МНОГОЦЕЛЕВОЙ САМОЛЕТ СМ-92Т "ТУРБО-ФИНИСТ" (ВАРИАНТЫ)

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.
Из существующего уровня техники известны многоцелевые одномоторные самолеты, выполненные по схеме «высокоплан», имеющие силовую установку в носовой части фюзеляжа с тянущим винтом, хвостовое оперение нормальной схемы и трехопорное шасси с хвостовой опорой (см. Flugzeuge aus aller welt, Transpress, VEB Verlag fur Verkehrwessen, Berlin, 1970, s.128).
Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип заявленной полезной модели во всех вариантах ее выполнения, аналогичным по конструкции, аэродинамической компоновке и функциональному назначению является многоцелевой самолет Як-12Р, выполненный по схеме высокоплан, содержащий фюзеляж, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло с подкосом, хвостовое оперение нормальной схемы со стабилизатором, снабженным подкосами, трехопорное шасси с хвостовой опорой и однодвигательную силовую установку в виде двигателя, установленного в передней части фюзеляжа с тянущим винтом изменяемого шага (см. «Самолет Як-12Р с двигателем АИ-14. Инструкция по эксплуатации и техническому обслуживанию», под редакцией Н.Н.Панова и Н.Н.Компанцева, Государственное издательство оборонной промышленности, г. Москва, 1957 г., стр.3-14, Фиг.1-4).
Достижению заданного технического результата, как в аналоге, так и в прототипе заявленной полезной модели, препятствует невысокие летно-технические характеристики, низкая весовая отдача, малая способность к унификации, ограниченность по функциональному применению (спектр задач), обусловленная конструктивными особенностями указанных аналогов, а также зависимость их применения и использования от географических и климатических условий.
Задачей, на решение которой направлена заявленная полезная модель, является создание многофункционального, многоцелевого самолета, имеющего высокую весовую отдачу для самолетов такого типа, увеличенную продолжительность автономного полета за счет улучшения летно-технических характеристик, и предназначенного 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.
Поставленная задача решается, а технический результат достигается по первому варианту выполнения полезной модели тем, что в многоцелевом самолете, выполненным по схеме высокоплан, и содержащим фюзеляж, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло с подкосом, хвостовое оперение нормальной схемы со стабилизатором, снабженным подкосами, трехопорное шасси с хвостовой опорой и однодвигательную силовую установку в виде двигателя, установленного в передней части фюзеляжа с тянущим винтом изменяемого шага, согласно полезной модели, фюзеляж выполнен прямоугольного сечения по всей его длине со скругленными углами и с плоским основанием, также по всей его длине, силовая конструкция фюзеляжа выполнена по схеме "полумонокок" смешанной клепанной и клеено - сварной конструкции с креплением продольных стрингеров фюзеляжа к обшивке из алюминиевого сплава клепкой, на клею и точечной сваркой, фюзеляж снабжен дверью грузопассажирской кабины прямоугольного сечения, расположенной по левому
борту фюзеляжа и выполненной сдвижной назад по полету по направляющим, двери кабины пилотов по одной с каждой стороны фюзеляжа выполнены в форме шестиугольника со скругленными углами, распашными вперед по полету, крыло и горизонтальное оперение расположены в разных плоскостях так, что плоскость горизонтального оперения расположена ниже плоскости крыла относительно строительной горизонтали самолета, причем, плоскость крыла и плоскость горизонтального оперения параллельны между собой, силовая конструкция крыла выполнена однолонжеронной с задней стенкой и с обшивкой из алюминиевого сплава, топливные баки, расположенные в левой и правой консолях крыла, выполнены в виде аэродинамически обтекаемых герметичных отсеков каплевидной формы и размещены в носке каждой из консолей крыла, механизация крыла выполнена в виде двухсекционного закрылка на каждой из консолей крыла, секции которого соединены между собой, и элеронов с осевой аэродинамической компенсацией, снабженных управляемым триммером, каждый из