Спортивно-пилотажный самолет

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности, к спортивно-пилотажным самолетам. К техническим результатам, достигаемым изобретением, следует отнести уменьшение динамических нагрузок на капот двигателя от отбрасываемого винтом воздуха, улучшение обтекания этм воздухом фюзеляжа и крыла самолета, повышение КПД винта, безопасности покидания самолета в авирийной ситуации, подъемной силы крыла и уменьшение его веса, улучшение управления самолетом и уменьшение нагрузок в системах управления на ручке управления. Самолет содержит фюзеляж, крыло с элеронами и закрылками, хвостовое оперение со стабилизатором и килем, рессорное шасси с основными и хвостовой опорами, и силовую установку с двигателем и винтом. Консоли крыла имеют наплывы по передней кромке. Подфюзеляжный гребень имеет нижнюю кромку, параллельную строительной горизонтали самолета. Кок винта имеет стекатель. Двигатель закрыт капотом в виде развитого кольца Тауненда. Фонарь кабины пилота имеет сбрасываемую часть, состоящую из остекления и каркаса. Передняя часть каркаса выполнена в виде части верхней криволинейной поверхности фюзеляжа сопрягающейся с ним как бленда приборной доски. В системе ручного управления в канале тангажа установлен триммер-компенсатор руля высоты. Руль направления имеет компенсатор, установленный на его задней притупленной кромке съемно с возможностью перестановки. 10 з. п. ф-лы, 21 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к спортивно-пилотажным самолетам.

Известен французский двухместный самолет Мюдри САР 10В, предназначенный для использования в качестве учебно-тренировочного, легкого спортивно-пилотажного и туристического самолета. Самолет представляет собой моноплан с низкорасположенным крылом; угол поперечного V= 5^о. Шасси неубираемое с хвостовым колесом. На самолете установлен один ПД Авко Лайкоминг АЕ 10-360-В2F мощностью 180 л. с. , приводящий двухлопастной деревянный воздушный винт.

Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является самолет Су-26М, содержащий фюзеляж с кабиной пилота, закрытой фонарем, состоящим из неподвижной и сбрасываемой части, силовую винтомоторную установку в носовой части фюзеляжа с тянущим винтом, имеющим кок, хвостовое оперение нормальной схемы с рулями направления и высоты, низкорасположенное механизированное по задней кромке крыло, систему ручного управления, связывающую ручку управления с элеронами крыла и рулем высоты, систему ножного управления, связывающую педали пилота проводкой управления с рулем направления, и трехопорное рессорное шасси с хвостовой опорой.

Каркас фюзеляжа самолета ферменный, крыло двухлонжеронное. Двигатель самолета поршневой, радиальный девятицилиндровый воздушного охлаждения М-14П мощностью 360 л. с. .

Оценивая существующий уровень техники, следует отметить, что эта область самолетостроения достаточно хорошо изучена и представлена целым рядом летательных аппаратов, отвечающих требованиям, предъявляемым к аппаратам такого класса. Однако в прототипе есть некоторые конструктивные особенности, не улучшающие характеристики самолета. Например, радиальный двигатель М-14П, хотя является хорошим двигателем для аппаратов такого класса, однако по сравнению с рядными двигателями имеет больший диаметр по капоту. Близкорасположенный к двигателю винт работает в неблагоприятных условиях, снижается его КПД и, наоборот, увеличиваются динамические нагрузки на капот двигателя от отбрасываемой винтом воздушной массы. Целесообразнее отвести вперед от двигателя и капота плоскость вращения винта, что позволяет избежать вышеперечисленные недостатки и подготовить отбрасываемый винтом воздух к обтеканию капота и фюзеляжа. Двигатель М-14П - воздушного охлаждения, поэтому необходимо решать вопрос отвода разогретого охлаждающего воздуха. В прототипе этот вопрос решен жалюзями на боковой поверхности капота. Однако такой отвод разогретых охлаждающих газов не способствует улучшению обтекания крыла набегающим потоком. Ширина сбрасываемой части фонаря определяется шириной каркаса остекления. Однако этот размер меньше диаметра фюзеляжа, что не повышает безопасность пилота при аварийном покидании самолета. Руль высоты в прототипе не имеет триммера, что на определенных режимах, тем более в спортивно-пилотажных самолетах, не позволяет обеспечивать постоянство усилия на ручке управления, ощущаемого пилотом. При движении самолета хвостом вперед при выполнении фигур высшего пилотажа отклоняемые аэродинамические поверхности, руль направления, стабилизатор занимают одно из своих крайних положений. Для того, чтобы не произошло поломки, устанавливаются упоры-ограничители в проводке управления, в результате чего пилот ощущает удар на ручке управления от перекладки рулей. При проектировании спортивно-пилотажных самолетов возникают и некоторые другие проблемы.

Цель изобретения - создание простого, надежного и безопасного спортивно-пилотажного самолета, простого в управлении, в производстве и эксплуатации, в котором могли бы быть наиболее эффективно решены вопросы устойчивости, управляемости, связанные с конструктивными особенностями спортивно-пилотажных самолетов и др.

К техническому результату, достигаемому изобретением, можно отнести уменьшение динамических нагрузок на капот от двигателя от отбрасываемого винтом воздуха, улучшение обтекания этим воздухом фюзеляжа и крыла самолета, повышение КПД винта, безопасности покидания самолета в аварийной ситуации, повышение подъемной силы крыла и снижение его веса, улучшение управления самолетом и уменьшение нагрузок в системах управления и на исполнительных органах в кабине пилота.

