содержит фюзеляж 1, имеющий кабину экипажа и грузопассажирское отделение. К нижней передней части фюзеляжа прикреплены передние полукрылья 2 и 3. К нижней и передней части фюзеляжа прикреплены передние полукрылья 2 и 3. В нижней задней части фюзеляжа, на расстоянии, достаточном для обеспечения нормального режима работы, закреплены задние полукрылья 4 и 5. Между передними и задними полукрыльями в верхней части фюзеляжа закреплены средние полукрылья 6 и 7. В задней части самолета расположены верхний 8 и нижний 9 маршевые реактивные двигатели, установленные один над другим и имеющие реверсы тяги 10 и 11. Над верхним маршевым двигателем размещен вертикальный стабилизатор 12, а на стыке двух маршевых двигателей закреплены горизонтальные стабилизаторы 13 и 14. Все шесть полукрыльев имеют одинаковое устройство. Каждое полукрыло содержит воздухозаборники 15, которые каналами 16 соединены с воздушным баллоном-рессивером 17, разделенным перегородками 18 на несколько частей и имеющим нижние выходные каналы 19, верхние выходные каналы 20, оканчивающиеся щелевыми диффузорами: верхними 21 и нижними 22, сопла которых выходят на соответствующие площадки 23 и 24, имеющих форму прямоугольников длиной l и шириной l₁, выполненных в углублениях верхней части профиля полукрыла. Внутри полукрыла, в его концевой части, размещен топливный бак 25, который трубопроводами 26 соединен с топливной системой. В задней части нижнего профиля установлен закрылок 27, размещенный в нише полукрыла, а также элерон 28 с триммером-компенсатором 29. Каждое полукрыло имеет небольшую переднюю стреловидность. Двигатель внутреннего сгорания 30 размещен в нижней части фюзеляжа за пилотской кабиной, вал которого механически соединен с генератором электрического тока 31, электрически подключенного к бортовой сети самолета, и с компрессором 32, подключенного к бортовой системе сжатого воздуха. В верхней части фюзеляжа, внутри его, размещены в специальных направляющих 33 с возможностью перемещения в вертикальной плоскости передние рулевые плоскости 34 и 35, а также задние рулевые плоскости 36 и 37. Каждая рулевая плоскость имеет внутри гидроцилиндр 38, закрытый крышкой 39, через отверстие которой пропущен шток 40, шарнирно соединенный с кулисой 41, установленной на оси 42 и соединенный с вертикальной тягой 43, которая шарнирно связана через рычаг 44 со штоком цилиндра гидроусилителя 45, а рычагом 46 со штоком золотника 47 и с устройством путевого управления самолетом. Каждая рулевая плоскость в сечении представляет собой аэродинамический профиль крыла (фиг.13), обращенный наружу от продольной оси самолета своей верхней частью профиля. Система путевого управления самолетом включает в себя левую 48 и правую 49 ножные педали, установленные на кронштейне 50 с возможностью продольного перемещения. Ножные педали посредством тросов 51 и 52 связаны с рычагами управления золотниками гидроусилителей передних рулевых плоскостей, а тросами 53 и 54 связаны с рычагами управления золотниками гидроусилителей задних рулевых плоскостей. Гидроцилиндры левой и правой задних рулевых плоскостей соединены трубопроводами друг с другом параллельно и подключены через кран управления 55 к масляному насосу 56 гидросистемы, имеющей масляный бак 57. Гидроцилиндры правой передней и левой задней рулевых плоскостей соединены трубопроводами друг с другом параллельно и подключены через кран управления к масляному насосу.

Система управления положением самолета в пространстве содержит рулевую колонку 58, к верхней части которой прикреплен штурвал 59, а к нижней части кулачок 60, взаимодействующий с двумя V-образными рычагами 61, 62. Нижний конец рулевой колонки шарнирно закреплен на горизонтальном валу 63, установленном на подшипниках 64, 65 и имеющим рычаг 66. V-образные рычаги посредством тросиков 67 и 68 соединены с Т-образным маятниковым рычагом 69, который шарнирно связан с поперечной тягой 70, которая соединена с гидроусилителем 71, а через рычаги 72 и 73 с элеронами средних полукрыльев. Рычаг горизонтального вала связан с продольной тягой 74, которая одним концом соединена с гидроусилителем 75, а другим с V-образным рычагом, имеющим кулису, шарнирно соединенную с поперечной тягой 76, которая через рычаги 77 и 78 связана с элеронами передних полукрыльев. V-образный рычаг 79 с кулисой взаимодействует с двумя V-образными рычагами 80 и 81, которые тросиками 82 и 83 связаны с задним Т-образным маятниковым рычагом 84, который через систему тяг 85, 86, 87 и рычагов 88, 89, 90 соединен с элеронами задних полукрыльев.