подкосов консолей крыла выполнен в виде балки, закрепленной на силовом элементе крыла в точке, расположенной на расстоянии 0,48±1% полуразмаха крыла от оси симметрии самолета, а на силовом элементе фюзеляжа в точке, расположенной от первого шпангоута фюзеляжа на расстоянии 0,15±2% от общей длины самолета, самолет снабжен форкилем вертикального оперения, расположенным в верхней части фюзеляжа, и сопряженным с фюзеляжем и вертикальным оперением, горизонтальное оперение, снабженное подкосами стабилизатора, выполнено прямоугольной формы в плане и имеет перевернутый аэродинамический профиль, обеспечивающий создание отрицательной подъемной силы, причем, каждый из подкосов стабилизатора закреплен на силовом элементе последнего в точке, расположенной на расстоянии 0,45±2% полуразмаха горизонтального оперения от оси симметрии самолета, а на силовом элементе фюзеляжа в точке, расположенной от первого шпангоута фюзеляжа на расстоянии 0,66±0,5% от общей длины самолета, рули высоты стабилизатора горизонтального оперения выполнены с роговой аэродинамической компенсацией, каждый из которых снабжен управляемым триммером, размещенным у корня руля высоты, вертикальное оперение выполнено со скругленной верхней передней кромкой, трапециевидной формы, имеет руль направления с роговой аэродинамической компенсацией, и прямой задней кромкой, и снабженный управляемым триммером, задняя кромка которого
выполнена выступающей за заднюю кромку руля направления, силовая установка, выполненная в виде расположенного в передней части фюзеляжа двигателя, закрепленного на мотораме и закрытого съемным капотом, снабжена горизонтально ориентированным воздухозаборником со скругленными углами, расположенным в нижней части капота под двигателем, капот двигателя вытянут по горизонтали, выполнен с заостренной носовой частью, плавно сопряженным с фюзеляжем самолета, и переменного сечения по длине - от круглого в месте примыкания к коку винта, до прямоугольного со скругленными углами в месте сопряжения и соединения с фюзеляжем, винт силовой установки выполнен с реверсом, а лопасти винта снабжены противообледенительной системой, размещенной по передней кромке каждой лопасти со смещением к оси вращения винта, шасси самолета выполнено рессорного типа, основные стойки которого выполнены в виде прямых конструктивных элементов, каждый их которых образован трубчатой рессорой, закрытой обтекателем, на которой установлено колесо или лыжа, а хвостовая опора шасси выполнена также рессорного типа из трубчатой рессоры, на которой установлено самоориентирующееся колесо или лыжа.
Поставленная задача решается, а технический результат достигается по второму варианту выполнения полезной модели тем, что в многоцелевом самолете, выполненным по схеме высокоплан, и содержащим фюзеляж, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло с подкосом, хвостовое оперение нормальной схемы со стабилизатором, снабженным подкосами, шасси и однодвигательную силовую установку в виде двигателя, установленного в передней части фюзеляжа с тянущим винтом изменяемого шага, согласно полезной модели, фюзеляж выполнен прямоугольного сечения по всей его длине со скругленными углами и с плоским основанием, также по всей его длине, силовая конструкция фюзеляжа выполнена по схеме "полумонокок" смешанной клепанной и клеено - сварной конструкции с креплением продольных стрингеров фюзеляжа к обшивке из алюминиевого сплава клепкой, на клею и точечной сваркой, фюзеляж снабжен дверью грузопассажирской кабины прямоугольного сечения, расположенной по левому борту фюзеляжа и выполненной сдвижной назад по полету по направляющим, двери кабины пилотов по одной с каждой стороны фюзеляжа выполнены в форме шестиугольника со скругленными углами, распашными вперед по полету, крыло и горизонтальное оперение расположены в