Предлагаемый технический результат обеспечивается тем, что в спортивно-пилотажном самолете содержится фюзеляж с кабиной пилота, закрытой фонарем, состоящим из неподвижной и сбрасываемой частей, силовую установку, размещенную в носовой части фюзеляжа и состоящую из двигателя, закрытого по периметру капотом, и тянущего воздушного винта, имеющего кок, хвостовое оперение нормальной схемы, состоящее из стабилизатора с рулем высоты и киля с рулем направления, имеющего компенсатор, выполненный в виде металлической отогнутой пластины, установленной на задней кромке руля направления, низкорасположенное механизированное по задней кромке крыло, систему ручного от ручки управления и ножного от педалей пилота управления с проводкой управления, и трехопорное рессорное шасси с хвостовой опорой, согласно изобретению профиль внешней кромки капота, закрывающий двигатель по периметру, выполнен по типу аэродинамического профиля крыла, а сам капот выполнен в виде развитого удлиненного кольца Тауненда, жестко связанного с носовой частью фюзеляжа силовыми стойками с образованием выходных каналов обдува головок цилиндров двигателя по всему периметру капота и снабженного жестко связанным с капотом неподвижным стекателем кока, поступающим вперед за передний обрез капота, выполненным цилиндрическим в виде аэродинамического продолжения кока винта и соразмерным максимальному диаметру кока, фонарь кабины пилота выполнен из неподвижной части, жестко соединенной с фюзеляжем, и сбрасываемой части в виде каркаса с остеклением, установленной на фюзеляже на шарнирных узлах навески, расстояние между которыми равно максимальной ширине фюзеляжа, а плоскость нижнего среза каркаса сбрасываемой части фонаря расположена ниже плоскости максимальной ширины поперечного сечения ее остекления и параллельна ей. При этом узлы шарнирной навески сбрасываемой части фонаря размещены в задней части ее каркаса соосно друг с другом с расположением их осей перпендикулярно продольной оси фюзеляжа и размещены между плоскостью максимальной ширины поперечного сечения остекления сбрасываемой части фонаря и плоскостью нижнего среза ее каркаса, передняя часть которого выполнена в виде части верхней криволинейной поверхности фюзеляжа, сопрягающейся с ним, как бленда приборной доски, при этом фюзеляж снабжен продольным вертикальным подфюзеляжным гребнем с нижней кромкой параллельной строительной горизонтали самолета, в котором размещена проводка управления к рулям высоты и через который пропущена рессора задней опоры шасси, а нижняя кромка руля направления выполнена в виде продолжения подфюзеляжного гребня и также параллельна строительной горизонтали самолета. Мотоотсек снабжен трубчатым коллектором сбора нагретого воздуха от рабочих частей двигателя с обеспечением выброса нагретого воздуха из отводного патрубка под носовой частью фюзеляжа, причем крыло снабжено закрылком, а в корневой части крыла выполнен наплыв по передней кромке с обеспечением увеличения площади крыла, обдуваемой винтом и обслуживаемой закрылком, выходной вал двигателя к винту пропущен сквозь неподвижный стекатель кока, а кресло пилота выполнено с регулируемым углом наклона спинки и снабжено устройством ее наклона, задняя кромка руля направления выполнена затупленной, а компенсатор руля направления - съемным и перестанавливаемым, причем в системе ручного управления в канале тангажа установлен триммер-компенсатор руля высоты.

Фонарь снабжен поперечной трубой с кронштейном, соединяющей узлы навески сбрасываемой части фонаря между собой, и упругим элементом, соединяющим кронштейн с фюзеляжем самолета, каждый из узлов навески сбрасываемой части фонаря выполнен в виде жестко закрепленного на фюзеляже самолета подшипника скольжения, внутри которого посредством втулки с буртиком установлен конец поперечной трубы с возможностью скольжения, и подвижной цапфы, одним концом установленной внутри трубы с запрессованным в нее штифтом, концы которого пропущены в соосные пазы, выполненные в поперечной трубе и втулке, и взаимодействуют с диаметрально противоположными криволинейными пазами, выполненными в подшипниках скольжения и имеющими плавно сопряженные радиальный и винтовой участки, при этом свободный конец каждой цапфы выполнен в виде прямой призмы, взаимодействующей с ответным ей гнездом, выполненным в полой втулке, закрепленной на сбрасываемой части фонаря, а осевой ход прямой призмы конца подвижной цапфы в гнезде полой втулки меньше осевого хода штифта подвижной цапфы в криволинейных пазах подшипника скольжения по обоим участкам.

В системе ручного управления ручка управления снабжена жестко соединенной с ней штангой, являющейся ее продолжением и выходящей через пол кабины пилота за нижние обводы фюзеляжа, штанга снабжена жестко установленным на ней кронштейном, связанным с дополнительной тягой регулируемой длины с приводом, при этом триммер-компенсатор выполнен в виде аэродинамической поверхности малого удлинения, шарнирно установленной на свободном конце штанги, дополнительная тяга регулируемой длины одним концом шарнирно соединена с триммером-компенсатором на некотором расстоянии от точки подвески последнего на штанге, а другим концом соединена с приводом, шарнирно установленным на кронштейне штанги, причем проводка управления к рулю высоты выполнена от кронштейна штанги.

Ручка управления с рукояткой, навешенная посредством оси на центральной балке управления и связанная с тягами проводки управления по тангажу, снабжена встроенным в нее выдвижным рычагом, установленным в ней с возможностью осевого перемещения, при этом с нижним концом выдвижного рычага шарнирно соединены тяги управления по крену и серьга, противоположным концом шарнирно связанная с центральной балкой управления.

Каждая из половин руля высоты выполнена содержащей лонжерон, кронштейн навески и кронштейн руля, соединяющей лонжерон с кронштейном навески, при этом кронштейн навески выполнен С-образной формы, свободные концы которого жестко соединены профилированной пластиной, лонжерон руля выполнен трубчатым, а сам руль шарнирно установлен на профилированной пластине так, что трубчатый лонжерон руля размещен по полету впереди оси навески руля на некотором расстоянии, причем на профилированной пластине выполнены упоры-ограничители, взаимодействующие с трубчатым лонжероном в крайних положениях руля.

Профиль внешней кромки капота, образованный по типу аэродинамического профиля крыла, хорда которого выбрана параллельной строительной горизонтали самолета, задан и определен следующей таблицей значений: Руль направления снабжен силовым П-образным элементом, образующим его затупленную заднюю кромку, а компенсатор руля выполнен в виде Г-образной пластины, установленной съемно своей полкой на винтах на силовом П-образном элементе с возможностью перестановки, при этом в силовом П-образном элементе установлены ответные винтам компенсатора анкерные гайки.

