САМОЛЕТ-АМФИБИЯ С ШАССИ НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКЕ
AIR-CUSHION AMPHIBIAN

Описание
Изобретение относится к области авиации, в частности к самолетам-амфибиям, и может быть использовано в различных отраслях хозяйства, производящих и эксплуатирующих воздушные суда и другие транспортные средства, способные перемещаться по неподготовленным площадкам земной и водной поверхности.
Самолет с шасси на воздушной подушке.
Известен самолет-амфибия LMA с шасси на воздушной подушке, содержащий фюзеляж, двигатели, крыло, состоящее из центроплана и консолей, хвостовое оперение, шасси на воздушной подушке с баллонным ограждением в виде упругой оболочки, которая при наддуве воздухом имеет торообразную форму (см. AIAA Paper №79-0849, с.53-61).
В надутом состоянии такая мембрана образует закрепленную на нижней поверхности фюзеляжа торообразную оболочку, внутренняя поверхность которой перфорирована множеством отверстий. Истекающий из отверстий воздух создает во впадине, образованной между фюзеляжем, мембраной и опорной поверхностью область повышенного давления, уравновешивающего вес самолета, обеспечивая ему бесконтактное перемещение при разбеге на воздушной подушке по поверхности любой твердости.
Однако самолет-амфибия LMA недостаточно безопасен при эксплуатации с неподготовленных площадок различной твердости, что обусловлено отсутствием вспомогательных взлетно-посадочных устройств.
Задачей изобретения является повышение безопасности эксплуатации самолета путем улучшения его аэродинамических и гидродинамических характеристик.
Эта задача решается тем, что предложен самолет-амфибия с шасси на воздушной подушке, содержащий фюзеляж, двигатели с воздушными винтами, крыло, состоящее из центроплана и консолей, хвостовое оперение с воздушными рулями, имеющее в поперечном сечении форму перевернутого V и расположенное с возможностью обдува потоками воздуха от воздушных винтов двигателей, шасси на воздушной подушке с баллонным ограждением в виде упругой оболочки с отверстиями, которая при наддуве воздухом имеет торообразную форму, колесное шасси и опору скольжения, которые расположены внутри контура упомянутой упругой оболочки.
Опора скольжения выполнена в виде пластины трапециевидной формы из упругого материала, снабжена со стороны большего основания башмаком, а со стороны меньшего основания посредством шарнира закреплена на плоской поверхности днища фюзеляжа с возможностью сопряжения с торообразной поверхностью оболочки.
Консоли крыла выполнены с лонжеронами, полости между которыми герметично соединены с полостью центроплана.
Стенки задних лонжеронов консолей крыла снабжены по всему размаху профилированными отверстиями, отгороженными от шарнирно закрепленных на нижних полках задних лонжеронов флаперонов упругими изогнутыми стенками, нижние стороны которых закреплены на стенках лонжеронов ниже отверстий, а с верхними сторонами упруго соединены прижатые к верхним поверхностям флаперонов и верхним полкам задних лонжеронов щитки.
Шасси на воздушной подушке включает установленные в полости центроплана крыла центробежные вентиляторы.
Центробежные вентиляторы связанны соответствующими трансмиссиями, имеющими муфты, с упомянутыми двигателями.
Количество отверстий в упомянутой упругой оболочке больше со стороны носовой части, чем со стороны хвостового оперения.
Колесное шасси расположено со стороны носовой части фюзеляжа перед пластиной.
Несущие поверхности хвостового оперения сопряжены между собой цилиндрической поверхностью.
Воздушные рули снабжены роговыми компенсаторами, расположенными ниже хвостовых балок, на которых установлено оперение.
Пластина опоры скольжения выполнена большей жесткости со стороны меньшего основания, чем со стороны большего основания.
Пластина опоры скольжения имеет с башмаком разъемное соединение.