разных плоскостях так, что плоскость горизонтального оперения расположена ниже плоскости крыла относительно строительной горизонтали самолета, причем, плоскость крыла и плоскость горизонтального оперения параллельны между собой, силовая конструкция крыла выполнена однолонжеронной с задней стенкой и с обшивкой из алюминиевого сплава, топливные баки, расположенные в левой и правой консолях крыла, выполнены в виде аэродинамически обтекаемых герметичных отсеков каплевидной формы и размещены в носке каждой из консолей крыла, механизация крыла выполнена в виде двухсекционного закрылка на каждой из консолей крыла, секции которого соединены между собой, и элеронов с осевой аэродинамической компенсацией, снабженных управляемым триммером, каждый из подкосов консолей крыла выполнен в виде балки, закрепленной на силовом элементе крыла в точке, расположенной на расстоянии 0,48±1% полуразмаха крыла от оси симметрии самолета, а на силовом элементе фюзеляжа в точке, расположенной от первого шпангоута фюзеляжа на расстоянии 0,15±2% от общей длины самолета, самолет снабжен форкилем вертикального оперения, расположенным в верхней части фюзеляжа, и сопряженным с фюзеляжем и вертикальным оперением, горизонтальное оперение, снабженное подкосами стабилизатора, выполнено прямоугольной формы в плане и имеет перевернутый аэродинамический профиль, обеспечивающий создание отрицательной подъемной силы, причем, каждый из подкосов стабилизатора закреплен на силовом элементе последнего в точке, расположенной на расстоянии 0,45±2% полуразмаха горизонтального оперения от оси симметрии самолета, а на силовом элементе фюзеляжа в точке, расположенной от первого шпангоута фюзеляжа на расстоянии 0,66±0,5% от общей длины самолета, рули высоты стабилизатора горизонтального оперения выполнены с роговой аэродинамической компенсацией, каждый из которых снабжен управляемым триммером, размещенным у корня руля высоты, вертикальное оперение выполнено со скругленной верхней передней кромкой, трапециевидной формы, имеет руль направления с роговой аэродинамической компенсацией, и прямой задней кромкой, и снабженный управляемым триммером, задняя кромка которого выполнена выступающей за заднюю кромку руля направления, силовая установка, выполненная в виде расположенного в передней части фюзеляжа двигателя, закрепленного на мотораме и закрытого съемным капотом, снабжена горизонтально ориентированным воздухозаборником со скругленными углами,
расположенным в нижней части капота под двигателем, капот двигателя вытянут по горизонтали, выполнен с заостренной носовой частью, плавно сопряженным с фюзеляжем самолета, и переменного сечения по длине - от круглого в месте примыкания к коку винта, до прямоугольного со скругленными углами в месте сопряжения и соединения с фюзеляжем, винт силовой установки выполнен с реверсом, а лопасти винта снабжены противообледенительной системой, размещенной по передней кромке каждой лопасти со смещением к оси вращения винта, шасси самолета выполнено амфибийным в виде поплавков, закрепленных на основных передних прямых конструктивных элементах, соединенных с фюзеляжем, каждый их которых образован трубчатой рессорой, закрытой обтекателем, и дополнительных задних конструктивных элементах, также соединенных с фюзеляжем, при этом, передняя колесная стойка амфибийного шасси установлена в передней части каждого из поплавков с внутренней его стороны с возможностью поворота относительно поперечной горизонтальной оси вперед по полету в убранное положение, когда колесо каждой передней стойки расположено выше днища поплавка, и назад по полету в выпущенное положение, а основная колесная стойка амфибийного шасси установлена за реданом каждого из поплавков по его продольной оси с возможностью размещения ее в убранном положении заподлицо с днищем поплавка в ответной ей нише, выполненной в зареданной части каждого из поплавков.
При этом, колеса основной стойки амфибийного шасси могут быть выполнены сдвоенными.
Для обоих вариантов выполнения полезной модели, дверь грузопассажирской кабины выполнена сдвижной назад по полету по направляющим, размещенным на полу грузопассажирской кабины, на ее потолке и на боковой поверхности фюзеляжа, при этом, ролики, на которых установлена и с которыми взаимодействует сдвижная дверь в направляющих выполнены горизонтально ориентированными, а двери кабины пилотов по одной с каждой стороны, выполнены с возможностью фиксации их в открытом положении.