В каркасе хвостового контура каждого из аэродинамических рулей самолета силовой набор выполнен в виде листа, образующего верхнюю и нижнюю панели каркаса, в которых выполнены вырезы с отбортовками и выступами, а задняя аэродинамическая кромка каждого из рулей образована линией перегиба листа, при этом выступы верхней и нижней панелей попарно соединены между собой, а расстояние между панелями в каждой точке выполнено соответствующим аэродинамическому профилю руля.

Выступы верхней и нижней панелей соединены между собой внахлест.

Фонарь снабжен внутренней по отношению к остеклению фонаря съемной противокапотажной дужкой, установленной в узлах на каркасе сбрасываемой части фонаря в месте его соединения с остеклением.

Устройство наклона спинки кресла выполнено в виде червячной пары, шток которой соединен со спинкой кресла, снабженной приводом, или в виде гидро-или пневмоцилиндра с замками, связанного соответственно с гидро-или пневмосистемой самолета.

На фиг. 1 изображен спортивно-пилотажный самолет, вид сбоку; на фиг. 2 - то же, вид спереди; на фиг. 3 - то же, вид в плане; на фиг. 4 - носовая часть фюзеляжа с мотоотсеком и капотом; на фиг. 5 - фонарь кабины пилота в открытом положении; на фиг. 6 - фонарь кабины пилота с отделенной сбрасываемой частью; на фиг. 7 - устройство навески сбрасываемой части фонаря кабины пилота; на фиг. 8 - узел I на фиг. 7; на фиг. 9 - сечение А-А на фиг. 8; на фиг. 10 - вид по стрелке Б на фиг. 8; на фиг. 11 - сечение В-В на фиг. 7; на фиг. 12 - руль направления с компенсатором руля; на фиг. 13 - сечение Г-Г на фиг. 12; на фиг. 14 - установка триммера-компенсатора в системе ручного управления в канале тангажа; на фиг. 15 - узел II на фиг. 14; на фиг. 16 - навеска ручки управления самолетом; на фиг. 17 - сечение Д-Д на фиг. 16; на фиг. 18 - руль высоты на стабилизаторе самолета; на фиг. 19 - узел III на фиг. 18; на фиг. 20 - каркас хвостового контура аэродинамического руля; на фиг. 21 - лист для изготовления каркаса.

Спортивно-пилотажный самолет содержит фюзеляж 1 с кабиной 2 пилота, закрытой фонарем. Фонарь состоит из неподвижной части 3, жестко связанной с фюзеляжем 1, и сбрасываемой части 4. Силовая установка размещена в носовой части фюзеляжа 1 и состоит из двигателя 5, закрытого по периметру капотом 6, и тянущего воздушного винта 7, имеющего кок 8. Хвостовое оперение самолета имеет нормальную схему и состоит из стабилизатора 9 с рулем 10 высоты и киля 11 с рулем 12 направления, имеющим компенсатор 13, выполненный в виде Г-образной металлической отогнутой пластины, установленной на задней кромке руля 12 направления. Крыло 14 - низко расположенное, механизированное по задней кромке и имеет элероны 15 и закрылки 16. Шасси самолета - рессорное, трехопорное с хвостовой 17 и основными 18 опорами. Профиль внешней кромки капота 6 выполнен по типу аэродинамического профиля крыла. Капот 6 выполнен в виде развитого по ширине кольца Тауненда, жестко связанного с носовой частью фюзеляжа 1 силовыми стойками 19 с образованием выходных каналов обдува головок цилиндров двигателя 5 по всему периметру капота 6. Стекатель 20 кока 8 жестко связан с капотом 6, выполнен неподвижным, выступающим вперед за передний обрез капота 6, цилиндрическим в виде аэродинамического продолжения кока 8 винта 7 и соразмерным максимальному диаметру кока 8. Сбрасываемая часть 4 фонаря содержит остекление 21 и каркас 22, жестко связанный с остеклением 21. Каркас 22 имеет узлы 23 шарнирного крепления к фюзеляжу 1. Передняя часть 24 каркаса 22 фонаря выполнена в виде части верхней криволинейной поверхности фюзеляжа 1, сопрягающейся с ним и являющейся блендой приборной доски 25. Плоскость 26 нижнего среза каркаса 22 сбрасываемой части фонаря 4 лежит ниже плоскости 27 максимальной ширины поперечного сечения остекления 21 сбрасываемой части фонаря 4 и параллельно ей. Узлы 23 размещены в задней части каркаса 22 соосно друг другу. Оси узлов 23 перпендикулярны продольной оси самолета и размещены в плоскости, находящейся в интервале, ограниченном с одной стороны плоскостью 27 максимальной ширины поперечного сечения остекления 21, а с другой стороны - плоскостью 26 нижнего среза каркаса 22. Фонарь снабжен кронштейном 28 и упругим элементом 29. Один конец упругого элемента 29 закреплен на кронштейне 28, а другой - на силовой конструкции фюзеляжа 1. Расстояние между узлами 23 шарнирного крепления сбрасываемой части 4 фонаря равно максимальной ширине фюзеляжа 1 в месте шарнирного крепления сбрасываемой части 4 фонаря.

