RU1790529C - Легкомоторный самолет - Google Patents
Легкомоторный самолетInfo
- Publication number
- RU1790529C RU1790529C SU904849510A SU4849510A RU1790529C RU 1790529 C RU1790529 C RU 1790529C SU 904849510 A SU904849510 A SU 904849510A SU 4849510 A SU4849510 A SU 4849510A RU 1790529 C RU1790529 C RU 1790529C
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuselage
- sections
- propellers
- wing
- consoles
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Изобретение относитс к авиационной технике, а именно к легкомоторым сзмоле2 там общего назначени . Целью изобретени вл етс улучшение аэродинамических и эксплуатационных характеристик самолета . Дл этого воздушные винты 3 снабжены кольцевым обтекателем 2, вписанным в хвостовую часть верхней поверхности фюзел жа 1, выполненного с геометрической круткой и удлинением 0,5 А 0,7, при этом ось крутки сечений фюзел жа 1 расположена на его верхней поверхности в районе максимальных толщин, корневые сечени консолей переднего крыла 4 закреплены в верхней части бортовой поверхности фюзел жа, а корневые сечени консолей заднего крыла 5 - на внешней поверхности кольцевого обтекател 2 воздушных винтов 3. 1 ил. w Ё
Description
Изобретение относитс к авиации, а именно к легкомоторным самолетам общего назначени .
Известен самолет общего назначени фирмы Пайпер Шайен III, содержащий фюзел ж, крыло с двум двигател ми с т нущими воздушными винтами, вертикальное и горизонтальное оперение (см.Техническа информаци , ЦАГИ, вып.12, 1983, с.10),
Однако из-за обдувки стру ми от воздушных винтов крыла и фюзел жа в крейсерском полете происходит значительное увеличение аэродинамического сопротивлени и соответствующее снижение аэродинамического качества. Кроме того, в этом случае отмечаетс повышенный уровень акустического шума в пассажирском салоне , . ..../. ... ...-...-.
Наиболее близким к изобретению по технической сущности, и достигаемому результату вл етс летательный аппарат с многокрыльевым несущим планером, содержащим несущий фюзел ж дл создани подъемной силы, концентрированные пластины , расположенные вдоль боковых сторон фюзел жа, установленное спереди крыло с пр мой стреловидностью и положительным поперечным V, Это крыло крепитс к нижней части фюзел жа. Сзади установлено крыло обратной стреловидности с отрицательным поперечным V, На задней части фюзел жа установлено устройство дл создани т ги (патент США № 4146199, кл,244-45Н, 1977). Однако нижнее расположение переднего крыла на несущем фюзел же приводит к ; некоторым ухудшени м аэродинамических характеристик в сравнении с высокопла- ном; в частности, из-за неблагопри тной интерференции крыла и фюзел жа : уменьшаетс подъемна сила крыла, увеличиваетс аэродинамическое сопротивле- . ние. . :
В случае низкорасположенного крыла становитс опасным (возможен удар о крыло ) покидание самолета пилотами в аварийной ситуации. .
При базировании рассматриваемого летательного аппарата на гидродроме низкорасположенное крыло будет замыватьс стру ми воды, что приведет к увеличению гидродинамического сопротивлени и усложнению применени механизма крыла на .взлетно-посадочных режимах.
Из описани устройства следует, что плоскость вращени винта находитс за задней кромкой несущего фюзел жа. В этом случае существует реальна опасность повреждени и разрушени винта на взлетнопосадочных режимах при попадании в зону работающего винта посторонних предметов и струй воды с поверхности взлетно-посадочной полосы.
Кроме того, при работе винта в таких услови х возникает зона пониженного давлени на верхней и нижней поверхност х хвостовой части несущего центроплана, что приводит к существенному увеличению
профильного сопротивлени .
Целью изобретени вл етс улучшение аэродинамических и эксплуатационных характеристик легкомоторного самолета путем интеграции крыла, фюзел жа, хвостового оперени и винтоввой силовой установки. Эта цель достигаетс тем, что в легкомоторном самолете, содержащем несущий фюзел ж с толкающими соосными воздушными винтами с приводом от двигателей,
передние консоли крыла с пр мой стреловидностью и положительным углом поперечного V, задние консоли крыла обратной стреловидности с отрицательным углом поперечного V, соединенные по
концевым сечени м, воздушные винты снабжены кольцевым обтекателем, вписанным в хвостовую часть верхней поверхности фюзел жа, выполненного с геометрической круткой и удлинением 0,5 Я 0,7, при
этом ось крутки сечений фюзел жа расположена на его верхней поверхности в районе максимальных толщин, корневые сечени консолей переднего крыла закреплены в верхней части бортовой поверхности фюзел жа , а корневые сечени консолей заднего
крыла закреплены на внешней поверхности
кольцевого обтекател воздушных винтов.
Конструктивное выполнение фюзел жа
в виде профилированного несущего фюзел жа с удлинением 0,5 : А 0,7 позвол ет значительно повысить подъемную силу за счет экранного эффекте и увеличить коэффициент подъемной силы на больших углах атаки. Расположение воздушных винтов в
кольцевом обтекателе, вписанном в хвостовую часть верхней поверхности фюзел жа с осью крутки его сечений, расположенной на верхней поверхности фюзел жа в районе максимальных толщин, обеспечивает
0 уменьшение аэродинамического сопротивлени , повышение подъемной силы и экранирование лопастей винтов от попадани посторонних предметов и струй воды с поверхности взлетно-посадочной полосы и су5 щественно уменьшает акустический шум, производимый самолетом на местности.
