RU2083402C1

RU2083402C1 - Alighting gear for ground-effect craft

Info

Publication number: RU2083402C1
Application number: RU94019760A
Authority: RU
Inventors: В.Я. Максимов; В.В. Плешивцев
Original assignee: Закрытое акционерное общество Инвестиционная акционерная компания судостроителей "АКС-Инвест"
Priority date: 1994-05-26
Filing date: 1994-05-26
Publication date: 1997-07-10
Also published as: RU94019760A

Abstract

FIELD: aeronautical engineering; alighting gears for ground-effect craft, mainly for light aircraft. SUBSTANCE: according to first version, alighting gear contains side skegs made in form of inflatable floats and connected with aircraft fuselage by means of shock-absorbing members made in form of hydraulic shock absorbers mounted in center of mass of aircraft on rear portion of load-bearing beam; tail and nose parts of floats are secured on aircraft fuselage for circular and longitudinal displacement; shock absorbers may be provided with hydraulic system for positive extension of shock absorber rod. According to second version, shock absorbing member is made in form of inflatable bottle with air intake-discharge device. EFFECT: enhanced reliability. 5 cl, 10 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике и касается конструирования взлетно-посадочных устройств на воздушной подушке, преимущественно для легких самолетов, способных плавать на поверхности воды и пользоваться для взлета и посадки водной поверхностью, твердыми взлетно-посадочными полосами, аэродромами, поверхностями, покрытыми снегом или льдом, болотистой местностью и т.п. The invention relates to aircraft and relates to the construction of air-cushion take-off and landing devices, mainly for light aircraft capable of floating on the surface of the water and use, for take-off and landing, the water surface, solid runways, airfields, surfaces covered with snow or ice, marshland, etc.

Известно взлетно-посадочное устройство для самолета с шасси на воздушной подушке, содержащее гибкие боковые скеги, выполненные в виде надувных поплавков и связанные с фюзеляжем самолета амортизирующими элементами в виде гидравлических амортизаторов [1]
Однако оно обладает низкими эксплуатационными характеристиками.Known take-off and landing device for an aircraft with an air-cushion landing gear, comprising flexible side skegs made in the form of inflatable floats and connected to the aircraft fuselage with shock absorbing elements in the form of hydraulic shock absorbers [1]
However, it has low performance.

Технический результат от внедрения первого варианта изобретения заключается в повышении эксплуатационных характеристик взлетно-посадочного устройства. The technical result from the introduction of the first embodiment of the invention is to improve the operational characteristics of the takeoff and landing device.

Технический результат достигается тем, что взлетно-посадочное устройство для самолета с шасси на воздушной подушке содержит гибкие боковые скеги, выполненные в виде надувных поплавков и связанные с фюзеляжем самолета амортизирующими элементами в виде гидравлических амортизаторов, гидравлические амортизаторы установлены в области центра массы самолета и опираются на силовые балки, которыми снабжены надувные поплавки скегов и которые закреплены на верхней части этих поплавков, при этом задние части силовых балок расположены в области центра массы самолета, носовые и хвостовые части надувных поплавков скегов шарнирно закреплены на фюзеляже самолета, причем хвостовая часть каждого поплавка закреплена с возможностью продольного смещения, а гидравлические амортизаторы шарнирно закреплены соответственно на фюзеляже самолета и на вышеупомянутых силовых балках поплавков, при этом около гидравлических амортизаторов установлены замки, закрепляющие эти поплавки на фюзеляже самолета при их взаимодействии с опорной поверхностью аэродрома. The technical result is achieved by the fact that the take-off and landing device for an airplane with an air-cushion landing gear contains flexible side skegs made in the form of inflatable floats and connected to the aircraft fuselage with shock absorbing elements in the form of hydraulic shock absorbers, hydraulic shock absorbers are installed in the center of mass of the aircraft and rely on power beams, which are provided with inflatable skeg floats and which are fixed on the upper part of these floats, while the rear parts of the power beams are located in the center of mass of the aircraft, the nose and tail parts of the inflatable skeg floats are pivotally mounted on the fuselage of the aircraft, the tail part of each float is fixed with the possibility of longitudinal displacement, and the hydraulic shock absorbers are pivotally mounted respectively on the fuselage of the aircraft and on the aforementioned power beams of the floats, while near the hydraulic shock absorbers are installed locks securing these floats to the aircraft fuselage during their interaction with the supporting surface of the airfield.