Для обоих вариантов грузопассажирская кабина снабжена тремя окнами по каждой стороне фюзеляжа, два из которых, передние, выполнены прямоугольного сечения со скругленными углами, и по левому борту фюзеляжа расположены на сдвижной двери грузопассажирской кабины, а третье, заднее окно, выполнено в
виде неправильного четырехугольника также со скругленными углами и со скосом верхней его стороны вниз назад по полету.
Также для обоих вариантов полезной модели топливные баки, расположенные в носке каждой из консолей крыла, выполнены кессонными, секции двухсекционного закрылка на каждой из консолей крыла соединены между собой пластиной, управляемый триммер элеронов расположен на элероне правой консоли крыла со смещением к закрылку, а каждый из подкосов консолей крыла, выполненный в виде балки, закрыт обтекателем.
Руль направления может быть выполнен без внутреннего силового набора, а его обшивка выполнена гофрированной с горизонтально ориентированным гофром, а в качестве двигателя силовой установки может быть выбран турбовинтовой двигатель выхлопные патрубки которого расположены или на боковых поверхностях капота по обе его стороны или в виде выхлопного патрубка, размещенного внизу под капотом двигателя.
В обоих вариантах выполнения полезной модели винт силовой установки выполнен трехлопастным, а противообледенительная система лопастей винта выполнена электрической.
Также фюзеляж может быть снабжен опорной ступенью, расположенной на нем сбоку и размещенной в зоне сдвижной двери грузопассажирской кабины.
В обоих вариантах кок винта в продольном сечении выполнен оживальной формы.
Самолет может быть снабжен дополнительными топливными баками, размещенными на концах консолей крыла, которые, в свою очередь, могут быть выполнены съемными.
Трубчатая рессора каждой из основных стоек шасси по обоим вариантам может быть выполнена стальной и переменного сечения по ее длине.
эл
кр
зкр
кр
Для достижения лучших летно-технических характеристик и повышения весовой отдачи в заявленной полезной модели по обоим вариантам выбраны определенные параметры и соотношения несущих и управляющих аэродинамических поверхностей, при которых удлинение крыла λ выбрано в пределах от λ = 10,3 - 10, 6, относительная площадь элеронов крыла выбрана равной S/S = 0,11, относительная площадь закрылков крыла выбрана равной S/S = 0,115, относительная площадь вертикального оперения выбрана равной
во
кр
го
кр
S/S = 0,18, а относительная площадь горизонтального оперения выбрана равной S/S= 0,325, где:
кр
эл
зкр
во
го
2
2
2
2
2
S - площадь крыла, м, S - площадь элеронов, м, S - площадь закрылков, м, S - площадь вертикального оперения, м, a S - площадь горизонтального оперения, м, при этом, крылу придана геометрическая крутка, равная (- 2°).
Этому также способствует допустимый диапазон центровок самолета при взлете, в полете и на посадке, который выбран в пределах от предельной передней в 20% САХ до предельной задней в 50% САХ, где САХ - средняя аэродинамическая хорда крыла.
Углы установки закрылков крыла для обоих вариантов выполнения самолета выбраны: в полете - 0°, на взлете - 20° и на посадке - 40°.
Полезная модель поясняется чертежами, где:
На Фиг.1 изображен общий вид самолета по первому варианту с видом на левый борт;
На Фиг.2 - общий вид самолета по первому варианту с видом на правый борт;
На Фиг.3 - вид самолета по первому варианту сбоку;
На Фиг.4 - вид самолета по первому варианту спереди;
На Фиг.5 - вид самолета по первому варианту в плане;
На Фиг.6 изображен общий вид самолета по второму варианту (амфибия) в стояночном положении с выпущенными колесными стойками;
На Фиг.7 - общий вид самолета по второму варианту в полете с убранными колесными стойками - он же во взлетно-посадочной конфигурации с воды на воду.