Фюзеляж 1 снабжен продольным вертикальным гребнем 30 с нижней кромкой, параллельной строительной горизонтали самолета, в котором размещена проводка (не показано) к рулям 12 направления и высоты 10 и через который пропущена рессора задней опоры 17 шасси. Нижняя кромка руля 12 направления выполнена в виде продолжения подфюзеляжного гребня 30 и также параллельна строительной горизонтали самолета. Мотоотсек имеет трубчатый коллектор 31 сбора нагретого воздуха от рабочих частей двигателя 5 с обеспечением выброса нагретого охлаждающего двигатель 5 воздуха из отводного патрубка 32 под носовой частью фюзеляжа 1. Крыло 14 в корневой части имеет наплыв 33 по передней кромке с обеспечением увеличения площади крыла 14, обдуваемой винтом 7 и обслуживаемой закрылком 16. Выходной вал (не показан) двигателя 5 пропущен сквозь неподвижный стекатель 20 кока 8. Кресло 34 пилота выполнено с регулируемым углом наклона спинки и снабжено устройством ее наклона. Задняя кромка руля 12 направления выполнена затупленной, а его компенсатор 13 - съемным и перестанавливаемым. В системе ручного управления в канале тангажа установлен триммер-компенсатор 35. Устройство навески сбрасываемой части 4 фонаря кабины пилота 2 самолета имеет поперечную трубу 36 с кронштейном 28 и упругий элемент 29, соединяющий кронштейн 28 с фюзеляжем 1 самолета. Труба 36 соединяет между собой замки 37 крепления в задней части кабины 2 пилота. Каждый из замков 37 крепления состоит из жестко закрепленного на фюзеляже 1 самолета подшипника скольжения 38, внутри которого посредством втулки 39 с буртиком установлен конец поперечной трубы 36 с возможностью скольжения совместно с втулкой 39 внутри подшипника 38. Подвижная цапфа 40 одним концом установлена внутри трубы 36 и имеет запрессованный в нее штифт 41. Концы штифта 41 пропущены в соосные пазы 42 и 43, выполненные в поперечной трубе 36 и втулке 39 соответственно. Концы штифта 41 также взаимодействуют с диаметрально противоположными криволинейными пазами 44, выполненными в подшипниках 38 и имеющими плавно сопряженные радиальный и винтовой участки. Свободный конец цапфы 40 выполнен в виде прямой призмы 45, взаимодействующей с ответным ей гнездом 46, выполненным в полой втулке 47, закрепленной на части 4. Осевой ход прямой призмы 45 в гнезде 46 выполнен меньшим осевого хода концов штифта 41 в криволинейных пазах 44 по обоим участкам. В системе ручного управления имеются ручка 48 управления, проводка управления, состоящая из тяг 49 и качалок 50, и триммер-компенсатор 35. Штанга 51 жестко соединена с ручкой 48 управления, является ее продолжением и выходит через пол 52 кабины пилота 2 за обводы фюзеляжа 1 самолета. Кронштейн 53 установлен на штанге 51. Триммер-компенсатор 35 шарнирно установлен на свободном конце штанги 51. Дополнительная тяга 54 регулируемой длины одним концом шарнирно соединена с триммером-компенсатором 35 на некотором расстоянии от точки подвески последнего на штанге 51, а другим концом - со своим приводом 55, шарнирно установленным на кронштейне 53 штанги 51. Разводка тяг 49 управления к рулю 10 высоты выполнена от кронштейна 53 штанги 51. Ручка 48 управления с рукояткой 56 навешена посредством оси 57 навески на центральной балке 58 управления. В полость ручки 48 встроен выдвижной рычаг 59, установленный в верхней своей части в направляющей 60 скольжения, а в нижней части в опорных роликах 61, что позволяет выдвижному рычагу 59 свободно перемещаться в осевом направлении при отклонении ручки 48. В зоне оси 57 навески ручки 48 в выдвижном рычаге 59 выполнена продольная прорезь 62 для обеспечения возможности осевого перемещения выдвижного рычага 59.

На центральной балке 58 закреплена серьга 63 посредством шарнирного узла. Другой конец серьги 63 шарнирно присоединен к нижнему концу выдвижного рычага 59 (точка Е). Тяги 64 проводки управления по крену также шарнирно присоединены к нижней части выдвижного рычага 59 в точке Е.

В выдвижном рычаге 59 можно выполнить отверстие 65, с помощью которого можно заблокировать выдвижной рычаг 59 в крайнем нижнем положении и, отсоединив серьгу 63, преобразовать предложенное устройство в обычное устройство с линейной характеристикой в канале крена. Рычаг 66 проводки управления по тангажу присоединен к центральной балке 58.

Каждая из половин руля 10 высоты выполнена содержащей трубчатый лонжерон 67. Кронштейн навески 68 выполнен С-образной формы и его свободные концы жестко соединены между собой профилированной пластиной 69. Руль 10 шарнирно установлен на профилированной пластине 69 посредством кронштейна 70 руля 10 таким образом, что трубчатый лонжерон 67 руля 10 размещен по полету впереди оси 0 навески руля 10 на некотором расстоянии К. Профилированная пластина 69 имеет упоры-ограничители 71 и 72, взаимодействующие с лонжероном 67 в крайних положениях руля 10.

Профиль внешней кромки капота 6 образован по типу аэродинамического профиля крыла, хорда которого выбрана параллельно строительной горизонтали самолета. Этот профиль задан и определен значениями, сведенными в таблицу значений.

Руль 12 снабжен П-образным элементом 73, образующим его затупленную заднюю кромку. Компенсатор 13 установлен съемно своей полкой на винтах 74 на силовом П-образном элементе 73 с возможностью перестановки. На силовом П-образном элементе 73 установлены ответные винтам 74 компенсатора 13 анкерные гайки 75.

В каркасе хвостового контура каждого из аэродинамических рулей самолета силовой набор 76 выполнен в виде листа, образующего верхнюю 77 и нижнюю 78 панели, в которых имеются вырезы 79 с отбортовками 80 и выступами 81. Задняя аэродинамическая кромка 82 каркаса образована линией перегиба листа. Расположенные друг против друга выступы 81 панелей 77 и 78 каркаса соединяются попарно внахлест, образуя при этом элементы поперечного силового набора 76. Расстояние между панелями 77 и 78 определяется индивидуально в каждом конкретном случае и в каждой точке соответствует аэродинамическому профилю руля.

Фонарь кабины 2 пилота может быть снабжен внутренней по отношению к остеклению 21 фонаря съемной противокапотажной дужкой 83. Дужка 83 может устанавливаться в узлах (не показаны) ка каркасе 22 сбрасываемой части 4 фонаря в месте его соединения с остеклением 21. Устройство наклона спинки кресла 34 пилота может быть выполнено, например в виде червячной пары (не показано), шток которой соединен со спинкой кресла 34, снабженной приводом, или в виде, гидро-или пневмоцилиндра (не показано) с замками, связанного соответственно с гидро-или пневмосистемой самолета.