Кроме того, носовые части поплавков гибких скегов закреплены на фюзеляже самолета с возможностью продольного смещения. In addition, the bow of the floats of flexible skegs are mounted on the fuselage of the aircraft with the possibility of longitudinal displacement.

Кроме того, каждый гидравлический амортизатор каждого поплавка гибкого скега выполнен с гидравлической системой принудительного выпуска штока гидравлического амортизатора. In addition, each hydraulic shock absorber of each float of the flexible skeg is made with a hydraulic system for forced release of the hydraulic shock absorber rod.

Известно взлетно-посадочное устройство для самолета с шасси на воздушной подушке, содержащее гибкие боковые скеги, выполненные в виде надувных поплавков и связанные с фюзеляжем самолета амортизирующими элементами [2]
Однако оно обладает низкими эксплуатационными характеристиками.Known takeoff and landing device for an aircraft with an air-cushion landing gear, containing flexible side skegs made in the form of inflatable floats and associated with the fuselage of the aircraft by shock-absorbing elements [2]
However, it has low performance.

Технический результат от внедрения второго варианта изобретения заключается в повышении эксплуатационных характеристик взлетно-посадочного устройства. The technical result from the implementation of the second variant of the invention is to improve the operational characteristics of the takeoff and landing device.

Технический результат достигается тем, что взлетно-посадочное устройство для самолета с шасси на воздушной подушке содержит гибкие боковые скеги, выполненные в виде надувных поплавков и связанные с фюзеляжем самолета амортизирующими элементами, которые выполнены в виде надувных баллонов, длина каждого из которых меньше длины поплавка гибкого скега, при этом надувные баллоны опираются на силовые балки, которые закреплены на поплавках надувных скегов, при этом задние части силовых балок и надувные баллоны размещены в области центра массы самолета, причем надувные баллоны выполнены с устройством впуска-выпуска воздуха с системой наддува, а носовая и хвостовая части поплавков гибких скегов шарнирно закреплены на фюзеляже самолета, причем хвостовые части этих поплавков закреплены с возможностью их продольного смещения. The technical result is achieved by the fact that the take-off and landing device for an aircraft with an air-cushion landing gear contains flexible side skegs made in the form of inflatable floats and connected to the aircraft fuselage with shock-absorbing elements, which are made in the form of inflatable balloons, each of which is less than the length of the flexible float skeg, while inflatable balloons rely on power beams, which are fixed on the floats of inflatable skegs, while the back of the power beams and inflatable balloons are located in the center of mass s of the aircraft, and inflatable balloons are made with an air intake-exhaust device with a pressurization system, and the nose and tail of the floats of flexible skegs are pivotally mounted on the fuselage of the aircraft, and the tail of these floats are fixed with the possibility of their longitudinal displacement.

Кроме того, в области размещения надувных баллонов установлены ограничители бокового перемещения, шарнирно закрепленные на фюзеляже самолета и на поплавках гибких скегов. In addition, in the area of placement of inflatable balloons, lateral movement limiters are mounted pivotally mounted on the fuselage of the aircraft and on the floats of flexible skegs.

