Patent RU-52817-U1 (RU)
Title: Многоцелевой самолет см-92т "турбо-финист" (варианты)
IPC: B64C39/00
Filed: 2005-11-30
Granted: 2006-04-27
Abstract: Полезная модель относится к авиации и может быть использована при создании многоцелевых одномоторных самолетов, предназначенных для выполнения широкого спектра задач (перевозка пассажиров, патрулирование, доставка грузов, десантирование, самолет связи, почтовый, санитарный варианты и т.п.), эксплуатации с минимально подготовленных взлетно-посадочных площадок, в различных географических зонах, природных и климатических условиях. К техническим результатам, достигаемым реализацией заявленной полезной модели, следует отнести улучшение летно-технических характеристик самолета, упрощение его конструкции, повышение технологичности его изготовления и расширение его функциональных возможностей. В обоих вариантах выполнения полезной модели многоцелевой самолет выполнен по схеме высокоплан, имеет фюзеляж 1, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло 2 с подкосом 3, хвостовое оперение нормальной схемы, трехопорное шасси с хвостовой опорой 6 и однодвигательную силовую с тянущим винтом 8. Фюзеляж 1 выполнен прямоугольного сечения, с плоским основанием по всей его длине, смешанной клепанной и клеено - сварной силовой конструкции по схеме "полумонокок". Фюзеляж 1 имеет сдвижную назад по полету дверь 9 грузопассажирской кабины прямоугольного сечения. Двери 10 кабины пилотов по одной с каждой стороны фюзеляжа 1 выполнены в форме шестиугольника со скругленными углами распашными вперед по полету. Крыло 2 и горизонтальное оперение 5 расположены в разных параллельных между собой плоскостях так, что плоскость горизонтального оперения 5 расположена ниже плоскости крыла 2 относительно строительной горизонтали самолета. Топливные баки, расположенные в крыле 2, выполнены кессонными в виде аэродинамически обтекаемых герметичных отсеков каплевидной формы в носке каждой из консолей крыла 2.  
     Механизация крыла 2 выполнена в виде двухсекционного закрылка, секции которого соединены между собой пластиной, и элеронов 12с осевой аэродинамической компенсацией, снабженных управляемым триммером 13. Каждый из подкосов 3 консолей крыла 2 выполнен в виде балки, закрепленной на силовом элементе крыла 2 в точке, расположенной на расстоянии 0,48±1% полуразмаха крыла 2 от оси симметрии самолета. На силовом элементе фюзеляжа 1 каждый из подкосов 3 закреплен в точке, расположенной от первого шпангоута фюзеляжа 1 на расстоянии 0,15±2% от общей длины самолета. Горизонтальное оперение 5 выполнено прямоугольной формы в плане и имеет перевернутый аэродинамический профиль, обеспечивающий создание отрицательной подъемной силы. Каждый из подкосов 15 стабилизатора горизонтального оперения 5 закреплен на силовом элементе последнего в точке, расположенной на расстоянии 0,45±2% полуразмаха горизонтального оперения 5 от оси симметрии самолета, а на силовом элементе фюзеляжа 1 в точке, расположенной от первого шпангоута фюзеляжа 1 на расстоянии 0,66±0,5% от общей длины самолета. Рули высоты 16 стабилизатора горизонтального 4 оперения выполнены с роговой аэродинамической компенсацией, каждый из которых снабжен управляемым триммером 17. Вертикальное оперение 5 выполнено со скругленной верхней передней кромкой, трапециевидной формы, имеет руль направления 18 с роговой аэродинамической компенсацией, и прямой задней кромкой. Руль направления 18 снабжен управляемым триммером 19, задняя кромка которого выполнена выступающей за заднюю кромку руля направления 18. Силовая установка в виде расположенного в передней части фюзеляжа двигателя 7 снабжена горизонтально ориентированным воздухозаборником 21 со скругленными углами, расположенным в нижней части капота 20 под двигателем 7. Капот 20 двигателя 7 вытянут по горизонтали, выполнен с заостренной носовой частью, плавно сопряженным с фюзеляжем 1 самолета, и переменного сечения по длине - от круглого в месте примыкания к коку 22 винта 8, до прямоугольного со скругленными углами в месте сопряжения и соединения его с фюзеляжем 1.  
     Винт 8 силовой установки выполнен с реверсом, а лопасти винта 8 снабжены противообледенительной системой. По первому варианту выполнения полезной модели, шасси самолета выполнено рессорного типа. Основные стойки 23 шасси выполнены в виде прямых конструктивных элементов, каждый их которых образован трубчатой рессорой, закрытой обтекателем, на которой установлено колесо 24 или лыжа. Хвостовая опора 25 шасси выполнена также рессорного типа из трубчатой рессоры, на которой установлено самоориентирующееся колесо 26 или лыжа. По второму варианту выполнения полезной модели, шасси самолета выполнено амфибийным в виде поплавков 27, закрепленных на основных передних прямых конструктивных элементах 28, соединенных с фюзеляжем 1, и дополнительных задних конструктивных элементах 29. Каждый конструктивный элемент 28, как и в первом варианте, образован трубчатой рессорой, закрытой обтекателем. Дополнительные задние конструктивные элементы 29 также соединены с фюзеляжем 1. Передняя колесная стойка 30 амфибийного шасси установлена в передней части каждого из поплавков 27 с внутренней его стороны с возможностью поворота относительно поперечной горизонтальной оси вперед по полету в убранное положение, когда колесо каждой передней стойки 30 расположено выше днища поплавка 27, и назад по полету в выпущенное положение. Основная колесная стойка 31 амфибийного шасси установлена за реданом каждого из поплавков 27 с возможностью размещения ее в убранном положении заподлицо с днищем поплавка 27 в ответной ей нише 32, выполненной в зареданной части каждого из поплавков 27.