Спортивно-пилотажный самолет функционирует следующим образом.

Перед взлетом пилот размещается в кабине 2 на кресле 34, угол наклона спинки которого заранее отрегулирован и установлен. Сбрасываемая часть 4 фонаря открыта. После закрытия сбрасываемой части 4 фонаря пилот запускает двигатель 5, который раскручивает воздушный винт 7, создающий тягу. Самолет начинает движение, перемещаясь на опорах шасси 18 и 17. Выкатившись на взлетную полосу, по команде самолет начинает разбег и по достижении скорости взлета взлетает. В полете самолет управляется обычным образом - от ручки 48 отклоняются элероны 15 и руль 10, а от педалей - руль 12. Создавая тягу, воздушный винт 7 отбрасывает воздух назад по направлению к капоту двигателя 5. При этом за счет наличия стекателя 20 кока 8 воздух от винта 7 не сразу взаимодействует с капотом 6 двигателя 5, а лишь через некоторый отрезок времени, пройдя расстояние, равное длине выноса стекателя 20 кока 8 вперед от капота 6. Эта задержка позволяет, во-первых, наиболее полно реализовать КПД винта 7, во-вторых, подготовить поток винта 7 к обтеканию фюзеляжа 1, в-третьих, уменьшить нагрузки на капот 6 от отбрасываемого винтом 7 воздуха. Такое взаимное расположение винта 7 и капота 6 при наличии стекателя 20 дает определенный выигрыш этому самолету.

Двигатель 5 М-14П, установленный на этом самолете, имеет воздушное охлаждение. Он закрыт капотом 6 в виде удлиненного по оси самолета развитого кольца Тауненда. Головки цилиндров двигателя 5, самые температурно нагруженные элементы двигателя 5 обдуваются набегающим воздухом, который, нагревшись о них и их охладив, сразу отводится в атмосферу по выходным каналам обдува головок цилиндров двигателя 5, образованным силовыми стойками 19, связывающими капот 6 с фюзеляжем 1 по всему периметру капота 6. Нагретый охлаждающий воздух от остальных элементов двигателя 5 собирается в трубчатый коллектор 31 и выбрасывается из отводного патрубка 32 под носовой частью фюзеляжа 1, что не сказывается отрицательно на обдуве крыла 14, т. к. нагретый воздух, непосредственно с ним не взаимодействует за исключением проходящего насквозь капота 6 нагретого воздуха от головок цилиндров двигателя 5.

Обтекание же крыла 14 набегающим потоком происходит следующим образом. Спортивно-пилотажный самолет снабжен системой непосредственного управления подъемной силой крыла (СНУПС). Это означает, что при отклонении пилотом ручки 48 на себя - от себя отклоняется не только руль 10, но и элероны 15 и закрылки 16. А в канале крена при отклонении ручки управления 48 "вправо-влево" отклоняются только элероны 15. Воздушный винт 7 обдувает корневую часть каждой консоли крыла 14. Обдув крыла 14 винтом 7 увеличивает подъемную силу на обдуваемой площади по сравнению с участками крыла 14, винтом 7 не обдуваемыми, а обдуваемыми лишь набегающим потоком. Однако именно в корневой части каждой консоли крыла 14 выполнены наплывы 33, увеличивающие площадь, обдуваемую винтом 7 и обслуживаемую закрылком 16, и соответственно увеличивающие площадь, на которой происходит приращение подъемной силы от обдува винтом 7. В сочетании со СНУПС это приводит к тому, что точка приложения результирующей подъемной силы Y смещается к корню каждой консоли крыла 14. Это дает возможность уменьшить массу лонжерона, так как уменьшается плечо приложения силы Y и соответственно уменьшается изгибающий момент и дает возможность уменьшить массу консольных частей крыла 14. Уменьшение масс, разнесенных от оси самолета, позволяет уменьшить момент инерции самолета относительно его оси Х. Уменьшение момента инерции относительно оси Х при всех прочих равных условиях позволяет уменьшить потребную площадь элеронов 15 для обеспечения заданной _х. В свою очередь уменьшение площади элеронов 15 ведет к снижению шарнирного момента и уменьшению динамической составляющей в усилии управления по крену за счет снижения момента инерции уже самого элерона 15. В конечном итоге все это приводит к уменьшению усилия на ручке 48 при управлении по крену. Таким образом наплыв 33 функционально включен в СНУПС и позволяет реализовать один из заявленных технических результатов.

Относительно конструкции фонаря кабины 2 пилота, его функционировании и сброса при аварийном покидании самолета следует отметить следующее. Перед вылетом на земле во время подготовки к нему или проведении каких-либо работ в кабине, фонарь фиксируется, например, съемным подкосом, шарнирно закрепленным на сбрасываемой части 4 фонаря и фиксирующимся на ней в убранном состоянии. В таком положении осуществляется посадка - высадка пилота и производятся все другие необходимые операции.

Перед взлетом пилот из кабины вручную закрывает фонарь. В такой конфигурации осуществляется взлет и полет самолета. Конструкция фонаря обеспечивает удобный обзор для пилота и создает все необходимые условия для совершения полета по программе. Передняя часть 24 каркаса 22 обеспечивает затемнение приборной доски 25 от прямых солнечных лучей, что необходимо для отслеживания показаний приборов со светосигнальной и цифровой индикацией. Это обеспечено тем, что передняя часть 24 каркаса 22 одновременно является блендой приборной доски 25.

Разнесение узлов крепления 23 фонаря на всю ширину фюзеляжа 1 в месте крепления сбрасываемой части 4 фонаря позволяет делать каркас 22 и узлы 23 крепления менее мощными для восприятия боковой изгибающей силы.