На фиг. 1 изображен вид спереди самолета с шасси на воздушной подушке с прижатыми поплавками; на фиг. 2 вид сбоку самолета с шасси на воздушной подушке с прижатыми и выпущенными поплавками; на фиг. 3 принципиальная схема взлетно-посадочного устройства при первом варианте реализации изобретения; на фиг. 4 разрез по линии А-А фиг. 3; на фиг. 5 узел крепления носовой (передней) и хвостовой (задней) части поплавка к корпусу самолета с возможностью кругового и продольного смещения; на фиг. 6 вид, поясняющий работу упругих элементов крепления носовой и хвостовой частей поплавка в начальном положении а) и при его изгибе (деформации) в положении б); на фиг. 7 виды, показывающие процесс посадки самолета с шасси на воздушной подушке: а) режим полета и движения самолета на воздушной подушке, б) режим посадки с прижатыми поплавками на ровную поверхность, в) режим посадки с отжатыми поплавками; на фиг. 8 вид, показывающий взлет самолета на воздушной подушке с укороченных площадок; на фиг. 9 принципиальная схема взлетно-посадочного устройства с амортизаторами в виде надувных баллонов при втором варианте изобретения; на фиг. 10 разрез по линии Б-Б фиг. 9: а) баллон в надутом состоянии, б) баллон в спущенном состоянии. In FIG. 1 is a front view of an airplane with an air cushion landing gear with floats pressed down; in FIG. 2 side view of the aircraft with an air cushion landing gear with pinned and released floats; in FIG. 3 is a schematic diagram of a takeoff and landing device in a first embodiment of the invention; in FIG. 4 is a section along line AA of FIG. 3; in FIG. 5 attachment site of the bow (front) and tail (rear) of the float to the aircraft body with the possibility of circular and longitudinal displacement; in FIG. 6 is a view explaining the operation of the elastic fastening elements of the bow and tail parts of the float in the initial position a) and when it is bent (deformed) in position b); in FIG. 7 views showing the process of landing the aircraft from the hovercraft: a) the flight mode and the movement of the aircraft on the air cushion, b) the landing mode with the floats pressed down on a flat surface, c) the landing mode with the pressed floats; in FIG. 8 is a view showing the take-off of a hovercraft from shortened areas; in FIG. 9 is a schematic diagram of a take-off and landing device with shock absorbers in the form of inflatable balloons in the second embodiment of the invention; in FIG. 10 is a section along BB line of FIG. 9: a) a balloon in an inflated state, b) a balloon in a deflated state.

На чертежах обозначено: 1 корпус самолета, 2 поплавки, 3 силовая балка поплавка, 4 гидравлический амортизатор, 5 место крепления амортизатора к балке, 6 расширенная задняя часть балки в районе центра массы самолета, 7 редан (срывник) поплавка, 8 место крепления амортизатора к корпусу самолета, 9 место крепления хвостовой части поплавка к корпусу самолета, 10 место крепления носовой части поплавка к корпусу самолета, 11 - замок, 12 ручка для открывания замка, 13 поджатое состояние поплавка, 14 - отжатое состояние поплавка с изгибом в области центра массы самолета, 15 - гидравлическая система принудительного выпуска штока гидравлического амортизатора, 16 устройство принудительного подъема и запирания после взлета, 17 хвостовая часть поплавка, 18 носовая часть поплавка, 19 - надувные баллоны, 20 ограничители бокового перемещения, 21 устройство впуска-выпуска воздуха. The drawings indicate: 1 aircraft body, 2 floats, 3 power beam of the float, 4 hydraulic shock absorbers, 5 attachment point of the shock absorber to the beam, 6 extended rear of the beam near the center of mass of the aircraft, 7 redan (torn) float, 8 attachment point of the shock absorber to airplane body, 9 place of attachment of the tail of the float to the body of the aircraft, 10 place of attachment of the nose of the float to the body of the aircraft, 11 - lock, 12 handle to open the lock, 13 compressed state of the float, 14 - depressed state of the float with a bend in the center of mass aircraft, 15 - hydraulic system for the forced release of the hydraulic shock absorber rod, 16 device for forced lifting and locking after take-off, 17 tail section of the float, 18 nose section of the float, 19 - inflatable balloons, 20 lateral movement limiters, 21 air intake-exhaust device.