Система управления самолетом в поперечной плоскости посредством триммеров содержит источник тока 91, который через включатели 92 на штурвале электрически соединен с электромеханизмами 93 и 94 привода триммеров элеронов средних полукрыльев.

Система управления самолетом в продольной плоскости посредством триммеров содержит источник тока 95, который электрически через включатели 96 соединен с электромеханизмами 97 и 98 привода триммеров элеронов передних полукрыльев и с электромеханизмами 99 и 100 привода триммеров элеронов задних полукрыльев. Предлагаемый самолет имеет трехопорное шасси, каждая опора которого имеет по два колеса. Передняя опора шасси управления. Все колеса тормозные. Выпуск и уборка всех трех опор шасси производится гидравлическими механизмами, не показанными на чертежах. Обе основные опоры шасси одинаковы по конструкции и каждая из них содержит азотно-масляный амортизатор 101, к которому в верхней части прикреплена гидравлическая опора 102, на корпусе которой расположены два шарнира 103 для крепления к фюзеляжу и шарнир 104 для соединения с механизмом выпуска и уборки шасси. В нижней части к амортизатору прикреплен гидродвигатель 105, на валу которого закреплены два колеса 106. Передняя опора шасси имеет такое же устройство, что и основная опора. Отличие состоит в том, что в верхней части конец опоры закреплен в подшипнике 107, который установлен на раме 108, имеющей шарнир 109 для крепления к фюзеляжу и на конце также закреплен рычаг 110, соединенный с механизмом поворота передней опоры (не показаны на чертеже).

Гидродвигатель колес шасси содержит корпус 11, закрытый с обеих сторон крышками, через отверстия в которых пропущен вал 112, на концах которого закреплено по одному колесу. Вал выполнен как одно целое с диском 113, имеющим сквозной паз, в который вставлена лопасть 114, делящая внутреннюю полость двигателя на две части, которые соединены с впускным 115 и выпускным 116 каналами. Все три гидродвигателя одинаковы по конструкции и подключены к гидравлической системе, содержащей масляный насос 117, приводимый в движение электродвигателем, выход которого соединен с напорной магистралью 118, масляный бак 119, к которому подходит сливная магистраль 120, и соединен с входом масляного насоса, регулятор давления 121, подключенный к обеим магистралям, тормозные краны 122, 123, 124, краны выключения гидродвигателей 125, 126, 127, кран переключения гидродвигателей на прямой и обратный ход 128. Кран выключения гидродвигателя содержит корпус 129, имеющий четыре штуцера 130, 131, 132, 133, внутрь которого вставлен золотник 134 с двумя перепускными отверстиями 135 и 136, с двумя стопорными канавками 137, шариковый фиксатор 138, нагруженный пружиной 139, два электромагнита 140 и 141, для которых сердечником является золотник крана. Тормозной кран содержит корпус 142 в форме двух параллельных цилиндров, соединенных в средней части между собой трубкой и имеющих штуцеры 143 и 144. Кроме того, внутрь одного цилиндра вставлен золотник 145, имеющий перепускное отверстие 146 и являющийся сердечником электромагнитов 147 и 148. В другой цилиндр вставлен поршень 149 с уплотнительным элементом, имеющий перепускное отверстие 150. В верхней части в цилиндр ввернут штуцер 151 для соединения с нагнетательной магистралью гидросистемы шасси. В нижней части цилиндр имеет регулировочную гайку 152 с ограничителем 153 хода поршня, нагруженного пружиной 154.