При возникновении аварийной ситуации, когда пилоту необходимо покинуть самолет, он вручную открывает замки и приоткрывает фонарь. Далее для более полного открытия отбрасываемой части 4 фонаря пилоту не понадобится прикладывать большие усилия, так как во-первых, начинает влиять упругий элемент 29 через кронштейн 28 на сбрасываемую часть 4 фонаря, создавая усилия на открытии фонаря, а, во-вторых, и скоростной напор своим влиянием способствует открытию сбрасываемой части 4 фонаря тем больше, чем больше угол раскрытия. После прохождения сбрасываемой части 4 фонаря стояночного положения скоростной напор своим давлением проворачивает фонарь дальше. Углы 23 шарнирного крепления обеспечивают автоматическое отделение и сброс сбрасываемой части 4 фонаря, после чего пилот беспрепятственно может покинуть кабину.

Конструкция фонаря обеспечивает большую свободу пилоту для покидания самолета после отделения сбрасываемой части 4 фонаря.

В механизме навески сбрасываемой части 4 фонаря при эксплуатации и аварийном сбросе последнего происходит следующее.

В процессе эксплуатационного открытия фонаря пилот вручную открывает фиксаторы закрытого положения (не показаны) и часть 4 под действием упругого элемента 29 через кронштейн 28 и поперечную трубу 36 открывается и занимает стояночное положение и фиксируется в нем (не показано). При этом при эксплуатационном открытии и закрытии фонаря концы штифтов 41 скользят по той части криволинейных пазов 44 подшипников 38, которые выполнены радиально по цилиндрической образующей подшипников 38, т. е. перпендикулярно оси поперечной трубы 36. При этом свободные концы цапф 40 прямыми призмами 45 находятся в полном зацеплении с гнездом 46 полой втулки 47 на СЧФ 4. Данная конструкция замков 37 полностью обеспечивает эксплуатационное функционирование фонаря самолета.

При возникновении необходимости в аварийном сбросе части 4 в полете пилот вручную открывает фиксаторы закрытого положения (не показаны) части 4 и приоткрывает фонарь кабины. Сила от действия скоростного напора возрастает по мере открытия фонаря из-за увеличения лобового сопротивления части 4. Концы штифта 41 скользят по участку эксплуатационного открытия криволинейных пазов 44 по цилиндрической образующей подшипников 38 перпендикулярно оси поперечной трубы 36. По достижении части 4 в процессе сброса стояночного положения концы штифтов 41 попадают в прорезанные по винтовым линиям участки криволинейных пазов 44, плавно примыкающие к радиальным участкам этих пазов 44. При этом под действием продолжающей поворачиваться части 4 и, следовательно, полой втулки 47 штифты 41 с цапфами 40, в которые они жестко заделаны, начинают перемещаться в осевом направлении внутрь трубы 36, скользя одновременно по соосным пазам 42 и 43 поперечной трубы 36 и втулки 39. Тем самым свободные концы цапф 40 в виде прямых призм 45 выводятся из зацепления с гнездами 46 полых втулок 47 и СЧФ 4 полностью освобождается и беспрепятственно и безопасно для пилота отделяется от фюзеляжа 1 самолета. Пилот может покидать кабину 2. Осевой ход "а" призм 45 цапф 40 в гнездах 46 полых втулок 47 делается несколько меньшим осевого хода "б" концов штифтов 41 в криволинейных пазах 44, что не только обеспечивает, но и гарантирует надежное и безотказное отделение части 4 от самолета.

В системе ручного управления в канале тангажа имеется триммер-компенсатор 35, который функционирует следующим образом.

В полете пилот, отклоняя ручку 48 посредством тяг 49 управления и качалок 50, отклоняет руль 10. Самолет совершает эволюции в заданном режиме. Отклоняя в ходе управления по тангажу ручку 48 относительно точки Л, пилот одновременно отклоняет жестко связанную с ней штангу 51 и, следовательно, триммер-компенсатор 35, установленный на ней шарнирно, на углы и . При этом на триммере-компесаторе 35, выполненном в виде аэродинамической поверхности малого удлинения, возникает аэродинамическая сила, направленная либо вверх при отклонении на угол , либо вниз при отклонении на угол . Эта сила, будучи расположенной на определенном плече относительно точки Л, вызывает относительно последней шарнирный момент, который либо суммируется, либо вычитается из шарнирного момента на ручке 48 от руля высоты 10. При этом сохраняется возможность при текущем значении углов и посредством дополнительной тяги 54 регулируемой длины с помощью привода 55, включая последний, отклонять триммер-компенсатор 35 на углы и относительно точки М, чем и достигается эффект триммирования - полное снятие или уменьшение нагрузок на командные рычаги, в данном случае - на ручке 48. При включении в продольный канал управления расположенных на крыле 14 закрылков 16 и зависающих элеронов 15 при осуществлении системы непосредственного управления подъемной силой изобретение позволяет наиболее эффективным образом уменьшить суммарный шарнирный момент, приходящий на ручку 48 самолетом, одновременно обеспечивая возможность продольного триммирования самолета в отсутствие триммеров на руле 10.

В полете руль 10, отклоняясь от своего нейтрального положения относительно точки 0, создает управляющее усилие, передаваемое через профилированную пластину 69 и кронштейн 68 на самолет. Размещенный впереди точки 0 на расстоянии К трубчатый лонжерон 67 играет уже сам по себе роль балансировочного груза. Координата К лонжерона 67, а также геометрические характеристики лонжерона 67 выбираются таким образом, чтобы он обеспечивал желаемую степень балансировки руля 10, вытекающих из летно-технических характеристик самолета, что позволяет полностью избавиться от дополнительных балансировочных грузов. Упоры-ограничители 71 и 72 ограничивают ход руля 10 в заданном для него диапазоне. При этом не требуется дополнительного места для упоров-ограничителей 71 и 72, которые взаимодействуют непосредственно с лонжероном 67 - основным силовым элементом руля 10. Дополнительные контактные площадки, кроме профилированной пластины 69, для ограничения хода руля 10 не нужны. Придание лонжерону 67 руля 10 функций весового балансира позволяет существенно улучшить массово-инерционные характеристики руля за счет осуществления перехода от сосредоточенного груза-балансира к распределенному. На спортивно-пилотажных самолетах одним из штатных режимов полета является движение хвостом вперед при выполнении фигуры высшего пилотажа "колокол". При выполнении таких фигур, как правило, наступает полная аэродинамическая перекомпенсация руля 10, что в случае отсутствия упоров, аналогичных предлагаемым, приводит за счет упругой деформации проводки управления к нерасчетным углам отклонения рулевых поверхностей и, как следствие, к их деформации и поломке. При этом руль 10 отклоняется от нейтрального положения в крайнее, а упоры-ограничители 71 и 72 взаимодействуют непосредственно с трубчатым лонжероном 67. Упругой деформации проводки управления нет.

