Легкий самолет
Изобретение относится к авиации, а именно к легким многоцелевым самолетам. Самолет состоит из фюзеляжа с хвостовым оперением и шасси, двигателей с воздушными винтами и составного крыла, образованного его консолями и центропланом. Фюзеляж самолета выполнен в виде центроплана с удлинением меньше 0,5. Снизу фюзеляж переходит в составное крыло с центральной частью малого удлинения, а справа и слева от фюзеляжа, по хорде стыковки консолей, установлены двигатели с воздушными винтами. Боковые поверхности фюзеляжа с поверхностью крыла образуют канал воздушных винтов. Оси вращения воздушных винтов расположены относительно плоскости хвостового оперения на расстоянии не более 0,15 диаметра воздушного винта. Таким образом, повышается аэродинамическое качество легкого самолета, упрощается его конструкция, увеличиваются внутренние полезные объемы фюзеляжа. 7 ил.
Изобретение относится к области авиации, а именно к легким многоцелевым самолетам различного назначения.
Известно устройство легкого самолета (RU 2095285 С1, 10.11.1997), фюзеляж которого выполнен в виде развитого центроплана полукольцевой формы, образующего кольцевой канал воздушного винта. Причем к центроплану пристыкованы консоли крыла большого удлинения с элеронами и закрылками на них.
Фюзеляж указанного легкого самолета не имеет дополнительного объема для размещения целевой нагрузки, а центроплан его, выполненный в виде полукольцевого канала воздушного винта, значительно снижает аэродинамическое качество самолета и усложняет его конструкцию.
Ближайшим техническим решением предлагаемого изобретения является легкий самолет (US 3705700 А, 12.12.1972), состоящий из фюзеляжа с хвостовым оперением и шасси, двигателей с воздушными винтами и составного крыла, образованного его консолями и центропланом, часть крыла которого имеет форму воздушного канала.
Фюзеляж указанного легкого самолета не имеет дополнительного объема для размещения целевой нагрузки, кроме того, полезную площадь фюзеляжа занимает устройство для образования водяной пленки. Такое устройство не обеспечивает большого аэродинамического качества и усложняет конструкцию самолета.
Техническим решением предлагаемого изобретения является повышение аэродинамического качества легкого самолета, упрощение его конструкции и увеличение внутренних полезных объемов его фюзеляжа.
Техническое решение достигается тем, что фюзеляж самолета выполнен в виде центроплана с удлинением меньше 0,5 и ему задан несущий аэродинамический профиль, причем снизу фюзеляж переходит в составное крыло с центральной частью малого удлинения и консолями большого удлинения, а справа и слева от фюзеляжа по хорде стыковки консолей к центральной части крыла над крылом установлены двигатели с воздушными винтами, а боковые поверхности фюзеляжа с поверхностью крыла образуют кольцевой канал воздушных винтов, при этом оси вращения воздушных винтов расположены относительно плоскости хвостового оперения на расстоянии не более 0,15 диаметра воздушного винта.
Изобретение поясняется чертежами
На фиг.1 показан легкий самолет при виде слева.
На фиг.2 дан вид легкого самолета сверху.
На фиг.3 легкий самолет изображен при виде спереди.
На фиг.4 показан пилотируемый вариант легкого самолета.
На фиг.5 изображен дистанционно пилотируемый легкий самолет при виде слева.
На фиг.6 дан вид сверху дистанционно пилотируемого легкого самолета.
На фиг.7 показано пространственное изображение пилотируемого легкого самолета.
Легкий самолет выполнен следующим образом. Фюзеляж 1 легкого самолета выполнен в виде узкого длинного центроплана, которому задан крыльевой несущий аэродинамический профиль. Удлинение центроплана принято в интервале 0,1-0,5.
В концевой части фюзеляжа установлено V-образное хвостовое оперение 2 с аэродинамическими рулевыми поверхностями 3, которые выполняют функции рулей направления и рулей высоты.
Легкий самолет имеет трехстоячное шасси с основными стойками 4 и носовой стойкой 5, которые убираются в полете в ниши шасси (не показаны).
В передней части фюзеляжа установлены блоки 6 автоматического управления самолетом, целевая нагрузка, например радиолокационное оборудование, блоки радионаблюдения и т.д. в зависимости от назначения самолета. В центральной части фюзеляжа расположена телекамера 7.
У пилотируемого самолета в передней части фюзеляжа расположена кабина 8 пилота и пассажиров.
Снизу в хвостовой части фюзеляжа установлена хвостовая опора 9 на случай грубой посадки дистанционного пилотируемого самолета.
