САМОЛЕТ СО СКЛАДЫВАЕМЫМ КРЫЛОМ И УСТРОЙСТВО СКЛАДЫВАНИЯ КРЫЛА САМОЛЕТА
AIRCRAFT WITH FOLDING WING AND DEVICE FOR AIRCRAFT WING FOLDING

Область техники
Изобретение относится к авиастроению, а именно к самолетам со складываемым крылом, и может быть использовано при проектировании транспортных средств для передвижения по воздуху и по земле.
Основной задачей, решение которой положено в основу изобретения, является обеспечение транспортной мобильности современного человека путем создания летающего транспортного средства в виде самолета со складываемым крылом с целью уменьшения поперечного размера самолета, что позволит его транспортировку по дорогам общего пользования и удобное хранение вблизи дома владельца. Обеспечивается также возможность самостоятельного движения самолета со сложенным крылом по земле при оборудовании его приводами на колеса шасси или за счет тяги воздушного винта.
Складывание крыла обеспечивает устройство шарнирного соединения консолей крыла с центропланом с фиксацией в полетной конфигурации с помощью замка, при этом решается задача обеспечения прочности и жесткости этого устройства при существенном снижении нагрузок в узлах соединения.
Уровень техники
Известно дорожно-воздушное транспортное средство, имеющее аэродинамическую компоновку типа «триплан», содержащее корпус с двухместной кабиной, двигатель с воздушным винтом, расположенный сзади кабины, консоли крыла, шарнирно соединенные с корпусом, двухкилевое вертикальное оперение, заднее и переднее горизонтальное оперение, четырехколесное шасси, двигатель с трансмиссией для использования на земле. Каждая консоль крыла выполнена из двух сегментов, которые при складывании прижимаются друг к другу и к бокам корпуса кабины. Узлы складывания консоли крыла содержат шарнирные соединения и замки, расположенные в поперечном сечении крыла, см. www.terrafugia.com самолет Transition фирмы Terrafugia.
Недостатками транспортного средства является нетрадиционность аэродинамической компоновки, вызывающей риски при его технической реализации, сложность конструкции крыла в области соединений его компонентов, высокие нагрузки, действующие в соединениях, связанные с малой величиной разноса между осью вращения и фиксирующим замком, ограниченной толщиной профиля крыла.
Известен самолет, имеющий возможность складывания консолей крыла путем поворота их относительно оси, расположенной под углом 40-50° к продольной и вертикальной осям самолета, наиболее близкого к предлагаемому транспортному средству. Этот самолет выполнен по схеме свободнонесущего высокоплана, содержащего фюзеляж с кабиной и хвостовой балкой, вертикальное и горизонтальное оперение, установленные на балке, трехколесное шасси с носовым колесом, двигатель с толкающим воздушным винтом позади кабины, центроплан с шарнирно прикрепленными к нему консолями крыла с замками, фиксирующими консоли в полетной конфигурации. При складывании консоли крыла поворачиваются назад-вверх относительно центроплана и устанавливаются вдоль фюзеляжа носком вверх. В сложенном состоянии концы консолей опираются на специальные узлы, установленные на горизонтальном оперении. Для увеличения зазора между задней кромкой сложенных консолей и землей закрылки и элероны могут поворачиваться параллельно земле. Самолет может передвигаться по земле со сложенным крылом за счет тяги воздушного винта, при этом консоли крыла прикрывают вращающийся винт, см. US №2674422, 04.06.1954 г., CL. 244-49.
Недостатком такого способа складывания консолей крыла являются конструктивные сложности при обеспечении прочности и жесткости соединения консолей с центропланом, связанные с расположением этого узла на главном лонжероне с малым разносом элементов - проушин шарнирного соединения, ограниченного толщиной профиля крыла. Поворот консолей вверх-назад для высоко расположенного крыла создает трудности для осуществления этой операции вручную одним человеком. Кроме того, опирание сложенных консолей крыла на концы горизонтального оперения вызывает дополнительные нагрузки, действующие на конструкцию горизонтального оперения при движении самолета по земле.
