САМОЛЕТ

Предполагаемое техническое решение относится к авиационной технике, а именно к самолетам, предназначенным для многоцелевого использования.
Наиболее близким аналогом к предлагаемой полезной модели является самолет известный из Патента RU 2005663, опубл. 15.01.1994, патентообладатель: Акционерное общество «Авиатика». Известный двухместный самолет содержит фюзеляж, крыло, выполненное по схеме высокоплан, силовую установку, горизонтальное и вертикальное оперение, а также трехопорное шасси. Силовой каркас фюзеляжа самолета выполнен из четырех жестко соединенных между собой плоских рам, образующих пассажирскую кабину, двух боковых, верхней, задней и нижней силовой платформы и из четырех силовых балок.
К недостаткам известной конструкции можно отнести большое количество стыковых элементов, технологических и эксплуатационных соединений, что создает сложность при сборке, а также приводит к увеличению веса самолета. Кроме того, расположение силовой установки в носовой части фюзеляжа, перед кабиной, ухудшает обзор из кабины.
Задачей, решаемой заявленной полезной моделью, является улучшение весовой эффективности самолета и снижение трудоемкости при изготовлении и сборке.
Техническим результатом предлагаемой полезной модели является упрощение конструкции, снижение веса самолета, улучшение обзора из кабины, снижение высоты днища фюзеляжа от земли и обеспечение возможности использования колес большого диаметра.
Технический результат обеспечивается за счет того, что самолет содержит фюзеляж с кабиной, крыло, выполненное по схеме высокоплан, силовую установку, горизонтальное и вертикальное оперение, а также трехопорное шасси. Фюзеляж, в носовой части и под сидением пассажиров, имеет свободные ниши для уборки шасси. Крыло состоит из центроплана большого размаха, проходящего насквозь через фюзеляж. Центроплан соединен с силовыми элементами фюзеляжа технологическим стыком. Вертикальное оперение состоит из руля направления и киля, выполненного единой деталью с фюзеляжем. Горизонтальное оперение состоит из неразъемных по размаху стабилизатора и руля высоты. Силовая установка выполнена из двух тянущих винтов и двух поршневых двигателей, закрытых в мотогондолы и расположенных на крыле симметрично относительно фюзеляжа.
Основные стойки шасси рычажного типа, а носовая -телескопического.
Основные топливные баки расположены в центроплане симметрично относительно фюзеляжа.
Центроплан имеет постоянное сечение без геометрической крутки и состоит из кессона, формованного из композиционного материала методом горячего отверждения, а также несиловых носовой и хвостовой частей, при этом в хвостовой части на всем размахе центроплана расположены закрылки Фаулера, отклоняемые на угол до 40°.
Тянущие винты представляют собой винты изменяемого шага, при этом плоскость вращения тянущих винтов вынесена за пределы кабины.
В кабине расположено четыре кресла, по два в каждом ряду, причем за спинками заднего ряда расположен багажный отсек. При этом кабина имеет четыре остекленных двери.
На фиг.1 показан самолет (вид сбоку) и разрез А-А крыла самолета, на фиг.2 - самолет (вид спереди), на фиг.3 - самолет (вид сверху).
Выбранная схема высокоплана имеет минимальную вредную
интерференцию крыла и фюзеляжа, позволяет разместить в салоне экипаж и пассажиров, обеспечив для них хороший обзор и удобство входа-выхода через двери автомобильного типа.
Самолет состоит из фюзеляжа 1, выполненного заодно с вертикальным оперением 2, крыла 3, горизонтального оперения 4, а также трехопорного шасси 5.
В фюзеляже 1 расположена кабина 6. Схема размещения бок о бок в два ряда: впереди экипаж 7, 8, сзади - пассажиры 9. Ширина кабины 6 в месте размещения экипажа и пассажиров равна 1275 мм, что обеспечивает комфортное размещение людей.
Шаг кресел равен 960 мм, высота кабины - 1220 мм. Это позволяет сделать спинки переднего ряда кресел откидывающимися назад на 25° без ущерба для пассажиров на заднем ряду. Спинки заднего ряда также могут откидываться на 25°, что позволяет без лишнего утомления переносить длительные перелеты.
Кабина 6 имеет четыре остекленных двери 10. За спинками пассажирских кресел расположен багажный отсек 11. Хвостовая часть 12 фюзеляжа 1 выполнена по схеме «монокок» с несущей трехслойной обшивкой, подкрепленной шпангоутами 13.