Самолет-амфибия представлен чертежами, где
на фиг.1 - фронтальная проекция самолета (вид сбоку);
на фиг.2 - вид на самолет сверху (половина вида) и снизу (половина вида);
на фиг.3 - вид на самолет спереди;
на фиг.4 - сечение фюзеляжа в районе центроплана;
на фиг.5 - сечение консоли крыла в конфигурации крейсерского полета и во взлетно-посадочной конфигурации;
на фиг.6 - сечение носовой части фюзеляжа в районе кабины экипажа;
На чертежах позициями обозначены:
1. фюзеляж
2. кабина экипажа и пассажиров
3. носовая часть
4. боковые кромки
5. борт
6. маршевый двигатель с воздушным винтом
7. консоль крыла
8. хвостовая балка
9. хвостовое оперение с наклонными стабилизаторами
10. переход с цилиндрической поверхностью между наклонными стабилизаторами
11. руль
12. роговой аэродинамический компенсатор
13. мембрана
14. сопло на мембране 13 со стороны хвостовой части фюзеляжа 1
15. сопло на мембране 13 со стороны носовой части 3 фюзеляжа 1
16. колесо колесного шасси
17. пластина опоры скольжения
18. тормозной башмак
19. центробежный вентилятор высокого давления
20. трансмиссия
21. муфта сцепления
22. гондола двигателя 6
23. пилон двигателя 6
24. отверстие в стенке заднего лонжерона консоли 7 крыла
25. изогнутая стенка
26. щиток
27. флаперон
28. задний лонжерон
29. щель
Самолет с шасси на воздушной подушке содержит (фиг.1) фюзеляж 1, плавно меняющегося чечевицеобразного сечения, интегрально сопряженный с кабиной экипажа и пассажиров, имеющий в носовой части выпуклую поверхность 3 со скругленными боковыми кромками 4.
Фюзеляж 1 снабжен, начиная от места сопряжения с консолями 7 крыла до конца, отогнутыми вверх на угол около 45° бортами 5. В месте установки консолей 7 крыла борта 5 обеспечивают цилиндрические впадины для установки двигателей 6 с воздушными винтами, а, отгибаясь в обратную сторону, - интегральное сопряжение фюзеляжа 1 с консолями 7 крыла.
Хвостовая часть фюзеляжа 1 вблизи плоскости симметрии короче бортов 5. При этом его отогнутые вверх, слегка сходящиеся по длине борта 5 образуют короткие хвостовые балки 8, на которых установлено хвостовое оперение 9 в форме перевернутого V. Несущие поверхности оперения сопряжены между собой переходом 10 с цилиндрической поверхностью и расположены в ядрах спутных струй винтов двигателей 6.
Рули 11 хвостового оперения снабжены роговыми аэродинамическими компенсаторами 12, которые расположены снизу балок 8.
На выпуклой части нижней поверхности фюзеляжа 1 установлена с предварительным натяжением эластичная, выполненная из двумерно растяжимого материала, мембрана 13 в форме вытянутого кольца, герметично закрепленная по внешнему и внутреннему периметрам кольца. Мембрана 13 выполнена с несколькими концентричными рядами профилированных отверстий, образующих систему воздушных сопел 14, 15. Количество рядов отверстий сопел 15 в носовой части существенно больше, чем в хвостовой части мембраны 13. Соотношение количества отверстий в носовой и хвостовой частях мембраны 13 подобрано таким образом, чтобы давление в носовой части 3 воздушной подушки (до перегородки) было больше давления в хвостовой части подушки (после перегородки) настолько, чтобы результирующая сила давления воздушной подушки располагалась вблизи центра тяжести самолета.
В носовой части 3 фюзеляжа 1 на его нижней поверхности, которая в его средней части выполнена плоской, установлено убирающееся тормозное колесо 16 колесного шасси в качестве передней опоры, а также шарнирно закреплена своим коротким основанием гибкая пластина 17 опоры скольжения со сменными тормозными башмаками 18 в качестве задней опоры.
Тормозное колесо 16 и пластина 17 опоры скольжения образуют вспомогательное колесно-лыжное шасси.
Межлонжеронные объемы консолей 7 крыла, герметично соединенные с межлонжеронным объемом центроплана, образуют единый объем, внутри которого установлены два центробежных вентилятора 19 высокого давления, которые посредством трансмиссий 20 с муфтами сцепления 21 связаны с маршевыми двигателями 6, установленными в гондолах 22 над верхней поверхностью фюзеляжа 1 на коротких наклонных пилонах 23.
Стенки задних лонжеронов консолей 7 крыла снабжены по всему размаху профилированными отверстиями 24. На этих стенках ниже отверстий 24 своими нижними сторонами закреплены упругие изогнутые стенки 25, верхние стороны которых упруго соединены со щитками 26 на верхних поверхностях консолей 7.
Щитки 26 постоянно прижаты к верхним поверхностям флаперонов 27, шарнирно закрепленных на нижних полках задних лонжеронов консолей 7 крыла.
Когда флапероны 27 установлены в положение крейсерского полета, передние кромки щитков 26 плотно прижаты к скругленным верхним полкам задних лонжеронов 28. Когда флапероны 27 установлены во взлетное или посадочное положение, изогнутые стенки 25 отклонены, а щитки 26 сдвинуты назад так, что между изогнутыми стенками 25 и верхними полками задних лонжеронов 28 образованы профилированные щели 29.