В обоих вариантах выполнения полезной модели многоцелевой самолет выполнен по схеме высокоплан, и имеет фюзеляж 1, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло 2 с подкосом 3, хвостовое оперение нормальной схемы, состоящее из вертикального 4 и горизонтального 5 оперения, трехопорное шасси с хвостовой опорой 6 и однодвигательную силовую установку в виде двигателя 7, установленного в передней части фюзеляжа 1 с тянущим винтом 8 изменяемого шага.
Фюзеляж 1 выполнен прямоугольного сечения по всей его длине со скругленными углами и с плоским основанием, также по всей его длине.
Силовая конструкция фюзеляжа 1 выполнена по схеме "полумонокок" смешанной клепанной и клеено - сварной конструкции с креплением продольных стрингеров (не показано) фюзеляжа 1 к обшивке из алюминиевого сплава клепкой или на клею и точечной сваркой.
Фюзеляж 1 имеет дверь 9 грузопассажирской кабины прямоугольного сечения, расположенную по левому борту фюзеляжа позади двери 10 пилота и выполненную сдвижной назад по полету по направляющим.
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 плоскостях так, что плоскость горизонтального оперения 5 расположена ниже плоскости крыла 2 относительно строительной горизонтали самолета.
Плоскость крыла 2 и плоскость горизонтального 5 оперения параллельны между собой.
Силовая конструкция крыла 2 выполнена однолонжеронной с задней стенкой и с обшивкой из алюминиевого сплава.
Топливные баки (не показано), расположенные в крыле 2, размещены в консолях крыла 2 и 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 11 на каждой из консолей крыла 2, секции которого соединены между собой пластиной (не показано), и элеронов 12 с осевой аэродинамической компенсацией.
Элероны 12 снабжены управляемым триммером 13, расположенным на элероне 12 правой консоли крыла 2 со смещением к закрылку 11.
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.
Самолет снабжен форкилем 14 вертикального 4 оперения, расположенным в верхней части фюзеляжа 1, и сопряженным с фюзеляжем 1 и вертикальным 4 оперением.
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 (не показано) 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, размещенным у корня руля высоты 16.
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, выполненная в виде расположенного в передней части фюзеляжа двигателя 7, закрепленного на мотораме (не показано) и закрытого съемным капотом 20. Силовая установка 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 (не показано), размещенной по передней кромке каждой лопасти со смещением к оси вращения винта 8.
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 (не показано). Хвостовая опора 25 шасси выполнена также рессорного типа из
трубчатой рессоры, на которой установлено самоориентирующееся колесо 26 или лыжа (не показано).
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.
Колеса 33 основной стойки 31 амфибийного шасси выполнены сдвоенными.
Дверь 9 грузопассажирской кабины выполнена сдвижной назад по полету по направляющим (не показано), размещенным на полу грузопассажирской кабины, на ее потолке и на боковой поверхности фюзеляжа 1. Ролики (не показано), на которых установлена и с которыми взаимодействует сдвижная дверь 9 в направляющих выполнены горизонтально ориентированными.
Двери 10 кабины пилотов по одной с каждой стороны фюзеляжа 1 выполнены с возможностью фиксации в открытом положении.
Грузопассажирская кабина снабжена тремя окнами по каждой стороне фюзеляжа 1, два из которых 34, передние, выполнены прямоугольного сечения со скругленными углами, и по левому борту фюзеляжа 1 расположены на сдвижной двери 9 грузопассажирской кабины, а третье 35, заднее окно, выполнено в виде неправильного четырехугольника также со скругленными углами и со скосом верхней его стороны вниз назад по полету.
Каждый из подкосов 3 консолей крыла 2, выполненный в виде балки, закрыт обтекателем.
Руль направления 18 выполнен без внутреннего силового набора, а его обшивка выполнена гофрированной с горизонтальной ориентированным гофром. Двигатель 7 силовой установки выполнен турбовинтовым, а его выхлопные патрубки 36 расположены на боковых поверхностях капота 20 по обе его стороны, или же патрубок (не показано) двигателя может быть размещен внизу под капотом двигателя.