Амортизаторы опор шасси стандартные, одинаковые по конструкции, азотно-масляного типа. Каждый из них содержит корпус 155, внутрь которого вставлен шток 156. Внутрь корпуса, в его верхнюю часть вставлена и закреплена труба плунжера 157 с боковыми отверстиями, которая в нижней части соединена с плунжером 158, имеющим плавающие клапаны 159 и 160. Нижняя часть внутренней полости амортизатора заполнена маслом, а верхняя часть заполнена через штуцер 161 азотом под давлением. Гидравлические опоры, установленные на шасси, одинаковы по конструкции, и каждая из них содержит вертикальный гидроцилиндр 162, в нижнюю часть которого вставлен хвостовик 163, нижняя часть которого соединена с корпусом амортизатора, а в верхнюю, выполненную в форме стакана, вставлен поршень 164, который штоком 165 соединен с поршнем 166, вставленным внутрь вертикального гидроцилиндра, имеющего пазы 167, в которые вставлены пальцы 168, закрепленные в теле хвостовика. В верхней части вертикальный гидроцилиндр разветвляется на несколько пар гидроцилиндров: верхнюю 169, 170 и нижние 171, 172, 173, 174, внутрь которых вставлены поршни 175, 176, 177, 178, 179, 180, имеющие уплотнительные устройства 181, а со стороны жидкости, в нижней части торцевые скосы 182. Поршни установлены таким образом, что между их верхними концами и крышками 183, 184, 185, 186, 187 образованы дополнительные камеры 188, 189, 190, 191, 192, 193. Дополнительная камера также образована между хвостовиком и вставленным в него поршнем. Эта камера 194, центральная камера 195 и дополнительные камеры заполнены маслом. В средней части один из нижних гидроцилиндров имеет переключатель 196. Он содержит корпус 197, внутрь которого вставлен золотник 198, имеющий пазы 199 и 200. Штуцеры переключателя подключены к напорной 201 и сливной 202 магистралям. Все дополнительные камеры и центральная камера подключены к двум другим штуцерам переключателя. Поводок 208, ввернутый в золотник, пропущен через паз корпуса и своим концом заходит в паз 204 одного из нижних поршней. В гидросистему входят также масляный бак 205 и масляный насос 206, приводимый в движение электродвигателем, не показанным на чертеже. Система защиты самолета от ударов молнии содержит обшивку 207, являющуюся обкладкой конденсатора, покрытую изнутри диэлектриком 208, на который нанесена другая обкладка 209. Обе обкладки электрически соединены друг с другом газовыми разрядниками 210 и разрядниками принудительного включения 211, которые соединены с импульсным генератором 212, механизмами привода 213 и источником тока 214.

Работа самолета.

После запуска и прогрева маршевых двигателей 10, 11 и вспомогательного двигателя 30, проверки работоспособности всех систем производится выруливание на старт и опускание вниз закрылков 27 передних 2, 3, задних 4, 5, средних 6, 7 полукрыльев винтовыми подъемниками (не показаны на чертеже). После чего производится разбег.

Как только самолет наберет необходимую для взлета скорость, штурвал 59 перемещается в положение "на себя". При этом вместе со штурвалом поворачивается на некоторый угол рулевая колонка 58, которая поворачивает в подшипниках 64, 65 вал 63, а вместе с ним и рычаг 66. Продольная тяга 74 перемещается назад и поворачивает на некоторый угол V-образный рычаг 79, который нажимает на V-образный рычаг 80, а тот через тросик 83 поворачивает маятниковый рычаг 84. Кулиса маятникового рычага, поворачиваясь вправо, перемещает в ту же сторону поперечные тяги 85, 86, которые перемещают вправо рычаг 90, а влево рычаг 88, который через поперечную тягу 87 поворачивает рычаг 89. Элероны 28 задних полукрыльев 4 и 5 отклоняются вверх. Одновременно с этим кулиса V-образного рычага передвигает вправо поперечную тягу 76, которая через рычаги 77, 78 отклоняет вниз элероны 28 передних полукрыльев 2 и 3. Вследствие этого подъемная сила передних полукрыльев возрастет, а задних уменьшится. Нос самолета оторвется от взлетной полосы, и за счет реактивной тяги маршевых двигателей 10 и 11 он станет взлетать (фиг. 15, 32). После того как нос самолета поднят на необходимый угол, штурвал 59 переводится в нейтральное положение перемещением "от себя". Как только самолет достиг необходимой высоты, убираются внутрь шасси и он переводится в горизонтальный полет путем перемещения штурвала в положение "от себя", после чего штурвал возвращается в нейтральное положение. При этом вал 63, перемещаясь в противоположную сторону, перемещает в ту же сторону рычаг 66 и вместе с ним продольную тягу 74, которая поворачивает на некоторый угол против часовой стрелки V-образный рычаг 79, который отклоняет в стороны V-образный рычаг 81, который посредством тросика 82 поворачивает маятниковый рычаг 84, а последний перемещает влево поперечные тяги 85, 86 и вправо тягу 87, отклоняя рычаги 88, 89, 90. В этом случае элероны 28 задних полукрыльев 4 и 5 отклоняются вниз. Одновременно с этим кулиса V-образного рычага 79 перемещает вправо поперечную тягу 76 и через рычаги 77 и 78 отклоняют вверх элероны 28 передних полукрыльев 2 и 3. Вследствие ухудшения обтекаемости передних полукрыльев их подъемная сила уменьшается, а подъемная сила задних полукрыльев 4 и 5 увеличится ввиду повышения давления воздуха под ними. Подъемная сила в передней части самолета уменьшится, а в задней части увеличится, и самолет займет горизонтальное положение (фиг. 33). Таким образом, элероны передних и задних полукрыльев выполняют роль руля высоты. Если необходимо сделать крен вправо, то нужно повернуть штурвал 59 в ту же сторону. При этом кулачок 60 нажимает на V-образный рычаг 61, который через тросик 67 поворачивает маятниковый рычаг 69 по часовой стрелке, переместив поперечную тягу 70 влево. Рычаги 72 и 73 повернутся и повернут элерон 28 левого среднего полукрыла 6 вниз, а элерон 28 правого среднего полукрыла 7 вверх. В результате этого подъемная сила левого среднего полукрыла 6 возрастет, а правого среднего полукрыла 7 уменьшится и самолет сделает крен в правую сторону (фиг. 15; на фиг. 36 показано сплошными стрелками). И наоборот. При повороте штурвала 59 влево кулачок 60 нажмет на V-образный рычаг 62, который через тросик 68 повернет маятниковый рычаг 69 против часовой стрелки и тем самым передвинет вправо поперечную тягу 70, которая повернет рычаги 72 и 73, а вместе с ними элерон 28 левого среднего полукрыла 6 вверх, а элерон 28 правого среднего полукрыла 7 вниз. Подъемная сила левого среднего полукрыла уменьшится, а правого среднего полукрыла увеличится, и самолет сделает крен влево (фиг. 36, показано пунктирными стрелками). Для снижения нагрузок на рулевое управление при отклонении тех или иных элеронов используются гидроусилители 71 и 75. После взлета и набора определенной высоты убираются закрылки 27 полукрыльев 2, 3, 4, 5, 6, 7. При полете самолета часть воздушного потока через воздухозаборники 15 и в передней части полукрыльев и каналы 16 поступает в баллоны-рессиверы 17. Сжатый до некоторой степени воздух, по верхним 20 и нижним 19 каналам поступает в верхние 21 и нижние 22 щелевые диффузоры, где он дополнительно сжимается, а затем с силой выбрасывается наружу, обдувая дополнительно верхние 23 и нижние 24 площадки, тем самым увеличивая подъемную силу полукрыльев 2, 3, 4, 5, 6, 7 (фиг. 8). В результате применения таких площадок подъемная сила более равномерно распределяется по верхней части профиля крыла, что способствует более высокой устойчивости самолета, особенно при больших углах атаки (фиг. 9 и 10). Устойчивость самолета также обеспечивается вертикальным 12 и горизонтальным 13 и 14 стабилизатором.