Кабина 6 по своим габаритам и эргономике приспособлена к перевозкам людей в зимней одежде и имеет систему вентиляции и обогрева, эффективную во всем диапазоне условий эксплуатации (-25..+40°С).
Центральная часть фюзеляжа 1 имеет три силовых шпангоута 14, передающих нагрузку на крыло, а также продольные и поперечную балки. Центральная продольная балка 15 соединяет шпангоуты, основания кресел, носовую стойку и поперечную балку. Бортовые продольные балки совместно со шпангоутами являются усилениями в месте вырезов в фюзеляже под двери. На поперечной балке 16 установлены основные стойки шасси 17. Основания кресел выполнены единой деталью вместе с
полом кабины.
Шасси 5 убирается в ниши фюзеляжа 1 с помощью электромеханизмов (на фиг. не показано). Стойки шасси 17 и 18 имеют газово-жидкостные амортизаторы (на фиг. не показано). Основные стойки шасси 17 - рычажного типа, носовая стойка 18 - телескопического. При обжатии носовой стойки 18 колесо 19 перемещается в открытую нишу для его уборки, что позволило снизить высоту днища фюзеляжа 1 от земли и применить при этом колеса шасси большого диаметра.
Крыло 3, являющееся верхнерасположенным свободнонесущим, имеет центроплан 20 большого размаха, проходящий насквозь через фюзеляж 1 в районе кабины 6. Центроплан 20 соединен с силовыми элементами фюзеляжа (шпангоутами 14) технологическим стыком (на фиг.не показано), который в эксплуатации разнимается только для выполнения перевозок самолета на дальние расстояния автомобильным или железнодорожным транспортом. Это позволяет снизить вес и габариты стыковочных элементов (на фиг. не показано).
Центроплан 20 имеет постоянное сечение без геометрической крутки и состоит из кессона 21 и несиловых носовой 22 и хвостовой 23 частей.
Кессон 21 может быть выполнен из композиционного материала на основе стеклянных и угольных волокон со связующим на эпоксидной основе горячего отверждения. Другие части самолета, в частности фюзеляж 1, горизонтальное 4 и вертикальное 2 оперение, могут быть выполнены из композиционных материалов на основе стеклянных волокон со связующим на эпоксидной основе холодного отверждения.
В хвостовой части на всем размахе центроплана 20 расположены закрылки Фаулера 24, отклоняемые на угол до 40°, выдвигаемые по рельсам с помощью электромеханизмов (на фиг. не показано). Управление выпуском закрылков Фаулера 24 расположено в хвостовой части центроплана 20. В носовой части центроплана 20 проходят системы управления двигателями 25 и элеронами 26.
Компоновка кабины 6 при этом выполнена так, что центроплан 20 не мешает экипажу 7 и 8 и пассажирам 9 и, следовательно, не требуется увеличивать высоту фюзеляжа 1.
Использование схемы шасси с носовым колесом 19, установка колес шасси большого диаметра (425 мм), механизация крыла 3 щелевыми закрылками Фаулера 24, отклоняемыми на угол до 40°, позволяет производить посадку на неподготовленные площадки со скоростью 85 км/час.
Консоли 27 крыла 3 имеют трапециевидную форму в плане с нулевой стреловидностью по носку. В хвостовой части расположен элерон 26. Консоли 27 оканчиваются законцовками 28, имеющими специальную форму для улучшения аэродинамических характеристик.
Вертикальное оперение состоит из руля направления 29 и киля 30, выполненного единой деталью совместно с фюзеляжем 1. При этом фюзеляж 1 с килем 30 могут быть выполнены из композиционных материалов.
Горизонтальное оперение состоит из свободнонесущего стабилизатора 31 и руля высоты 32. И стабилизатор 31, и руль высоты 32 выполнены неразъемными по размаху, что улучшает эффективность их работы.
Выполнение элементов хвостовой части самолета неразъемными снижает вес самолета и упрощает его конструкцию.
Силовая установка состоит из двух тянущих винтов 34 и двух поршневых двигателей 25, закрытых в мотогондолы 33 и расположенных на крыле 3 симметрично относительно фюзеляжа 1. Такое расположение улучшает обзор из кабины 6. Плоскость вращения тянущих винтов 34 изменяемого шага вынесена за пределы кабины 6 и органов управления, что создает безопасность для экипажа и пассажиров.