Винт 8 силовой установки выполнен трехлопастным.
Противообледенительная система лопастей винта 8 выполнена электрической.
Фюзеляж 1 может быть снабжен опорной ступенью 37, расположенной на нем сбоку и размещенной в зоне сдвижной двери 9 грузопассажирской кабины.
Кок 22 винта 8 в продольном сечении выполнен оживальной формы.
Самолет может быть снабжен дополнительными топливными баками 38, размещенными на концах консолей крыла 2, которые, в свою очередь, могут быть выполнены съемными.
Трубчатая рессора каждой из основных стоек 23 шасси выполнена стальной и переменного сечения по ее длине.
Многоцелевой самолет функционирует следующим образом.
Рассмотрим первый, сухопутный вариант выполнения полезной модели.
В стояночном положении многоцелевой самолет опирается на поверхность колесами 24 (или лыжами - не показано - в зимнем варианте базирования) основных стоек 23 и колесом 26 (или лыжей - не показано) хвостовой стойки 25.
После запуска турбовинтового двигателя 7 силовой установки раскручивается трехлопастной тянущий винт 8, создающий потребную тягу. Самолет начинает руление и совершает разбег, перемещаясь по рулежным дорожкам и взлетной полосе. Закрылки 11 каждой из консолей крыла 2 устанавливаются пилотом на взлетный режим в 20 и самолет начинает разбег по взлетно-посадочной полосе.
При достижении взлетной скорости пилот берет ручку управления на себя, отклоняя руль высоты 16, и самолет взлетает. Управляя рулями высоты 16 стабилизатора горизонтального 4 оперения, пилот поднимает самолета заданную
высоту и переводит закрылки 11 в положение крейсерского полета - 0° - самолет начинает полет.
В полете управление самолетом происходит традиционным образом. Ручкой управления (не показано) пилот управляет элеронами 12 и рулем высоты 16, а педалями - рулем направления 18.
Простота конструкции, легкость в управлении,  удобство размещения в кабине пилотов и грузопассажирской кабине придают самолету индивидуальные качества, выделяющие его из множества многоцелевых самолетов такого класса.
Силовой каркас данного самолета сконструирован таким образом, что позволяет самолету сочетать в себе прочность, простоту и надежность.
Силовая конструкция фюзеляжа 1 выполнена по схеме "полумонокок" смешанной клепанной и клеено - сварной конструкции с креплением продольных стрингеров (не показано) фюзеляжа 1 к обшивке из алюминиевого сплава клепкой, или же на клею и точечной сваркой, что в сочетании с выполнением фюзеляжа 1 прямоугольной формы со скругленными углами по всей длине придает конструкции потребную жесткость.
Нагрузки от крыла 2 передаются непосредственно на силовую конструкцию фюзеляжа 1.
В полете на крыле 2 реализуется подъемная сила, которая выражается в виде распределенной нагрузки по размаху крыла 2. От распределенной нагрузки крыло 2 изгибается, т.е. на крыле 2 возникает изгибающий момент. Между тем крыло 2 испытывает и сосредоточенные нагрузки, например в точках крепления подкосов 3.
Каждый из подкосов 3 консолей крыла 2 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.
В случае неправильного или произвольного выбора точек крепления подкосов 3 к силовому элементу крыла 2, упругая линия крыла 2 принимает непрогнозируемый характер, что потребует упрочение крыла 2 и, следовательно, увеличение веса. Продольно поперечный изгиб крыла 2 вызывается, с одной стороны, распределенной аэродинамической нагрузкой, а с другой стороны - горизонтальной компонентной силы, передаваемой через подкос 3.
Известно из теории прочности, что наиболее благоприятная работа силового элемента конструкции крыла 2, например, лонжерона (не показано), возможна тогда, когда изначальный прогиб сжатого элемента близок к нулю, что и достигается в данном техническом решении целенаправленным расположением точки крепления подкосов 3 по размаху крыла 2.