Путевое управление самолетом в воздухе осуществляется следующим образом. Для поворота влево необходимо нажать на левую педаль 48. При этом станут перемещаться тросики 51 и 53 и вместе с ними повернутся в шарнирах продольной тяги 43 рычаги 46, передвинув золотники 47. Масло от гидравлической системы станет поступать в гидроцилиндры 45. Штоки повернут рычаги 44 и передвинут вертикальные тяги 43, которые через кулисы 41 выдвинут из направляющих 33 переднюю левую 34 и заднюю правую 37 рулевые плоскости. Чем дольше нажата педаль, тем выше выдвигаются рулевые плоскости. Так как рулевые плоскости представляют собой не что иное, как выдвигающиеся крылья аэродинамического профиля, установленные под некоторым углом атаки альфа к набегающему потоку, то на них создается подъемная сила P_y, направленная перпендикулярно продольной оси самолета. Две подъемные силы на рулевых плоскостях, действующие в противоположных направлениях, создают вращающийся момент, приложенный к фюзеляжу и разворачивающий его влево с радиусом вращения R (фиг.14; на фиг.34 выдвинутые рулевые плоскости показаны сплошными линиями, а убранные - пунктирными). Если нажать на правую педаль 49, то она, передвигаясь по кронштейну 50, потянет за собой тросики 52 и 54, которые повернут рычаги 46 и передвинут золотники 47. Масло станет поступать в гидроцилиндры 45. Рычаги 44 повернутся, и тяги 43 выдвинут правую переднюю 35 и левую заднюю 36 рулевые плоскости. В результате под действием подъемной силы, возникающей на рулевых плоскостях, самолет станет поворачивать вправо (на фиг. 34 показано пунктирными линиями). Под действием рулевых плоскостей самолет может двигаться под углом или удерживаться на курсе при боковом ветре во время посадки.

Для движения влево под углом необходимо повернуть влево ручку крана управления 55. В этом случае в гидроцилиндры 38 передней и задней левых рулевых плоскостей станет поступать масло от насоса 56 и указанные рулевые плоскости станут выдвигаться наружу. Возникающая подъемная сила будет действовать перпендикулярно продольной оси самолета, сообщая ему дополнительную скорость, которая складывается с линейной скоростью и дает результирующую скорость (фиг. 35, показано сплошными стрелками). При этом механизм поворота самолета и механизм, обеспечивающий движение под углом, действуют независимо друг от друга.