Перед взлетом или посадкой летчик отклоняет в соответствующее положение флапероны 27 и включает муфты сцепления 21 трансмиссий 20. Рабочие колеса вентиляторов 19 приводятся во вращение. При этом в межлонжеронном объеме центроплана и консолей 7 крыла создается разрежение, и пограничный слой воздуха, обтекающего верхнюю поверхность консолей 7 крыла, отсасывается через открытые на верхней поверхности консолей профилированные щели 29 и направляется изогнутыми стенками 25 к отверстиям 24 в стенках задних лонжеронов 27 консолей 7, поступает в межлонжеронный объем крыла и попадает на лопатки рабочих колес вентиляторов 19, где сжимается, разгоняется и выбрасывается в полость между днищем фюзеляжа 1 и обтягивающей его мембраной 13.
Под действием давления воздуха мембрана растягивается, приобретая форму тора, а постоянно поступающий в надутую оболочку мембраны 13 воздух вырывается через систему профилированных отверстий сопел 14,15 в пространство между днищем фюзеляжа 1, упругой надутой оболочкой мембраны 13 торообразной формы и опорной поверхностью, создавая в нем область повышенного давления (воздушную подушку), которая приподнимает и удерживает самолет на некоторой высоте от опорной поверхности.
Отсос вентиляторами 19 пограничного слоя воздуха перед отклоненными флаперонами, обеспечивая безотрывное их обтекание, позволяет устанавливать флапероны 27 на больший угол, чем без отсоса.
При этом увеличивается прирост коэффициента подъемной силы консолей 7 крыла, что ведет к уменьшению скорости сваливания и взлетно-посадочных скоростей, а также к сокращению взлетно-посадочных дистанций. Все эти факторы способствуют повышению безопасности полета на взлете и посадке.
В полете полностью выпуклая, со скругленными бортами 4 геометрия носовой части 3 фюзеляжа 1 самолета препятствует образованию на ней мощных вихрей при обтекании набегающим потоком воздуха.
При этом повышается запас продольной устойчивости и сохраняется линейный характер ее изменения по углу атаки до закритических значений этого угла. Тем самым повышается безопасность эксплуатации самолета на всех режимах полета.
Укороченная хвостовая часть фюзеляжа 1 самолета с удлиненными хвостовыми балками 8, на которых установлено хвостовое оперение 9, обеспечивает его обтекание набегающим потоком воздуха со скоростями, близкими к скоростям невозмущенного потока. При этом улучшается и сохраняется высокой до закритических углов атаки управляемость самолета. Этому способствует также роговая аэродинамическая компенсация рулей 11, позволяющая расширить диапазон их отклонения. Размещенные снизу хвостовых балок 8 роговые компенсаторы 12 рулей 11 вместе с их нижними частями повышают устойчивость и управляемость самолета, особенно на положительных углах атаки.
Сопряжение несущих поверхностей оперения цилиндрической поверхностью 10 уменьшает вредное взаимовлияние двух половин хвостового оперения 9 и повышает его эффективность. Все это способствует повышению безопасности полета на всех его режимах.
Размещение осей двигателей 6 вблизи плоскостей хорд стабилизаторов оперения 9 способствует более интенсивной обдувке оперения 9 и тем самым повышает эффективность управления при точном маневрировании самолета на воздушной подушке перед взлетом и после посадки. Эти меры повышают безопасность эксплуатации самолета как в крейсерском полете, так и при рулежках.
Перед посадкой на воду на вспомогательном шасси летчик отклоняет на небольшой угол шарнирно закрепленную на днище фюзеляжа гибкую пластину 17 опоры скольжения так, чтобы в момент касания погасить ударные нагрузки, возникающие при соприкосновении самолета с водой, и обеспечить глиссирование на задней кромке пластины 17, которая выполняет тем самым функции редана.
При движении на воздушной подушке пластина 17 опоры скольжения отклонена на максимальный угол, и ее задняя кромка находится на уровне нижней поверхности оболочки мембраны 13 ограждения воздушной подушки, а гибкие боковые стороны плотно соприкасаются с наддутым ограждением так, чтобы разделить объем воздушной подушки в продольном направлении на две части и повысить продольную устойчивость самолета при движении на воздушной подушке.
Для механического торможения самолета достаточно уменьшить подачу воздуха в подушку путем снижения оборотов двигателей 6 в гондолах 22 и связанных с ними вентиляторов 19. При этом тормозные башмаки 18 на задней кромке пластины опоры скольжения соприкасаются с опорной поверхностью тем сильнее, чем ниже давление в воздушной подушке.