Установлено расчетом и подтверждено экспериментально, что оптимальное положение узла крепления подкосов 3 к силовому элементу крыла 2 находится в точке, расположенной на расстоянии 0,48±1% полуразмаха крыла 2 от оси симметрии самолета.
При таком положении крыло 2 на участке от точки крепления крыла 2 к силовым элементам фюзеляжа 1 до точки крепления стержня подкоса 3 к силовому элементу крыла 2 имеет почти нулевой прогиб, а на участке > 0,48±1% полуразмаха крыла 2 изгибается консольно вверх, что является штатным нагружением силовых элементов крыла 2 изгибающим моментом. При таком характере нагружения возможно избежать упрочение конструкции крыла 2, не вкладывая в него лишний вес.
Аналогичные рассуждения можно привести и по точке крепления подкоса стабилизатора горизонтального оперения 5, который 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 (не показано) фюзеляжа 1 на расстоянии 0,66±0,5% от общей длины самолета.
В полете самолет заявленной аэродинамической компоновки управляется традиционным способом. Пилотом используются все имеющиеся в его распоряжении аэродинамические несущие и управляющие поверхности: крыло 2 с элеронами 12, имеющими осевую аэродинамическую компенсацию и управляемый триммер 13, вертикальное оперение 4 с рулем направления 18, имеющим роговую аэродинамическую компенсацию и управляемый триммер 19, и горизонтальное оперение 4 с рулями высоты 16 стабилизатора, также имеющих также роговую аэродинамическую компенсацию и управляемый триммер 17.
В полете, в случае обледенения лопастей винта 8, включается противообледенительная система винта, препятствующая образованию наледи на передней кромке лопастей винта 8, а также удаляющая уже образовавшуюся наледь.
Увеличению дальности полета заявленного самолета, может служить установка на концах консолей крыла 2 дополнительных съемных топливных баков 38.
По завершении программы полета, самолет заходит на посадку. Пилот устанавливает закрылки 11 каждой из консолей крыла 2 на посадочный угол в 40° и самолет начинает снижение и совершает посадку. Энергия удара поглощается пневматиками колес 24 и 26, а также рессорами основных стоек 23 и хвостовой опоры 25.
При посадке самолет касается поверхности взлетной полосы шасси 6 и совершает пробег на колесах 24 (или на лыжах - не показано - в зимнем варианте базирования) основных стоек 23 и колесе 26 (или на лыже - не показано) хвостовой опоры 25. При грубой посадке, например на неподготовленные площадки, в поглощении энергии удара участвует аэродинамическое рассеивание крыла 2.
При пробеге, в случае необходимости, пилот "перекладывает" лопасти винта 8 в режим реверса, создавая обратную тягу, что уменьшает длину пробега после посадки.
Наличие большой прямоугольной сдвижной двери 9 грузопассажирской кабины фюзеляжа 1 самолета позволяет расширить его функциональные возможности. Большой дверной проем двери 9 и возможность ее полного открытия назад по направляющим позволяет обеспечить любую загрузку самолета в вариантах: перевозка пассажиров, почтовый, транспортный, санитарный варианты, вариант патрулирования и наблюдения, вариант для загрузки необходимого радиооборудования для проведения, например, метеорологических исследований, а также парашютно-десантный вариант. Для удобства десантирования парашютистов, фюзеляж 1 может быть снабжен опорной ступенью 37, расположенной сбоку на фюзеляже, и размещенной в зоне сдвижной двери 9 грузопассажирской кабины самолета.
Второй вариант заявленной полезной модели отличается от первого выполнением шасси амфибийным.
С точки зрения крейсерского полета, оба варианта идентичны между собой. Различия касаются только режимов взлета и посадки, когда задействовано и функционирует амфибийное шасси самолета.