Для движения вправо под углом необходимо ручку управления 55 повернуть вправо. Чем дольше ручка 55 находится в повернутом положении, тем на большую высоту выдвигаются рулевые плоскости. В этом случае гидроцилиндры 38 станут выдвигать рулевые плоскости 35 и 37, после чего самолет станет двигаться под углом вправо. После выполнения необходимого маневра ручку управления 55 следует повернуть в ту же сторону на больший угол, и тогда масло станет насосом 56 удаляться из гидроцилиндров 38 в бак, и рулевые плоскости втянутся внутрь фюзеляжа. После их полной уборки ручка 55 возвращается в нейтральное положение. Таким же образом происходит удержание самолета на курсе при боковом ветре во время посадки. Управление положением самолета в пространстве может осуществляться также посредством триммеров 29, управление которыми вынесено на штурвал 59. При нажатии на нижнюю из кнопок 96 ток от источника 95 поступает на электромеханизмы 97, 98, 99, 100. Первые два отклоняют триммеры 29 передних полукрыльев вверх, а два других отклоняют триммеры 29 задних полукрыльев вниз. Вследствие чего элероны 28 передних полукрыльев отклоняются вниз, а элероны 28 задних полукрыльев отклоняются вверх (режим набора высоты). При нажатии на верхнюю из кнопок 96 ток от источника 95 поступает на электромеханизмы 97, 98, 99, 100, которые воздействуют на триммеры 29 передних полукрыльев, отклоняя их вниз, и на триммеры 29 задних полукрыльев, отклоняя их вверх. Вследствие этого происходит отклонение элеронов 28 передних полукрыльев вверх, а элеронов 28 задних полукрыльев вниз (режим снижения). Нажатие на нижнюю кнопку 92 подключает источник тока 91 к электромеханизмам 93 и 94, которые отклоняют триммеры 29 среднего полукрыла 6 вверх, а триммер 29 среднего полукрыла 7 вниз. В результате элерон среднего полукрыла 6 отклонится вниз, а элерон среднего полукрыла 7 отклонится вверх, и, как было описано выше, самолет сделает крен вправо. При нажатии на верхнюю кнопку 92 ток от источника 91 приведет в действие электромеханизмы 93 и 94. Триммер 29 среднего полукрыла 6 отклонится вниз, а триммер среднего полукрыла 7 вверх, что приведет к отклонению элеронов 28 среднего полукрыла 6 вверх, а среднего полукрыла 7 вниз. Подъемная сила среднего полукрыла 6 уменьшится, а среднего полукрыла 7 увеличится, и самолет выполнит крен в левую сторону. После завершения полета постепенно уменьшается высота и скорость движения. Механизмами (не показанными на чертеже) выпускаются основные опоры и передняя опора шасси, опускаются закрылки 27 всех полукрыльев. Кроме того, закрываются краны 125, 126, 127 отключения гидросистемы привода колес, а посредством регулятора 121 поднимается максимальное давление в гидросистеме привода колес, что приводит к перемещению вниз до упоров 153 поршней 149 и максимальному открытию тормозных кранов 122, 123 и 124, которые не будут препятствовать вращению колес при посадке. В момент приземления давление от веса самолета станет передаваться на три опоры шасси, в каждой из которых давление передается от шарниров 103 и крышки 183 на корпуса разветвляющихся гидроцилиндров 169, 170, 171, 172, 173, 174 и вертикальный гидроцилиндр 162, затем через жидкость, находящуюся в дополнительных камерах 188, 189, 190, 191, 192, 193 на поршни 175, 176, 177, 178, 179, 180, которые станут сжимать жидкость, находящуюся в центральной камере 195, и передавать давление на поршень 166 и затем через шток 165 на поршень 164 и через жидкость в дополнительной камере 194 на хвостовик 163 азотно-масляного амортизатора 101 и на колеса 106. Так так площадь сечения всех вместе взятых поршней 175, 176, 177, 178, 179, 180 разветвляющихся гидроцилиндров больше, чем площадь сечения поршня 166 вертикального гидроцилиндра 162, то давление самолета на грунт будет во столько раз меньше, во сколько раз площадь сечения поршня 166 меньше площади сечения всех поршней вместе взятых в разветвляющихся гидроцилиндрах. Гидроопоры могут быть выполнены как с круглыми, так и с квадратными поршнями, причем с последними гидроопоры будут более компактными. Под действием веса самолета давление жидкости будет действовать не только на поршни гидроопор, но и на внутренние стенки гидроцилиндров. Поршни 175, 176, 177, 178, 179, 180 имеют на торцевой части, обращенной в сторону центральной камеры, специальные скосы 182, которые делят внутренние поверхности разветвляющихся гидроцилиндров на равные части. Отсюда l=l₁; l₂=l₃; l₄=l₅; l₆=l₇; l₈=l₉; l₁₀=l₁₁; l₁₂=l₁₃; l₁₄= l₁₅, а также l₁₆=l₁₇; l₁₈=l₁₉ и так далее (фиг. 31). В гидроцилиндрах, которые расположены перпендикулярно плоскости листа, на фиг. 31 подобные отрезки также равны. Раз отрезки равны, то и силы, действующая на эти поверхности, равны, направлены в противоположные стороны и уравновешивают друг друга. Следовательно, F= F₁; F₂=F₃; F₄=F₅; F₆=F₇; F₈=F₉; F₁₀=F₁₁; F₁₂=F₁₃; F₁₄=F₁₅; F₁₆=F₁₇; F₁₈=F₁₉ и так далее.