Наиболее близким к предлагаемому устройству складывания крыла самолета является устройство, использованное на палубном самолете, имеющем схему свободнонесущий низкоплан с консолями крыла, складывающимися поворотом назад-вверх. Устройство содержит шарнирное соединение подвижной части крыла с неподвижной осью поворота, расположенной в плоскости основного лонжерона и наклонно относительно вертикали, а замковое устройство для фиксации крыла в разложенной позиции отнесено от шарнира ближе к передней кромке крыла. Верхняя поверхность подвижной части крыла позади шарнира имеет щиток, отклоняющийся при складывании крыла и закрывающий углубление в неподвижной части крыла при раскладывании в полетную конфигурацию, см. патент GB №627121 (A) от 1949-07-28, кл. B64C 3/56.
Недостатком конструкции такого устройства является расположение его на главном лонжероне с малым разносом элементов - проушин шарнирного соединения, ограниченного толщиной профиля крыла. Это вызывает заметное возрастание веса и сложности конструкции при обеспечении жесткости и прочности крыла в полетной конфигурации. Кроме того, наличие щитка на верхней поверхности крыла усложняет устройство.
Технический результат
Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в обеспечении простоты складывания крыла самолета с целью уменьшения его поперечного размера, позволяющего его транспортировку по дорогам общего пользования, при этом устройство складывания консолей крыла обеспечивает жесткость и прочность крепления консолей при снижении нагрузок в узлах в полетной конфигурации и в сложенном состоянии. Кроме того, обеспечивается возможность движения сложенного самолета по земле за счет привода на колеса или за счет тяги воздушного винта при обеспечении хорошего обзора с места пилота и безопасности окружающих.
Существенные признаки
Для достижения названного технического результата в самолете со складываемым крылом, содержащем кабину экипажа, установленную в передней части самолета, силовую установку с толкающим воздушным винтом, установленную позади кабины, оперение, установленное в хвостовой части самолета, колесное шасси, центроплан, соединенные с центропланом посредством двух шарнирных узлов поворотные консоли крыла, фиксирующие замки, соединение консолей крыла с центропланом выполнено с возможностью поворота их вверх-назад относительно осей, расположенных в горизонтальной плоскости, расходящихся под углом 35-55° к продольной оси самолета от передней части самолета к хвостовой, и установки их вдоль самолета передней кромкой вверх и в сторону плоскости симметрии самолета с последующей их фиксацией. При этом шарнирные узлы и фиксирующий замок разнесены в плоскости крыла друг от друга на расстояние не менее чем в 1.8 раза больше толщины профиля крыла в зоне стыка. Стык консолей крыла с центропланом выполнен по ломаной линии, проходящей от передней кромки поперек крыла до переднего шарнирного узла, далее вдоль крыла до фиксирующего замка, затем вновь поперек крыла через второй шарнирный узел до задней кромки крыла.
Кроме того, с целью упрощения крепления сложенных консолей крыла на хвостовой части самолета закреплены подкосы.
При этом подкосы выполнены телескопическими с двумя фиксированными положениями, что обеспечивает возможность фиксации консолей крыла в не полностью сложенном положении и движения самолета с вращающимся воздушным винтом.
Крепление подкосов к хвостовой части фюзеляжа выполнено с возможностью укладывания их в полетной конфигурации вдоль хвостовой части самолета и фиксации на ней.
Крыло самолета оборудовано элеронами и закрылками. Для еще большего уменьшения поперечного размера сложенного самолета соединение закрылков с консолями крыла выполнено с возможностью поворота их задней кромкой вверх.
В устройстве складывания крыла самолета, содержащем неподвижную и поворотную части крыла с элементами каркаса в виде лонжеронов и торцевых нервюр, два шарнирных узла типа ухо-вилка и фиксирующий замок, узлы шарнирного соединения расположены в плоскости, параллельной плоскости хорд крыла вблизи верхней поверхности крыла, установлены по оси поворота, наклоненной к поперечному сечению крыла под углом 30-60° в направлении к задней кромке и концу крыла, и разнесены между собой по оси поворота в плоскости крыла. При этом элементы переднего шарнирного узла закреплены на лонжеронах частей крыла, а элементы заднего шарнирного узла закреплены на торцевых нервюрах частей крыла в их хвостовой части. Фиксирующий замок отнесен от переднего шарнирного узла в направлении конца крыла, элементы этого замка закреплены в месте соединения лонжеронов частей крыла с их торцевыми нервюрами.