Основные топливные баки 35 расположены в центроплане 20. Возможна установка дополнительных (перегоночных) топливных баков
(на фиг. не показано) в консолях крыла.
Самолет имеет сдвоенное управление. Место 1-го пилота 7 - слева.
Управление состоит из мини-ручек и педальных постов (на фиг. не показано). У левого пилота 7 мини-ручка выполнена под левую руку, у правого 8 - под правую. Для управления в продольном канале ручка перемещается линейно вперед-назад, для управления по крену -поворачивается относительно своего основания. Усилия в продольном и поперечном каналах оптимизированы для «кистевого» управления самолетом. Педали (на фиг. не показано) рычажного типа с верхней горизонтальной осью. Дифференцированное управление тормозами основных колес 36 выполнено в виде дополнительных педалей на ножном посту (на фиг. не показано).
Управление двигателями 25 выполнено одним блоком, размещенным на консоли между пилотами (на фиг. не показано).
Самолет оснащен полным комплектом современного навигационного оборудования для обеспечения требований правил полетов по приборам. При этом самолет выполнен с возможностью установки поплавкового и лыжного шасси (на фиг. не показано).
Самолет предназначен для нормальных (неакробатических) полетов, как в зоне аэродромов, так и по маршрутам. Типовой профиль полета:
- взлет, набор высоты круга,
- набор высоты крейсерского полета,
- крейсерский полет,
- снижение до высоты круга,
- полет по кругу и посадка.
При выполнении полета самолет функционирует следующим образом. Запускают поочередно двигатели 25 с помощью электрического стартера, который работает от бортовой аккумуляторной батареи (на фиг. не показано).
После прогрева двигателей 25 самолет выруливают на место старта, с которого будет выполняться разбег и взлет.
Фиксируют тормоза колес основных стоек шасси 17.
Закрылки Фаулера 24 отклоняются во взлетное положение.
Ручками управления (на фиг. не показано) двигателями 25 устанавливают максимальные обороты коленчатого вала.
Расфиксируют тормоза колес основных стоек шасси 17.
Самолет начинает прямолинейное движение с набором скорости. При достижении скорости отрыва ручка управления самолетом (РУС) (на фиг. не показано) перемещается «на себя», при этом увеличивается угол атаки крыла.
После отрыва от земли пилот перемещает РУС в положение, соответствующее необходимой траектории набора высоты. Во время набора высоты убирают шасси и закрылки Фаулера 24 переводятся в полетное положение. После набора высоты двигатели 25 переводят в режим крейсерского полета.
Во время полета самолет управляется по тангажу (поворот самолета вокруг поперечной горизонтальной оси) перемещением РУС вперед-назад (что соответствует отклонению руля высоты вниз - пикирование (нос опускается вниз) и вверх - кабрирование (нос поднимается вверх)), по крену (поворот самолета вокруг его продольной оси) - отклонением РУС влево-вправо (что соответствует отклонению элеронов 26 левый - вверх/правый - вниз - левый крен (правое крыло вниз), левый - вниз/правый - вверх - правый крен (левое крыло вниз)).
Управлением с помощью педалей отклонением руля направления достигается балансировка самолета в путевом канале или управление по курсу (поворот самолета в горизонтальной плоскости).
Изменение скорости производится за счет регулирования оборотов двигателей 25, при этом шаг винта 34 изменяется автоматически.
Навигация в полете осуществляется как визуально по ориентирам на земле, так и с помощью имеющегося на борту приборного оборудования.
Посадку самолета выполняют следующим образом.
Обороты двигателей 25 уменьшают до величины, соответствующей необходимой скорости снижения. Закрылки Фаулера 24 отклоняются в посадочное положение. Выпускают шасси 5. Самолет снижается до касания земли.
Торможение самолета при пробеге по земле происходит за счет системы торможения колес основных стоек 17. При рулении используется дифференциальное торможение основных колес 36, при котором самолет двигается по радиусу в сторону более заторможенного колеса, носовая стойка 18 при этом ориентируется по движению. Так же при рулении возможно использовать дифференцирование тяги двигателей, при этом самолет движется в сторону двигателя с меньшей тягой.
После заруливания на стоянку самолет затормаживается до остановки. Двигатели 25 переводят в положение малого газа и после необходимого охлаждения выключают. Высадка (посадка) экипажа 7, 8 и пассажиров 9 осуществляется через двери 10 без применения дополнительных устройств (стремянок, трапов).
Сказанное выше позволяет сделать вывод, что поставленная техническая задача решена.