В случае взлета или посадки на водную поверхность, передняя колесная стойка 30 амфибийного шасси, установленная в передней части каждого из поплавков 27 с внутренней его стороны, повернута относительно поперечной горизонтальной оси вперед по полету в убранное положение и в таком положении зафиксирована, при котором колесо каждой передней стойки 30 расположено выше днища поплавка 27. Основная колесная стойка 31 амфибийного шасси, установленная за реданом каждого из поплавков 27, убрана заподлицо с днищем поплавка 27 в ответную ей нишу 32 и в таком положении зафиксирована, выполненную в зареданной части каждого из поплавков 27. Выполнение колес 33 основной стойки 31 амфибийного шасси сдвоенными позволяет сделать нишу 32 под их размещение меньшего объема не в ущерб общей водоизмещающей способности поплавков 27.
В такой взлетно-посадочной конфигурации амфибийного шасси самолет может эксплуатироваться с использованием имеющихся на местности водоемов без оборудования специальных взлетно-посадочных полос.
В сухопутном варианта базирования самолета с амфибийным шасси, передняя колесная стойка 30 амфибийного шасси, установленная в передней части каждого из поплавков 27 с внутренней его стороны, повернута относительно поперечной горизонтальной оси назад по полету в выпущенное положение и в таком положении зафиксирована, когда колесо каждой передней стойки 30 расположено ниже днища поплавка 27.
При этом, основная колесная стойка 31 амфибийного шасси, установленная за реданом каждого из поплавков 27, выведена из ниши 32 под размещение колесной стойки 31, и в таком положении зафиксирована. Колеса 33 расположены ниже днища поплавка 27.
В такой конфигурации самолет может эксплуатироваться с взлетно-посадочных полос с твердым покрытием.
Естественно, самолет может использоваться и в "смешанной" конфигурации амфибийного шасси, когда взлет совершается или с сухопутного аэродрома или с водной поверхности, а посадка, наоборот, совершается или на водную поверхность или на взлетно-посадочную полосу с твердым покрытием.
Заявленный многоцелевой самолет, как и любой другой самолет, имеет конкретные геометрические значения своих аэродинамических поверхностей и их
взаимное относительное значение и влияние на его аэродинамические характеристики.
эл
кр
зкр
кр
во
кр
го
кр
Для достижения лучших летно-технических характеристик по обоим вариантам выбраны определенные параметры и соотношения несущих и управляющих аэродинамических поверхностей, при которых удлинение крыла 2 λ выбрано в пределах от λ = 10,3 - 10,6, относительная площадь элеронов 12 крыла 2 выбрана равной S/S = 0,11, относительная площадь закрылков 11 крыла 2 выбрана равной S/S= 0,115, относительная площадь вертикального 4 оперения выбрана равной S/S = 0,18, а относительная площадь горизонтального 5 оперения выбрана равной S/S = 0,325, где:
кр
эл
зкр
во
го
2
2
2
2
S - площадь крыла 2, м, S - площадь элеронов 12, м, S - площадь закрылков 11, м. S - площадь вертикального 4 оперения, м, S - площадь горизонтального 5 оперения, м.
При этом, крылу 2 придана геометрическая крутка, равная (- 2°).
Использование подкосного крыла 2 большого удлинения позволяет снизить массу конструкции и получить высокое аэродинамическое качество, что дает возможность увеличить полезную нагрузку до величины составляющей 35%-45% от взлетной массы самолета.
Предлагаемые соотношение взаимосвязанных геометрических параметров аэродинамических поверхностей самолета в сочетании с их формой и расположением относительно друг друга обеспечивают улучшение взлетно-посадочных характеристик, улучшение эксплуатационных качеств, сохранение высокого аэродинамического качества и несущественное изменение продольной устойчивости в широком диапазоне изменения центровки самолета независимо от варианта загрузки, что обуславливает снижение расхода топлива в крейсерском полете.
В заявленном самолете использованы традиционные авиационные материалы, традиционные авиационные технологии и он может быть изготовлен в условия опытного и серийного производства.