Участки лонжеронов частей крыла в зоне стыка от переднего шарнирного узла до замка выполнены параллельными друг другу при разложенном положении крыла.
Стык частей крыла на виде в плане при разложенном положении крыла представляет собой ломаную линию. Стык выполнен от передней кромки поперек крыла до переднего шарнирного узла, далее вдоль лонжеронов частей крыла до замка, затем вновь поперек крыла вдоль торцевых нервюр через второй шарнирный узел до задней кромки крыла. Носовая часть центроплана в зоне стыка выполнена с вырезом от передней кромки крыла до лонжерона, который в полетной конфигурации закрывается носовой частью консоли крыла.
Таким образом, предлагаемое устройство обеспечивает снижение действующих в полете нагрузок на стыковые узлы за счет их значительного разноса друг от друга в плоскости крыла. Передача изгибающего момента от лонжерона консоли к лонжерону центроплана происходит парой сил, действующих в фиксирующем замке и переднем шарнирном узле, на базе, равной расстоянию между ними. Передача крутящего от консоли к центроплану момента происходит парой сил, действующих в запирающем механизме и заднем узле на базе, равной расстоянию между ними.
В сложенном состоянии консоль крыла опирается на передний и задний узлы центроплана, отстоящие друг от друга на расстояние в 2-3.5 раза большее толщины профиля крыла в зоне стыка, что обеспечивает жесткость этого соединения и в этой конфигурации.
Перечень чертежей
Изобретение поясняется следующими чертежами:
фиг.1 - представляет вид самолета в изометрии в полетной конфигурации, выполненный в соответствии с изобретением, где
1 - кабина экипажа,
2 - силовая установка с воздушным винтом,
3 - оперение,
4 - хвостовая часть самолета,
5 - шасси,
6 - центроплан крыла,
7 - консоль крыла,
8 - закрылок консоли крыла,
9-элерон,
10 - телескопический подкос,
11 - узел на консоли крыла для соединения с подкосом,
ABCD - линия стыка центроплана и консоли крыла,
X'-X' - ось шарнирного соединения центроплана с консолью крыла,
фиг.2 показывает вид сверху фиг.1;
фиг.3 показывает вид сбоку самолета со сложенным крылом;
фиг.4 показывает вид сверху самолета со сложенным крылом;
фиг.5 показывает вид спереди самолета со сложенным крылом, причем закрылки консолей крыла дополнительно повернуты;
фиг.6 представляет вид в изометрии самолета со сложенным крылом и дополнительно повернутыми закрылками консолей крыла;
фиг.7 представляет вид в изометрии самолета в сложенной конфигурации с не полностью сложенными консолями крыла;
фиг.8 показывает вид сверху устройства складывания крыла самолета в полетной конфигурации, где
6 центроплан крыла;
7 консоль крыла;
12 лонжерон центроплана;
13 торцевая нервюра центроплана;
14 лонжерон консоли;
15 торцевая нервюра консоли;
ABCD - линия стыка центроплана и консоли крыла;
X'-X' - ось шарнирного соединения центроплана с консолью крыла;
фиг.9 представляет вид в изометрии устройства складывания крыла самолета в сложенном положении крыла, где
6 - центроплан крыла;
7 - консоль крыла;
12 - лонжерон центроплана;
13 - торцевая нервюра центроплана;
14 - лонжерон консоли;
15 - торцевая нервюра консоли;
16 - кронштейн переднего шарнирного узла на центроплане;
17 - кронштейн переднего шарнирного узла на консоли;
18 - кронштейн заднего шарнирного узла на центроплане;
19 - кронштейн заднего шарнирного узла на консоли;
20 - элементы фиксирующего замка на центроплане;
21 - элементы фиксирующего замка на консоли.
Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения
Самолет со складываемым крылом (см. фиг.1) представляет собой низкоплан нормальной схемы и содержит кабину экипажа 1 в передней части самолета, силовую установку с толкающим воздушным винтом 2, расположенную позади кабины, оперение 3, расположенное на хвостовой части самолета 4, колесное шасси 5, центроплан 6, соединенные с центропланом посредством двух шарнирных узлов поворотные консоли крыла 7, фиксирующие замки. На консолях крыла установлены закрылки 8 и элероны 9. Соединение консолей крыла с центропланом выполнено с возможностью складывания их путем поворота вверх-назад относительно осей X'-X', расположенных в горизонтальной плоскости под углом 35-55° к продольной оси самолета (см. фиг.2). Стык консоли крыла с центропланом представляет собой ломаную линию ABCD (см. фиг.1, 2).
В сложенном положении консоли крыла расположены вдоль самолета передней кромкой вверх и в сторону плоскости симметрии самолета (см. фиг.3, 4, 5). Консоли крыла в сложенном положении могут быть зафиксированы с помощью телескопических подкосов 10 (см. фиг.3, 6), которые устанавливают на хвостовой части самолета. Для этого консоли крыла выполнены с узлами 11 (см. фиг.1, 2), которые размещены на верхней поверхности консолей крыла в их средней части. Телескопические подкосы 10 выполнены с возможностью фиксации двух положений консолей крыла для полностью или не полностью сложенного крыла (см. фиг.7). В полетной конфигурации телескопические подкосы могут быть сняты или уложены вдоль хвостовой части самолета и зафиксированы на ней (см. фиг.1, 2).
Для еще большего уменьшения поперечного размера закрылки консолей выполнены с возможностью поворота задней кромкой вверх (см. фиг.5, 6).
Устройство складывания крыла самолета (см. фиг.8) содержит неподвижную часть крыла - центроплан 6 с элементами каркаса в виде лонжерона 12 и торцевой нервюры 13 и соединенную с центропланом посредством двух шарнирных узлов поворотную часть - консоль крыла 7 с лонжероном 14 и торцевой нервюрой 15. Узлы шарнирного соединения установлены по оси поворота X'-X', наклоненной к поперечному сечению крыла под углом 30-60° в направлении к задней кромке и концу крыла. Соединение частей крыла выполнено в трех точках B, C и D, в точке B расположен передний шарнирный узел, в точке D - задний шарнирный узел, а в точке С установлен замок, фиксирующий части крыла в полетной конфигурации. В этом положении крыла стык консоли крыла с центропланом имеет в плане форму ломаной линии ABCD (см. фиг.8). Стык выполнен проходящим от точки A на передней кромке крыла до переднего шарнирного узла в точке B, далее вдоль лонжеронов между ними до точки C на расстояние L до фиксирующего замка и затем вдоль торцевых нервюр через задний шарнирный узел в точке D до задней кромки крыла. Части лонжеронов центроплана и консоли крыла на длине L выполнены параллельными друг другу.
Шарнирные узлы расположены в плоскости, параллельной плоскости хорд крыла вблизи верхней поверхности (см. фиг.9), и представляют собой соединения типа ухо-вилка, элементы которых крепятся к силовым каркасам частей крыла, стыковые кронштейны 16 и 17 переднего шарнирного узла установлены на лонжеронах 12 и 14 центроплана и консоли крыла, стыковые кронштейны 18 и 19 закреплены на торцевых нервюрах частей крыла в их хвостовых частях. Плоскости проушин стыковых кронштейнов выполнены перпендикулярными оси поворота X'-X'. На углу центроплана в месте соединения его лонжерона с торцевой нервюрой установлены элементы 20 фиксирующего замка, ответные элементы 21 замка закреплены на лонжероне консоли крыла в месте соединения его с торцевой нервюрой консоли.
Таким образом, в сложенном состоянии консоль крыла опирается на центроплан в точках B и D, отстоящих друг от друга на расстояние в 2-3.5 раза большее, чем толщина профиля крыла в зоне стыка, что обеспечивает высокую жесткость соединения.