Взлетно-посадочное устройство самолета с шасси на воздушной подушке (фиг. 1, 2) и с фюзеляжем или корпусом 1 состоит из боковых поплавков 2, силовых балок 3, которые крепятся к поплавкам 2, и гидравлических амортизаторов 4, которые расположены на каждом поплавке 2 в области центра массы самолета между поплавком 2 и корпусом 1 самолета. The takeoff and landing device of the aircraft with an air-cushioned chassis (Fig. 1, 2) and with a fuselage or body 1 consists of side floats 2, power beams 3, which are attached to the floats 2, and hydraulic shock absorbers 4, which are located on each float 2 in the region of the center of mass of the aircraft between the float 2 and the body 1 of the aircraft.

Поплавки 2 представляют собой два эластичных надутых баллона (ориентировочно длиной 6000 мм и диаметром 400 мм), расположенных вдоль плоскости симметрии самолета под днищем фюзеляжа. The floats 2 are two flexible inflated balloons (approximately 6000 mm long and 400 mm in diameter) located along the plane of symmetry of the aircraft under the bottom of the fuselage.

Силовая балка 3 выполнена из листов сплава АМг-6 толщиной 1,0 1,5 мм и служит для размещения места крепления 5 гидравлического амортизатора 4, обеспечения продольной и поперечной прочности и жесткости поплавка, выполнена в виде пластины с расширяющейся к основанию задней частью 6, в которую упирается амортизатор 4 и которая расположена своей задней частью 6 в области центра массы самолета таким образом, чтобы задняя часть (конец) 6 балки 3 находилась над реданом 7 поплавка. При этом расширенная часть 6 силовой балки 3 охватывает часть окружности поплавка 2 (фиг.4), предотвращая "расползание" поплавка (в эллипс) и обеспечивая продольную жесткость слома (изгиба) поплавка 2. The power beam 3 is made of AMg-6 alloy sheets with a thickness of 1.0 1.5 mm and is used to place the fastening point 5 of the hydraulic shock absorber 4, to provide longitudinal and transverse strength and stiffness of the float, made in the form of a plate with the back part 6 expanding to the base, in which the shock absorber 4 rests and which is located with its rear part 6 in the region of the center of mass of the aircraft so that the rear part (end) 6 of the beam 3 is located above the float redan 7. At the same time, the expanded part 6 of the power beam 3 covers a part of the circumference of the float 2 (Fig. 4), preventing the “float” of the float (into an ellipse) and providing longitudinal rigidity for breaking (bending) of the float 2.

Гидравлический амортизатор 4 шарнирно 5, 7 закреплен соответственно на силовой балке 3 и на корпусе 1 самолета. Амортизаторы 4 могут быть выполнены в виде жидкостно-газовых амортизаторов с постоянным дросселирующим отверстием на прямом ходе, с камерой обратного торможения. The hydraulic shock absorber 4 is pivotally 5, 7 mounted respectively on the power beam 3 and on the body 1 of the aircraft. Shock absorbers 4 can be made in the form of liquid-gas shock absorbers with a constant throttling hole in the forward direction, with a reverse braking chamber.

Поплавки 2 закреплены на корпусе 1 самолета своей хвостовой частью с возможностью кругового и продольного смещения 9. Пример выполнения такого крепления приведен на фиг. 5. При этом носовая часть поплавка 2 крепится к корпусу самолета 1 шарнирно (с возможностью кругового смещения). По другому варианту изобретения носовая часть поплавка 2 крепится к корпусу самолета 1 с возможностью и продольного смещения (аналогично примеру, приведенному на фиг. 5). Тогда поплавки 2 будут иметь по две упругие опоры 9, 10, позволяющие поплавкам 2 упруго смещаться в круговом и продольном направлениях относительно корпуса самолета в процессе изгиба (деформации) поплавков при посадке (фиг. 6). При этом смещение поплавков в продольном направлении осуществляется в пределах допустимых на поплавок осевых нагрузок. The floats 2 are mounted on the aircraft body 1 with their tail section with the possibility of circular and longitudinal displacement 9. An example of such mounting is shown in FIG. 5. In this case, the bow of the float 2 is attached to the hull of the aircraft 1 pivotally (with the possibility of circular displacement). According to another embodiment of the invention, the nose of the float 2 is attached to the body of the aircraft 1 with the possibility of longitudinal displacement (similar to the example shown in Fig. 5). Then the floats 2 will have two elastic supports 9, 10, allowing the floats 2 to be elastically displaced in circular and longitudinal directions relative to the aircraft body during bending (deformation) of the floats during landing (Fig. 6). In this case, the displacement of the floats in the longitudinal direction is carried out within the allowable axial loads on the float.