Для того чтобы предотвратить заклинивание поршней при посадке и тем самым выход из строя гидроопор, перед посадкой самолета включается электродвигатель привода масляного насоса 206, который подает масло в напорную магистраль 201. При нахождении золотника 198 в положении, показанном на фиг. 30, масло от насоса 206 подается через напорную магистраль 201 в центральную камеру 195, и с такой же скоростью оно вытесняется из дополнительных камер 188, 189, 190, 191, 192, 193 разветвляющихся цилиндров и дополнительной камеры 194 вертикального гидроцилиндра, заставляя поршни 175, 176, 177, 178, 179, 180 двигаться вверх, а поршни 166 и 164 вниз. Как только поршень 179 достигнет крайнего верхнего положения, он своим пазом 204 передвинет вверх поводок 203 и вместе с ним золотник 198. Масло из напорной магистрали 201 станет поступать в дополнительные камеры разветвляющихся гидроцилиндров и дополнительную камеру вертикального гидроцилиндра и откачиваться насосом из центральной камеры. Как только поршень 179 и вместе с ним поршни 175, 176, 177, 178, 179, 180 и поршень 166 достигнут соответственно верхнего и нижнего положений, поводок 208 передвинется вниз и передвинет вниз золотник 198, и все начнется сначала. Таким образом, гидравлические опоры уменьшают давление самолета на посадочную полосу и дают возможность совершить посадку на аэродром с ограниченной несущей поверхностью. (О гидравлической опоре, уменьшающей давление см. патент РФ N 2007657, F 16 M 7/00, 1991).

В момент касания колес шток 156 амортизатора 101 поднимается вверх, вытесняя масло из внутренней полости амортизатора через отверстия в трубе 157, через плавающие клапаны 159, 160, сжимая азот, находящийся в верхней части. При обратном ходе азот, расширяясь, вытесняет масло через отверстия внутрь трубы 157 и далее через клапаны 159, 160 вниз амортизатора, уменьшая толчки, передающиеся на фюзеляж самолета, причем обратный ход совершается медленнее, чем сжатие, что уменьшает удар при обратном ходе. После того как самолет приземлился и совершает пробег, для уменьшения последнего включается система торможения. Механизмом, не показанным на чертеже, включаются реверсы 10 и 11 маршевых двигателей 8 и 9. Отработанные газы направляются под некоторым углом вперед и создают реактивную силу, вектор которой направлен назад, что ведет к снижению скорости и уменьшению длины пробега. Кроме того, дополнительное уменьшение скорости осуществляется торможением колес 106. Это производится путем уменьшения давления в гидросистеме привода колес регулятором давления 121 (фиг. 22), до посадки, а вернее, при взлете, оно было максимальным. Постепенное уменьшение давления ведет к тому, что поршни 149 тормозных кранов 122, 123, 124 под действием пружин 154 смещаются вверх и частично перекрывают отверстия 150, уменьшая проходное сечение. В результате возрастает сопротивление по перекачиванию жидкости из одной полости гидродвигателей 105 в другую через уменьшившиеся сечения перепускных каналов. Сопротивление вращению колес возрастает, скорость вращения их замедляется, и самолет под действием возрастающего сопротивления уменьшает скорость движения и останавливается. Для затормаживания колес на стоянке кратковременно включается электромагнит 148 каждой из опор шасси. Под действием магнитного поля золотники 145 тормозных кранов 122, 123, 124 перемещаются вниз (фиг. 21) и перекрывают штуцеры 143, 144. В результате обе полости гидродвигателей 105 оказываются разобщенными, и проворачивание валов 112 гидродвигателей с колесами 106 делается невозможным. После прекращения подачи тока в электромагниты 148 золотники 145 удерживаются в крайних положениях шариковыми фиксаторами с пружинами. Для растормаживания колес шасси необходимо кратковременно включить электромагнит 147 и увеличить до максимальной величины давление в гидросистеме привода колес, чтобы поршни 149 тормозных кранов опустились вниз до упоров 153, открывая отверстия 150. Для движения самолета вблизи включенных маршевых двигателях используются гидродвигатели 105. Чтобы осуществить движение вперед, необходимо выключить тормозные краны, направив ток в электромагниты 148, и включить краны привода колес путем подачи тока в электромагниты 140, после чего золотники 134 займут положение, показанное на фиг. 20. При этом масло от насоса 117, приводящегося в движение от электродвигателя, питаемого током генератора 31, который приводит в движение дополнительный двигатель внутреннего сгорания 30, поступает в напорную магистраль 118 и далее через штуцеры 130, 132, отверстия 135 золотников 134 и подается через впускные каналы 115 внутрь правых полостей гидродвигателей 105. Масло давит на лопасти 114 гидродвигателей, заставляя валы 112 вращаться вместе с колесами 106. Затем масло через левую полость, выпускной канал 116 возвращается в сливную магистраль 120. Скорость движения регулируется количеством масла, подаваемого в гидродвигатели, а повороты самолета вправо и влево осуществляются за счет вращения передней опоры в подшипнике 107 посредством рычага 110.