Нижняя аэродинамическая поверхность 10 фюзеляжа переходит в составное крыло с центральной его частью 11, центральная часть крыла имеет малое удлинение. Она образована передней кромкой 12 имеющей большую стреловидность и задними кромками 13 большой обратной стреловидности. К центральной части крыла, расположенной на фюзеляже, по ее концевой хорде 14 пристыкованы консоли 15 крыла, которые имеют большое удлинение. Таким образом, общее удлинение составного крыла будет превышать 8-12 единиц. На задней кромке консолей крыла расположены закрылки 16 и элероны 17.
Над хордой 14 стыковки консолей на пилонах 18 справа и слева от фюзеляжа 1 установлены двигатели 19 с воздушными винтами 20. В центральной части крыла рядом с двигателями установлены топливные баки 21.
Боковые поверхности фюзеляжа 22 сопрягаются с верхней поверхностью 23 центральной части крыла по радиусу, который на 3-6 мм больше радиуса воздушного винта 20.
Таким образом, боковые поверхности фюзеляжа и верхняя поверхность центральной части крыла образуют своеобразный кольцевой канал 24 воздушных винтов. Суммарный размер этих каналов составляет больше половины диаметра воздушного винта.
Оси 25 вращения воздушных винтов расположены относительно плоскости хвостового оперения на расстоянии не более 0,2 диаметра воздушных винтов (расстояние "b" на фиг.3).
В верхней части фюзеляжа в непосредственной близости к центру тяжести самолета расположен парашютный отсек 27, в котором размешен посадочный парашют.
Легкий самолет действует следующим образом. После подготовки самолета к полету запускают его двигатели и затем совершают взлет обычным для самолета классической схемы образом с использованием дистанционного управления.
Легкий самолет может иметь взлетную массу до 600-800 кг. Он предназначен для широкого применения в качестве дистанционного пилотируемого самолета с различным бортовым оборудованием в зависимости от выполняемых задач (радио, фото, телеоборудование) устройства для установки различного типа помех (радио, тепловых, оптических и т.д.).
Во время полета управление легким самолетом осуществляется автоматически или с помощью системы дистанционного управления традиционной для такого типа схемы самолетов.
Посадка легкого самолета производится по самолетному с помощью дистанционной системы пилотирования. Посадку можно производить и с помощью посадочного парашюта. Шасси самолета выдерживают грубую посадку без выравнивания и парашютную посадку с вертикальной скоростью до 7 м/с.
Легкий самолет предлагаемого устройства можно эксплуатировать как пилотируемый самолет. В этом случае в передней части фюзеляжа выполнена кабина пилота (фиг.4).
Предлагаемый легкий самолет имеет малую радиолокационную заметность благодаря плавному сопряжению составного крыла с фюзеляжем, отсутствию острых углов в сопряжении объемов и агрегатов самолета. Кроме того, консолям крыла и хвостовому оперению задана небольшая стреловидность.
Про сравнению с известными техническими решениями предлагаемый легкий самолет имеет большее аэродинамическое качество (более 18) благодаря крылу составной схемы с развитой центральной частью крыла, особой форме фюзеляжа с несущим аэродинамическим профилем и кольцевым каналом воздушных винтов.
Кольцевые каналы воздушных винтов повышают их КПД и тягу, а также снижают влияние скорости полета самолета на работу воздушного винта для винтов фиксированного шага.
Расположение воздушных винтов над крылом увеличивает подъемную силу крыла на всех режимах полета благодаря воздушной струе большой интенсивности, образующейся над крылом. Это обеспечивает значительное снижение взлетно-посадочной скорости.
Наличие воздушных потоков от винтов над крылом обеспечивает устойчивый полет самолета на больших углах атаки (до 45°) что подтверждено экспериментально и эксплуатацией самолетов серии CCW.
По сравнению с прототипом предлагаемый легкий самолет имеет лучшие эксплуатационные свойства, а его относительная масса ниже благодаря оптимальности наружных обводов и аэродинамической компоновки.
Легкий самолет, состоящий из фюзеляжа с хвостовым оперением и шасси, двигателей с воздушными винтами и составного крыла, образованного его консолями и центропланом, отличающийся тем, что фюзеляж самолета выполнен в виде центроплана с удлинением меньше 0,5, причем снизу фюзеляж переходит в составное крыло с центральной частью малого удлинения, а справа и слева от фюзеляжа по хорде стыковки консолей установлены двигатели с воздушными винтами, а боковые поверхности фюзеляжа с поверхностью крыла образуют канал воздушных винтов, при этом оси вращения воздушных винтов расположены относительно плоскости хвостового оперения на расстоянии не более 0,15 диаметра воздушного винта.