За счет того, что стык частей крыла в разложенном положении выполнен в трех значительно разнесенных друг от друга точках (B, C и D) достигается эффект снижения нагрузок, действующих на элементы шарнирных узлов и фиксирующего замка в полете, при этом передача изгибающего момента от лонжерона консоли на лонжерон центроплана осуществляется парой сил на плече L, которое больше строительной высоты лонжерона в 1.8-2.5 раза.
Самолет со складываемым крылом и устройство складывания крыла эксплуатируют следующим образом.
После выполнения полета с посадкой на аэродроме производят складывание консолей крыла. Для этого открывают фиксирующий замок, каждую консоль поочередно вручную поворачивают вверх-назад на угол 140-150°, при этом они располагаются вдоль самолета передней кромкой вверх и в сторону плоскости симметрии самолета, а затем их фиксируют подкосами. После этого сложенный самолет закатывают в ангар, где он будет занимать в 3-4 раза меньше места по сравнению с самолетом с несложенным крылом. Раскладывание крыла перед полетом производится в обратной последовательности, при этом происходит автоматическая стыковка системы управления. Работа по складыванию или раскладыванию крыла может быть выполнена без применения инструмента одним человеком за время не более 1 минуты.
Компактное складывание самолета позволяет перевозить его по дорогам общего пользования, а быстрая и простая процедура складывания или раскладывания крыла позволяет осуществить вариант, когда самолет хранится в помещении у дома владельца и транспортируется на взлетно-посадочную площадку, расположенную недалеко от дома, например на окраине населенного пункта, с помощью автомобиля на прицепе или непосредственно буксировкой за автомобилем, при этом к носовой части самолета монтируют специальное сцепное устройство, а переднюю стойку шасси убирают. Для большей компактности самолета, существенной при движении по дороге, возможно дополнительное складывание закрылков консолей поворотом их задней кромкой вверх.
При оборудовании самолета дополнительным приводом на колеса, возможно его самостоятельное движение в сложенном состоянии по дороге, при этом расположение кабины в передней части самолета, а силовой установки с воздушным винтом позади кабины обеспечивает хороший обзор как в полете, так и при движении по дороге.
Возможно также движение сложенного самолета на тяге воздушного винта, для этого консоли крыла приподнимают и устанавливают на раздвинутое положение телескопических подкосов, что обеспечивает свободу вращения воздушного винта, при этом консоли крыла прикрывают вращающийся винт сбоку, обеспечивая безопасность окружающих. Для движения по дорогам самолет оборудуют соответствующей светотехникой.
Описанные возможности позволяют избежать потерь времени на поездку до аэродрома и обратно и, соответственно, существенно снизить суммарные затраты времени на запланированное путешествие.
Складывание консолей крыла путем поворота относительно одной оси обеспечивает простоту прокладки гибких систем, например электрических проводов, в зоне стыка и позволяет достаточно просто решить задачу автоматической стыковки жестких систем управления при раскладывании крыла в полетную конфигурацию.
Конструкция самолета может быть выполнена с применением металла и пластика, ширина в сложенном состоянии не более 2.5 м. Возможна установка быстродействующей парашютной системы спасения самолета вместе с экипажем.
В сложенном состоянии консоль крыла опирается на центроплан в точках, отстоящих друг от друга на расстояние в 2-3.5 раза большее, чем толщина профиля крыла в зоне стыка, что обеспечивает высокую жесткость соединения.
За счет того что стык частей крыла в разложенном положении выполнен в трех значительно разнесенных друг от друга точках, достигается эффект снижения нагрузок, действующих на элементы шарнирных узлов и фиксирующего замка в полете, при этом передача изгибающего момента от лонжерона консоли на лонжерон центроплана осуществляется парой сил на плече L, которое больше строительной высоты лонжерона в 1.8-2.5 раза.
Описанное устройство складывания крыла может быть использовано преимущественно в конструкциях легких самолетов, а также в конструкциях беспилотных летательных аппаратов, в конструкциях самолетов, базирующихся на палубах авианесущих кораблей и в конструкциях других летательных аппаратов, где требуется складывание частей крыла с целью уменьшения поперечного габарита летательного аппарата.