Для движения назад необходимо переключить кран 128 (на фиг. 22 верхний золотник должен повернуться по часовой стрелке на 90^o, а нижний золотник должен повернуться против часовой стрелки на 90^o). При этом масло от насоса 117 подается через напорную магистраль 118, каналы 116 в левые полости гидродвигателей 105 и далее в правые полости, каналы 115 в сливную магистраль 120, вращая лопасти 114 с валами 112 и с колесами 106 в противоположном направлении. Давление в системе привода колес и торможения регулируется регулятором 121 путем большего или меньшего его открытия и перепусканием некоторого количества масла из напорной в сливную магистраль. Для остановки гидродвигателей необходимо кратковременно включить подачу тока в электромагниты 141, которые передвинут вниз золотники 134 и перекроют перепускные отверстия 135 и 136, отключив тем самым краны привода колес. Торможение в этом случае осуществляется, как было описано выше при выключенных кранах привода колес 125, 126, 127.

Система защиты самолета от статического электричества и ударов молнии работает следующим образом.

При полете самолета вследствие попадания на обшивку 207 капель воды, несущих в себе электрический заряд, а также в результате трения обшивки 207 о воздух на последней накапливаются заряды трибоэлектричества одного знака. Так как наружная поверхность самолета довольно большая, то заряд трибоэлектричества, накапливаемый на обшивке 207, тоже значителен. Накопленный на обшивке заряд передается на диэлектрик 208, вследствие чего на вторичной обкладке 209 немедленно появляется электрический заряд противоположного знака. Таким образом, система защиты представляет собой несколько отдельных конденсаторов большой емкости, каждый из которых защищает отдельно фюзеляж, полукрылья, стабилизаторы, двигатели. Как только на обкладках 207 и 209 накапливается значительный потенциал, источник тока 214 подключается к импульсному генератору 212. Вырабатываемые генератором импульсы тока подаются на механизмы привода 213, которые с частотой следования импульсов включают принудительные разрядники 211, которые замыкают накоротко обкладки конденсаторов 207 и 209 и тем самым уничтожают накопленный ими потенциал. После ликвидации накопленного потенциала разрядники отключают обкладки друг от друга, и все повторяется сначала. Чем выше скорость движения самолета, тем быстрее накапливаются заряды трибоэлектричества на обкладках 207 и 209 и тем чаще разрядники 211 должны закорачивать эти обкладки. Если принудительные разрядники 211 вышли из строя или не успевают разряжать обкладки конденсаторов, то их заменяют или помогают им газовые разрядники 210. Таким образом, указанная система защиты снижает до безопасного уровня заряд на обшивке 207, являющейся одной из обкладок конденсаторов, и тем самым уменьшает вероятность удара молнии в самолет при полете его вблизи заряженных электричеством грозовых облаков, а также вероятность выхода из строя аппаратуры из-за пробоя ее вследствие накопления большого статического потенциала.

Изобретение обеспечивает более высокую грузоподъемность самолета, повышение подъемной силы крыла, возможность посадки на аэродромы с ограниченной несущей способностью, более высокую маневренность, управляемость, малую длину разбега и пробега, большую безопасность в эксплуатации, защиту от ударов молнии.