В канале крена в системе ручного управления ручка 48 установлена таким образом, что обеспечивается получение нелинейных характеристик в канале крена, т. е. понижена чувствительность элеронов 15 в околонулевом положении ручки 48 за счет малого передаточного отношения и повышена чувствительность элеронов 15 за счет увеличения передаточного отношения в крайних положениях ручки 48, что обеспечивает удобство в спортивном пилотировании.

При отклонении ручки 48 происходит перемещение точки Е конца выдвижного рычага 59 по окружности, определяемой радиусом, равным расстоянию между шарнирами серьги 63. При этом плечо выдвижного рычага 59 увеличивается за счет его осевого смещения по мере отклонения ручки 48, увеличивая ее передаточное число.

В случае несимметричности самолета в путевом канале управления на притупленную заднюю кромку руля 12 устанавливается компесатор 13, который привинчивается винтами 74. После замеров "симметричности" самолета в путевом канале, отклонения педалей путевого управления компенсатор 13 в случае больших отклонений от заданных значений может снова быть перевернут и перестановлен, для чего надо вывентить винты 74 и снова закрепить компесатор 13 ими на задней кромке руля 12. Если "несимметричность" невелика, то компесатор 13 можно снять и отогнуть отдельно на приспособлении или вручную. При этом важно отметить, что задняя кромка не повреждается и не испытывает никаких дополнительных нагрузок. Особенно это важно, если руль 12 имеет полотняную обшивку. Даже если задняя кромка 12 с полотняной обшивкой и имеет силовой П-образный элемент 73, последний усиливает лишь саму заднюю кромку, но не предотвращает, в случае монолитного крепления компенсатора 13 к задней кромке изгиб последней относительно всего руля 12 при регулировании компенсатора 13 непосредственно на руле 12, не снимая его. При отсутствии асимметрии руля 12 компесатор 13 не устанавливается.

Фонарь кабины пилота 2 имеет съемную противокапотажную дужку 83, необходимую в тех случаях, когда происходит аварийная посадка самолета на неподготовленную площадку пилотом не высшей квалификации с большой вероятностью капотирования самолета и удара остеклением 21 о землю. Это может произойти при перегонке самолета с одного аэродрома на другой или же при пилотировании неопытным пилотом. В этом случае и устанавливается съемная противокапотажная дужка 83, имеющаяся в комплекте на каждом самолете. При проведении же соревнований по спортивному пилотированию над специальным аэродромом пилотами высокого класса дужка 83 снимается из-за ненадобности, так как посадка на неподготовленную площадку маловероятна, поскольку внизу аэродром и соответственно мала вероятность капотирования самолета. Подфюзеляжный же гребень 30 с нижней кромкой, параллельной строительной горизонтали самолета, способствует визуальному контролю за правильностью выполнения фигур высшего пилотажа, что немаловажно.

Таким образом, данный самолет обеспечен всеми свойствами, необходимыми для спортивно-пилотажных самолетов, а по целому ряду параметров он превосходит все известные в настоящий момент аналоги. (56) Техническая информация ЦАГИ N 4, 1984, с. 16-17, рис. 32.

Журнал "Моделист-конструктор" N 11, 1987, с. 13-16.

Формула изобретения

1. СПОРТИВНО-ПИЛОТАЖНЫЙ САМОЛЕТ, содержащий фюзеляж с кабиной пилота, закрытой фонарем, состоящим из неподвижной и сбрасываемой частей, силовую установку, размещенную в носовой части фюзеляжа и состоящую из двигателя, закрытого по периметру капотом, и тянущего воздушного винта, имеющего кок, хвостовое оперение нормальной схемы, состоящее из стабилизатора с рулем высоты и киля с рулем направления, имеющего компенсатор, выполненный в виде металлической отогнутой пластины, установленной на задней кромке руля направления, низкорасположенное механизированное по задней кромке крыло, систему ручного от ручки управления и ножного от педалей пилота управления с проводкой управления и трехопорное рессорное шасси с хвостовой опорой, отличающийся тем, что профиль внешней кромки капота, закрывающий двигатель по периметру, выполнен по типу аэродинамического профиля крыла, а сам капот выполнен в виде удлиненного кольца Тауненда, жестко связанного с носовой частью фюзеляжа силовыми стойками с образованием выходных каналов обдува головок цилиндров двигателя по всему периметру капота и снабженного жестко связанным с капотом неподвижным стекателем кока, выступающим вперед за передней обрез капота, выполненным цилиндрическим в виде аэродинамического продолжения кока винта и соразмерным с максимальным диаметром кока, фонарь кабины пилота выполнен из неподвижной части, жестко соединенной с фюзеляжем, и сбрасываемой части в виде каркаса с остеклением, установленной на фюзеляже на шарнирных узлах навески, расстояние между которыми выполнено равным максимальной ширине фюзеляжа, а плоскость нижнего среза каркаса сбрасываемой части фонаря расположена ниже плоскости максимальной ширины поперечного сечения ее остекления и параллельна ей, при этом узлы шарнирной навески сбрасываемой части фонаря размещены в задней части ее каркаса соосно друг с другом с расположением их осей перпендикулярно продольной оси фюзеляжа и размещены между плоскостью максимальной ширины поперечного сечения стекления сбрасываемой части фонаря и плоскостью нижнего среза ее каркаса, передняя часть которого выполнена в виде части верхней криволинейной поверхности фюзеляжа, сопрягающейся с ним, как бленда приборной доски, при этом фюзеляж снабжен продольным вертикальным подфюзеляжным гребнем с нижней кромкой, параллельной относительной строительной горизонтали самолета, в котором размещена проводка управления к рулям направления и высоты, через который пропущена рессора задней опоры шосси, а нижняя кромка руля направления выполнена в виде продолжения подфюзеляжного гребня и также параллельна строительной горизонтали самолета, мотоотсек снабжен трубчатым коллектором сбора нагретого воздуха от рабочих частей двигателя с обеспечением выброса нагретого воздуха из отводного патрубка под носовой частью фюзеляжа, причем крыло снабжено закрылком, а в корневой части крыла выполнен наплыв по передней кромке с обеспечением увеличения площади крыла, обдуваемой винтом и обслуживаемой закрылком, выходной вал двигателя к винту пропущен сквозь неподвижный стекатель кока, а кресло пилота выполнено с регулируемым углом наклона спинки и снабжено устройством ее наклона, задняя кромка руля направления выполнена затупленной, а компенсатор руля направления выполнен съемным и перестанавливаемым, причем в системе ручного управления в канале тангажа установлен триммер= компенсатор руля высоты.