Для быстрого восстановления исходной формы поплавков 2 после их соприкосновения при посадке с опорной поверхностью около гидравлических амортизаторов 4 установлены замки 11, жестко закрепляющие в положении 13 поплавки 2 на корпусе 1 самолета, для чего одна часть замка 11 закрепляется на силовой балке 3 поплавка 2, а другая часть замка 11 на корпусе 1 самолета. Перед посадкой на неровную поверхность замки 11 открываются ручкой 12, освобождая поплавки 2 в положение 14 для отжатия амортизаторами 4. To quickly restore the original shape of the floats 2 after they are in contact with the supporting surface near the hydraulic shock absorbers 4, locks 11 are installed that are rigidly fixed in position 13 of the floats 2 on the aircraft body 1, for which one part of the lock 11 is fixed to the power beam 3 of the float 2, and another part of the lock 11 on the housing 1 of the aircraft. Before landing on an uneven surface, the locks 11 are opened with a handle 12, freeing the floats 2 to position 14 for pressing by the shock absorbers 4.

Для осуществления взлета с укороченных площадок гидравлический амортизатор 4 данного взлетно-посадочного устройства может быть снабжен дополнительно гидравлической системой 15 (насос с элементами подачи жидкости к штоку амортизатора 4) для принудительного выпуска штока путем увеличения давления и перемещения поплавка 2 (фиг. 8). Для перевода поплавка 2 в положение 13 служит устройство 16 принудительного подъема и запирания поплавков 2 после взлета. To take off from shortened platforms, the hydraulic shock absorber 4 of this take-off and landing device can be additionally equipped with a hydraulic system 15 (pump with fluid supply elements to the shock absorber rod 4) for forced discharge of the rod by increasing pressure and moving the float 2 (Fig. 8). To transfer the float 2 to position 13, a device 16 is used for forced lifting and locking the floats 2 after take-off.

На стоянке самолет опирается на прижатые к корпусу 1 поплавки 2, которые выполнены достаточно жесткими, как опоры на стоянках и для удержания воздушной подушки, и в то же время достаточно мягкими, легко деформируемыми при встречах с препятствиями. При работе нагнетателей воздуха внутри воздушной подушки создается избыточное давление и самолет зависает над опорной поверхностью. Маршевые двигатели разгоняют самолет до взлетной скорости (фиг. 7, а). При заходе на посадку (фиг. 7, б) для снижения нагрузок на самолет замки 11, удерживающие в полетном режиме поплавки 2 в поджатом к корпусу 1 самолета состоянии, раскрываются одновременно на каждом поплавке 2, освобождая упругие элементы амортизаторов 4 для работы, которые выдавливают через силовые балки 3 поплавки 2 в области центра массы самолета в районе редана 7, обеспечивая их перелом (фиг. 7, в) под некоторым углом Φ/Φ ≈ 10^°/ и создавая условия посадки самолета не на весь поплавок 2, а на его выступающую часть в районе центра масс, снижая тем самым значение пикирующего момента.In the parking lot, the aircraft rests on the floats 2 pressed to the hull 1, which are made sufficiently rigid as supports in the parking lots and to hold the air cushion, and at the same time soft enough, easily deformable when meeting with obstacles. During the operation of the air blowers, excess pressure is created inside the air cushion and the aircraft hovering above the supporting surface. Marching engines accelerate the aircraft to take-off speed (Fig. 7, a). When approaching (Fig. 7, b) to reduce the load on the aircraft, the locks 11, which hold the floats 2 in flight mode, pressed against the airplane body 1, are opened simultaneously on each float 2, releasing the elastic elements of the shock absorbers 4 for operation, which squeeze through power beams 3, floats 2 in the region of the center of mass of the aircraft in the region of redan 7, ensuring their fracture (Fig. 7, c) at a certain angle Φ / Φ ≈ 10 ^° / and creating conditions for landing the airplane not on the entire float 2, but on it protruding part in the region of the center of mass, thereby reducing m value of the dive moment.

