САМОЛЕТ ЛЕГКИЙ МНОГОЦЕЛЕВОЙ ЯК-58

Самолет имеет высокие летно-технические характеристики, обеспечивающие ему широкое применение, перевозка людей, малых грузов, использование для решения специальных задач (перевозки больного, проведения геологической разведки и аэрофотосъемки местности; патрулирование лесов, газо- и нефтепроводов, линий электропередач; проведение экологических исследований биосферы).
Самолет в предпочтительном варианте является легким шестиместным самолетом, предназначенным для перевозки пассажиров.
Известен самолет, содержащий фюзеляж, низко расположенное крыло, несущее двухкилевое П-образное оперение, силовую установку с толкающим винтом (см. патент РФ №2087384 от 13.07.1993).
Недостатком известного самолета является сложность его конструкции, обусловленная выполнением его в виде триплана, ограниченные функциональные возможности, обусловленные недостаточной взлетной массой, малым запасом топлива, малой дальностью полета.
Технический результат, на достижение которого направлена полезная модель заключается в упрощении конструкции самолета и расширении его функциональных возможностей за счет повышения аэродинамических характеристик.
Указанный технический результат достигается тем, что в самолете, содержащем фюзеляж, низко расположенное крыло, несущее двухкилевое П-образное оперение, силовую установку с толкающим винтом, крыло выполнено прямоугольной формы с постоянным профилем по всему размаху, с положительным углом поперечного V, геометрической круткой и обращенными вверх концевыми крылышками, кили двухкилевого П-образного оперения отклонены от вертикали в направлении центральной продольной оси, а несущие их балки расположены на переменном расстоянии друг от друга, уменьшающемся в направлении килей, при этом ось вращения винта отклонена от горизонтали в направлении горизонтального оперения.
Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) равна 1,63 м.
Самолет может быть снабжен корневыми фиксированными предкрылками, которые со стороны крепления к фюзеляжу выступают за переднюю кромку крыла, а с противоположной стороны выполнены в виде надкрылков, не выступающих за переднюю кромку крыла.
Корневые фиксированные предкрылки целесообразно использовать в качестве топливных баков.
Сущность полезной модели поясняется чертежами.
На фиг.1 схематично показано расположение оборудования в самолете; на фиг.2 - вид самолета сбоку; на фиг.3 - вид самолета сверху; на фиг.4 - вид самолета спереди; на фиг.5 - изображение корневого фиксированного предкрылка.
На самолете установлен один поршневой, двигатель 1 с толкающим трехлопастным воздушным винтом 2. Конструкция планера в основном выполнена из алюминиевых сплавов; применяются также сталь, титан и другие авиационные материалы, соответствующие действующим стандартам и нормативам. Крыло 3 самолета прямоугольной формы, изготовлено с применением профиля, постоянного по всему размаху, имеет положительный угол поперечного V (+3), геометрическую крутку, оснащено элеронами и закрылками. Крыло самолета выполнено по однолонжеронной схеме с задней стенкой, работающей обшивкой и состоит из двух съемных консолей.
Крыло крепится к силовым шпангоутам фюзеляжа тремя стыковыми узлами.
В корневой части консолей расположены топливные отсеки и, дальше по размаху, ниша для уборки шасси 4. К верхней поверхности крыла крепятся хвостовые балки 5 П-образного оперения.
На каждой консоли крыла установлен закрылок и элерон и она имеет направленные вверх концевые крылышки 6.
Оперение самолета П-образное, свободнонесущее, состоит из вертикально и горизонтально замыкающих балок, выполненных заодно с хвостовыми балками 5, расходящимися в направлении фюзеляжа 7.
Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора 8 и руля 9 высоты с триммером.
Вертикальное оперение состоит из двух неподвижных килей 10 и рулей направления 11. На руле высоты установлен управляемый триммер.
Киль состоит из двух частей: верхней, представляющей собой сам киль, и нижней, имеющей форму вынесенного вперед до передней кромки крыла пилона 12. Киль с пилоном жестко соединены, и представляют единую конструкцию.
Кили с пилонами крепятся к крылу тремя стыковыми узлами с наклоном друг к другу.
Фюзеляж 6 самолета представляет собой конструкцию типа полумонокок с несущей обшивкой, набором шпангоутов и продольных балок.
Конструктивно фюзеляж делится на нижнюю (подпольную) и верхнюю (надпольную) части. Основным материалом конструкции фюзеляжа является алюминиевые сплавы. Элементы силового набора крепления крыла и моторамы выполнены из стали. Основной вид соединений фюзеляжа - заклепочный шов и болтовой крепеж.
Нижняя часть фюзеляжа служит его основным силовым элементом. К ней крепятся крыло и передняя опора 13 шасси. Нижняя часть фюзеляжа представляет собой конструкцию типа кессон, замкнутый контур кессона образован зашивкой пола и обшивкой. В полу и на нижней обшивке фюзеляжа расположены люки подхода к трассам, оборудованию, расходному топливному баку. В нижней части фюзеляжа, между шпангоутами, расположена ниша передней опоры шасси. Верхняя часть фюзеляжа служит для размещения экипажа и пассажиров, ручного багажа, оборудования и крепления моторамы двигателя и конструктивно делится на носовой отсек, верхнюю и боковые панели. Все эти элементы состыкованы между собой и образуют замкнутый пространственный контур, соединяясь с нижней частью фюзеляжа по линии пола.
На нижней части фюзеляжа под силовой установкой закреплен кожух 14, образующий воздухозаборник, воздушный канал и выходное отверстие для воздуха.
Наклонное расположение оси вращения винта позволяет приблизить создаваемый винтом вектор тяги к центру тяжести самолета (вплоть до полного их совмещения), что позволяет снизить вероятность возникновения пикирующего и кабрирующего моментов и снижение летных характеристик самолета. Наклон винта также позволяет расположить горизонтальное оперение в потоке воздуха, создаваемого винтом, располагая горизонтальное оперение на оптимальной высоте.
Двухкилевое П-образное оперение имеет сужающуюся конструкцию в направлении потока воздуха, создаваемого воздушным винтом, что способствует его уплотнению и в зоне расположения управляющих поверхностей, а значит к повышению аэродинамических характеристик самолета.
Корневой фиксированный предкрылок 15 выполнен в конвергентной конфигурации, т.е. в своей части, закрепленной на бортовой поверхности фюзеляжа, он соответствует обычному фиксированному предкрылку, а в части вблизи другого конца - надкрылку, размещенному над носком крыла и не выступающему за границы его передней кромки.
Применение предлагаемой формы фиксированного предкрылка позволяет за счет ликвидации ранних срывов потока в корневых частях крыла повысить величину производной коэффициента подъемной силы по углу атаки в крейсерской и во взлетно-посадочной конфигурациях, увеличить линейность протекания зависимости Cyα=ƒ(α) с соответствующим возрастанием максимальных значений коэффициента подъемной силы, увеличить аэродинамическое качество, с сохранением запаса продольной статической устойчивости. Внутренний объем предкрылков для повышения эффективности самолета может быть использован в качестве топливных баков.