2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что фонарь снабжен поперечной трубой с кронштейном, соединяющей узлы навески сбрасываемой части фонаря между собой, и упругим элементом, соединяющим кронштейн с фюзеляжем самолета, каждый из узлов навески сбрасываемой части фонаря выполнен в виде жестко закрепленного на фюзеляже самолета подшипника скольжения, внутри которого посредством втулки с буртиком установлен конец поперечной трубы с возможностью скольжения, и подвижной цапфы, одним концом установленной в трубе с запрессованным в нее штифтом, концы которого пропущены в соосные пазы, выполненные в поперечной трубе и втулке, и взаимодействуют с диаметрально противоположными криволенейными пазами, выполненными в подшипниках скольжения и имеюшими плавносопряженные радиальной и винтовой участки, при этом свободный конец каждой цапфы выполнен в виде прямой призмы, взаимодействующей с ответным ее гнездом, выполненным в полой втулке, закрепленной на сбрасываемой части фонаря, а осевой ход прямой призмы конца подвижной цапфы в гнезде полей втулки меньше осевого хода штифта подвижной цапфы в криволинейных пазах подшипника скольжения по обоим участкам.

3. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что в системе ручного управления ручка управления снабжена жестко соединенной с ней штангой, являющейся ее продолжением и выходящей через пол кабины пилота за нижние обводы фюзеляжа, штанга снабжена жестко установленным за ней кронштейном, связанным с дополнительной тягой регулируемой длины с приводом, при этом триммер - компенсатор выполнен в виде аэродинамической поверхности малого удлинения, шарнирно установленной на свободном конце штанги, дополнительная тяга регулируемой длины одним концом шарнирно соединена с триммером - компенсатором на некотором расстоянии от точки подвески последнего на штанге, а другим концом соединена с приводом, шарнирно установленным на кронштейне штанги, причем проводка управления к рулю высоты выполнена от кронштейна штанги.

4. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что ручка управления с рукояткой, навешенная посредством оси на центральной балке управления и связанная с тягами проводки управления по крену и рычагом проводки управления по тангажу, снабжена встроенным в нее выдвижным рычагом, установленным в ней возможностью осевого перемещения, при этом с нижним концом выдвижного рычага шарнирно соединены тяга управления по крену и серьга, противоположным своим концом шарнирно связанная с центральной балкой управления.

5. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что каждая из половин руля высоты содержит лонжерон, кронштейн навески и кронштейн руля, соединяющий лонжерон с кронштейном навески, при этом кронштейн навески выполнен C - образным, его свободные концы жестко соединены профилированной пластиной, лонжерон руля выполнен трубчатым, а сам руль шарнирно установлен на профилированной пластине так, что трубчатый лонжерон руля размещен по полету впереди навески руля на некотором расстоянии, причем на профилированной пластине выполнены упоры ограничители, взаимодействующие с трубчатым лонжероном в крайних положениях руля.

6. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что профиль внешней кромки капота, образованный по типу аэродинамического профиля крыла, хорда которой выбрана параллельной строительной горизонтали самолета, задан и определен следующими значениями: X_в 0 0,05 0,10 0,15 X_в 0,2 0,3 0,35 X_в 0,4 0,5 0,6 0,7 X_в 0,8 0,9 1,0 Y_в 0 0,071 0,10 0,114 Y_в 0,121 0,132 0,136 Y_в 0,132 0,121 0,107 0,086
Y_в 0,064 0,029 0
7. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что руль направления снабжен силовым - образным элементом, образующим его затупленную заднюю кромку, а компенсатор руля выполнен в виде - образной пластины, установленной съемно своей полкой на винтах на силовом - образном элементе с возможностью перестановки, при этом в силовом - образном элементе установлены ответные винтам компенсатора анкерные гайки.

8. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что в каркасе хвостового контура каждого из аэродинамических рулей самолета силовой набор выполнен в виде листа, образующего верхнюю и нижнюю панели каркаса, в которых выполнены вырезы с отбортовками и выступами, а задняя аэродинамическая кромка каждого из рулей образована линией перегиба листа, при этом выступы верхней и нижней панели попарно соединены между собой, а расстояние между панелями в каждой точке выполнено соответствующим аэродинамическому профилю руля.

9. Самолет по п. 7, отличающийся тем, что выступы верхней и нижней панелей соединены между собой внахлест.

10. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что фонарь снабжен внутренней по отношению к остеклению фонаря съемной противокапотажной дужкой, установленной в узлах на каркасе сбрасываемой части фонаря в месте его соединения с остеклением.

11. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что устройство наклона спинки кресла выполнено в виде червячной пары, шток которой соединен со спинкой кресла, снабженной приводом, или в виде гидро- или пневмоцилиндра с замками, связанного соответственно с гидро- или пневмосистемой самолета.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11, Рисунок 12, Рисунок 13, Рисунок 14, Рисунок 15, Рисунок 16, Рисунок 17, Рисунок 18, Рисунок 19, Рисунок 20, Рисунок 21, Рисунок 22

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Номер и год публикации бюллетеня: 35-2001

Извещение опубликовано: 20.12.2001        

---