При посадке самолета при ударе поплавков 2 об опорную поверхность амортизаторы 4 обжимаются, поглощая при этом часть энергии посадочного удара, и силовая балка 3 встает на замок 11. When the plane lands upon impact of the floats 2 on the supporting surface, the shock absorbers 4 are crimped, absorbing part of the energy of the landing impact, and the power beam 3 locks 11.

При взлете самолета с укороченных площадок используется гидросистема 15, которая по мере достижения самолетом необходимой скорости обеспечивает выпуск штока амортизатора 4, который, воздействуя на силовую балку 3, производит перелом поплавка 2 (при открытых замках 11), увеличивая тем самым подъемную силу крыла и отрыв самолета от опорной поверхности при меньшей скорости. После взлета и выхода в полетный режим насос гидросистемы 15 отключается, поплавки 2 подтягиваются в положение 13. When the aircraft takes off from shortened platforms, a hydraulic system 15 is used, which, as the aircraft reaches the required speed, ensures the release of the shock absorber rod 4, which, acting on the power beam 3, fractures the float 2 (with open locks 11), thereby increasing wing lift and separation aircraft from the supporting surface at a lower speed. After takeoff and exit to flight mode, the hydraulic pump 15 is turned off, the floats 2 are pulled to position 13.

Изобретение может быть использовано при его первом варианте в широком классе легких многоцелевых самолетов с шасси на воздушной подушке, предназначенных для перевозки пассажиров и грузов на местных воздушных линиях с обеспечением эксплуатации самолета с грунтов малой прочности, с водной поверхности рек, озер, морей, с коротких подготовленных дорожек, со снежных и ледяных полос. The invention can be used in its first embodiment in a wide class of light multi-purpose aircraft with an air-cushion landing gear, designed to carry passengers and goods on local airlines with the aircraft operating from low-strength soils, from the water surface of rivers, lakes, seas, from short prepared tracks from snow and ice stripes.

Решение задачи мягкой посадки самолета с шасси на воздушной подушке со сниженным пикирующим моментом может быть осуществлено техническим решением, изложенным во втором варианте (п. 3 формулы) изобретения. The solution to the problem of soft landing of an airplane with an air cushion landing gear with a reduced diving moment can be carried out by the technical solution set forth in the second embodiment (paragraph 3 of the claims) of the invention.