На чертеже изображен предлагаемый легкомоторный самолет: 1 - несущий фюзел ж; кольцевой обтекатель; 3 - толкающие соосные винты; 4 - передние консоли крыла с пр мой стреловидностью и положительным углом поперечного 5 - задние консоли крыла с обратной стреловидностью и отрицательным углом поперечного 6 - двигатель,1 7 -система трансмиссии; 8 - внутренн стойка; 9 - элероны переднего крыла; 10 - внутренн секци рулей заднего крыла: 11 - внешн секци рулей заднего крыла; 12 - основное шасси; 13 - хвостовые опоры шасси; 14 - кабина пилота..
Несущий фюзел ж 1 имеет профилировку и закрутку сечений, кольцевой обтекатель 2 вписан в обводы хвостовой части верхней поверхности фюзел жа, а соосные толкающие винты 3 расположены внутри обтекател 2. Передние консоли крыла с пр мой стреловидностью и положительным углом поперечного V 4 и задние консоли крыла с обратной стреловидностью и отрицательным углом поперечного Vм 5 соединены по концевым кромкам. Корневые части задних консолей креп тс к верхней части внешней поверхности кольцевого обтекател 2. В носовой части несущего корпуса размещена остекленна кабина пилотов 14, в средней - комфортабельный салон 4...8 человек. В хвостовых част х бортовых
отсеков фюзел жа установлены двигатели 6, которые через системы трансмиссии 7, расположенной во внутренних стойках 8 кольцевого обтекател 2, св заны с соосны- ми воздушными винтами 3. На переднем
крыле расположены элероны 9, на заднем крыле-внутренние 10 и внешние 11 секции рулей. Самолет снабжен основным центральным одностоечным шасси 12, а также двум хвостовыми неубирающимис опорами с полуутопленными колесами 13.
.Из проведенных экспериментальных исследований (полученных в малоскоростной аэродинамической трубе на схематических модел х) установлено . что при удлинении несущего фюзел жа 0,5 А 0,7 обеспечиваетс рациональное сочетание как крейсерских, так и взлет- но-посадочныххарактеристик
предлагаемого легкомоторного самолета.
Claims (1)
- Формула изобретени Легкомоторный самолет, содержащий несущий фюзел ж с толкающими соосными воздушными винтами с приводом от двигателей , передние консоли крыла с пр мой стреловидностью и положительным углом поперечного V, задние консоли крыла обратной стреловидности с отрицательным углом поперечного V, соединенные по концевым.сечени м, отличающийс , что, с целью улучшени аэродинамических и эксплуатационных характеристик, воздушные винты снабжены кольцевым обтекателем , вписанным в хвостовую часть верхней поверхности фюзел жа, выполненного с геометрической круткой и удлинением 0,5 А 0,7, при этом ось крутки сечений фюзел жа расположена на его верхней поверхности в районе максимальных толщин, корневые сечени консолей переднего крыла закреплены в верхней части бортовой поверхности фюзел жа, а корневые сечени консолей заднего крыла закреплены на внешней поверхности кольцевого обтекател воздушных винтов.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU904849510A RU1790529C (ru) | 1990-05-29 | 1990-05-29 | Легкомоторный самолет |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU904849510A RU1790529C (ru) | 1990-05-29 | 1990-05-29 | Легкомоторный самолет |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU1790529C true RU1790529C (ru) | 1993-01-23 |
Family
ID=21526625
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU904849510A RU1790529C (ru) | 1990-05-29 | 1990-05-29 | Легкомоторный самолет |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU1790529C (ru) |
-
1990
- 1990-05-29 RU SU904849510A patent/RU1790529C/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Техническа информаци ЦАГИ. вып. 12, 1983, с. 1Я. Патент US № 4146199, кл. 244-45, 1977. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4691881A (en) | High performance amphibious airplane | |
US3559921A (en) | Standing take-off and landing vehicle (a gem/stol vehicle) | |
US3627235A (en) | Wing arrangement | |
US3960345A (en) | Means to reduce and/or eliminate vortices, caused by wing body combinations | |
CN113232832A (zh) | 一种水陆两栖飞机 | |
US1987788A (en) | Aircraft | |
EP0533915A4 (en) | Rotor flap apparatus and method | |
RU2132289C1 (ru) | Летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой | |
US3136505A (en) | Amphibious airplane | |
US20200324871A1 (en) | Aircraft wing | |
RU97112726A (ru) | Летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой | |
US2003206A (en) | Aircraft | |
RU1790529C (ru) | Легкомоторный самолет | |
CN212501033U (zh) | 一种萤火虫轻型运动飞机 | |
US1929255A (en) | Airplane | |
US2499350A (en) | Floating wing airplane | |
RU2281228C1 (ru) | Самолет-амфибия "кашалот" | |
US1998487A (en) | All-wing airplane | |
RU2577824C1 (ru) | Летательный аппарат | |
US3901465A (en) | Variable-area variable incidence wing and aircraft incorporating same | |
EP1046577A2 (en) | Single engined aircraft | |
RU2187444C2 (ru) | Летательный аппарат | |
WO2012154083A2 (ru) | Экраноплан | |
RU2812162C1 (ru) | Самолет местных воздушных линий | |
RU204577U1 (ru) | Самолет |