Формула изобретения

1. Транспортный самолет, содержащий фюзеляж, на котором закреплены два передних, два средних и два задних полукрыла, причем передние и задние полукрылья установлены в нижней части фюзеляжа тандемом, а средние полукрылья прикреплены к верхней части фюзеляжа посередине между передними и задними полукрыльями, вертикальные и горизонтальные стабилизаторы, посадочное устройство, маршевые двигатели и органы управления, отличающийся тем, что каждое полукрыло имеет со стороны носка возбдухозаборники, соединенные каналами с баллоном-ресивером, размещенным вдоль размаха полукрыла и соединенным верхними и нижними каналами с щелевыми диффузорами, выходные сопла которых имеют выход на несколько площадок, выполненных в углублениях верхней части профиля, отделенных друг от друга и размещенных в два ряда по размаху полукрыла, кроме того, два маршевых двигателя размещены в задней верхней части фюзеляжа под вертикальным стабилизатором один над другим параллельно продольной осевой линии фюзеляжа.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что размещен внутри фюзеляжа дополнительный двигатель, вал которого механически соединен с валами генератора электрического тока и компрессора, причем генератор электрически соединен с электродвигателем привода масляного насоса гидросистемы привода и торможения колес и электродвигателями привода масляных насосов гидросистем привода гидравлических опор колес, а компрессор подключен посредством трубопроводов к бортовой системе сжатого воздуха.

2. Самолет по пп.1 и 2, отличающийся тем, что сверху фюзеляжа в соответствующих нишах установлены с возможностью выдвижения наружу четыре, по две спереди и сзади, рулевые плоскости, имеющие в сечении аэродинамический профиль, причем верхние части профилей направлены в противоположную от продольной оси самолета сторону и установлены под некоторым углом атаки к упомянутой оси.

4. Самолет по пп.1 3, отличающийся тем, что в каждой опоре шасси установлены последовательно с амортизаторами гидравлические опоры, каждая из которых представляет собой вертикальный гидроцилиндр, внутрь которого вставлен поршень, соединенный кинематически с колесами шасси, причем вертикальный гидроцилиндр в верхней части разветвляется на несколько пар гидроцилиндров, внутрь каждого из которых вставлены поршни, имеющие в нижней части скосы в направлении снизу вверх, проекция которых на плоскость дает параллелепипед или овал в зависимости от того, квадратное или круглое сечение гидроцилиндров, кроме того, разветвляющиеся гидроцилиндры закрыты крышками, кинематически соединенными с фюзеляжем самолета, между внутренними поверхностями которых и верхней поверхностью торцевых частей поршней в разветвляющихся гидроцилиндрах и между нижней торцевой поверхностью поршня вертикального гидроцилиндра и стойкой амортизатора образованы дополнительные камеры, которые вместе с центральной камерой трубопроводами соединены с гидравлической системой, имеющей масляный бак и масляный насос, механически соединенный с электродвигателем, подключенным к генератору, переключатель, золотник которого механически связан с одним из поршней разветвляющегося гидроцилиндра.

5. Самолет по пп.1 4, отличающийся тем, что в нижней части стоек шасси закреплены гидродвигатели, на валах которых установлены колеса, кроме того, последние трубопроводами соединены с гидросистемой, содержащей масляный бак, масляный насос, механически соединенный с электродвигателем, подключенным к генератору, тормозные краны, кран прямого и обратного хода и регулятор давления.

6. Самолет по пп.1 5, отличающийся тем, что система защиты самолета от ударов молнии и статического электричества содержит несколько конденсаторов большой емкости, выполненных в форме фюзеляжа, полукрыльев, гондолы двигателей и стабилизаторов, одной из обкладок которых является обшивка самолета, покрытая изнутри диэлектриком, на который методом металлизации нанесена вторая обкладка, кроме того, обе обкладки каждого конденсатора электрически соединены с газовыми разрядниками и разрядниками принудительного включения, имеющими механическое или электронное исполнение, причем последние кинематически связаны с механизмом привода, имеющим электрическую связь с импульсным генератором, подключенным к источнику тока.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11, Рисунок 12, Рисунок 13, Рисунок 14, Рисунок 15, Рисунок 16, Рисунок 17, Рисунок 18, Рисунок 19, Рисунок 20, Рисунок 21, Рисунок 22, Рисунок 23, Рисунок 24, Рисунок 25, Рисунок 26, Рисунок 27, Рисунок 28, Рисунок 29, Рисунок 30, Рисунок 31, Рисунок 32, Рисунок 33, Рисунок 34, Рисунок 35, Рисунок 36, Рисунок 37, Рисунок 38