Согласно второму варианту изобретения, взлетно-посадочное устройство для самолета с шасси на воздушной подушке (фиг. 9) включает два надувных поплавка 2 (боковые скеги), соединенных 9, 10 хвостовой 17 и носовой 18 частями шарнирно (с возможностью кругового смещения) с нижней частью корпуса самолета, причем хвостовая часть 17 поплавков 2 соединена и с возможностью продольного смещения (фиг. 5) поплавков 2 относительно корпуса 1 самолета в пределах допустимых на поплавок 2 осевых нагрузок. Для повышения надежности взлетно-посадочного устройства за счет снижения нагрузок на носовой узел 10 соединения поплавка с корпусом 1 самолета это соединение может быть выполнено с возможностью и продольного смещения поплавка 2 относительно корпуса самолета (фиг. 5). Такое крепление упруго препятствует смещению поплавков 2 в продольном направлении в процессе их изгиба (деформации). Между надувными поплавками 2 и корпусом 1 самолета в области центра массы самолета установлены надувные баллоны 19, меньших размеров по длине, чем поплавки 2 (в 2 3 раза). Верхней частью баллоны 19 крепятся к корпусу 1, а нижней частью опираются на верхнюю поверхность поплавка 2 через силовую балку 3 (жесткую опорную поверхность), которая расположена в районе центра массы (фиг. 1) таким образом, чтобы задний конец балки 3 находился над реданом (срывником) поплавка 2. Предпочтительная форма эластичных баллонов 19 в сложенном состоянии в виде камеры футбольного мяча (фиг. 10, б), такая форма снижает воздушное сопротивление баллонов 19 в сложенном виде и упрощает конструкцию ограничителей 20 (направляющих рычагов). Баллоны 19 имеют устройство впуска-выпуска воздуха 21 (фиг. 10). According to a second embodiment of the invention, the take-off and landing device for an aircraft with an air-cushion landing gear (Fig. 9) includes two inflatable floats 2 (side skegs) connected by 9, 10 tail 17 and bow 18 parts articulated (with the possibility of circular displacement) from the bottom part of the body of the aircraft, and the tail part 17 of the floats 2 is connected and with the possibility of longitudinal displacement (Fig. 5) of the floats 2 relative to the body 1 of the aircraft within the allowable axial loads on the float 2. To increase the reliability of the take-off and landing device by reducing the load on the nose unit 10 of the connection of the float with the body of the aircraft 1, this connection can be made with the possibility of longitudinal displacement of the float 2 relative to the body of the aircraft (Fig. 5). This fastening elastically prevents the displacement of the floats 2 in the longitudinal direction during their bending (deformation). Between the inflatable floats 2 and the body 1 of the aircraft in the area of the center of mass of the aircraft installed inflatable balloons 19, smaller in size than the floats 2 (2 3 times). The upper part of the cylinder 19 is attached to the housing 1, and the lower part is supported on the upper surface of the float 2 through the power beam 3 (rigid supporting surface), which is located in the region of the center of mass (Fig. 1) so that the rear end of the beam 3 is above the redan (tear) of the float 2. The preferred shape of the elastic balloons 19 when folded in the form of a camera of a soccer ball (Fig. 10, b), this form reduces the air resistance of the balloons 19 when folded and simplifies the design of the stops 20 (guide levers). The cylinders 19 have an air inlet-outlet device 21 (FIG. 10).

В области расположения надувных баллонов 19 могут быть установлены ограничители бокового перемещения 20, выполненные, например, в виде двухзвенников и шарнирно закрепленные соответственно на корпусе 1 самолета и на силовой балке 3 поплавка 2. Ограничители 20 препятствуют произвольному перемещению поплавков 2 баллонов 19 главным образом в поперечном направлении. In the area of the location of the inflatable balloons 19, lateral movement stops 20 can be installed, made, for example, in the form of two-link and pivotally mounted respectively on the body 1 of the aircraft and on the power beam 3 of the float 2. Limiters 20 prevent arbitrary movement of the floats 2 of the balloons 19 mainly in the transverse direction.

Поплавки 2 представляют собой два эластичных баллона (ориентировочно длиной 6000 мм и диаметром 400 мм), расположенных вдоль плоскости самолета под днищем фюзеляжа. The floats 2 are two elastic cylinders (approximately 6000 mm long and 400 mm in diameter) located along the plane of the aircraft under the bottom of the fuselage.

Силовая балка 3 выполнена из листов сплава АМг-6 толщиной 1,0 1,5 мм коробчатой конструкции и служит для повышения продольной жесткости и обеспечения тем самым слома поплавка в районе центра массы самолета и редана, размещения мест крепления ограничителей 20. The power beam 3 is made of sheets of an AMg-6 alloy with a thickness of 1.0 1.5 mm of a box construction and serves to increase the longitudinal stiffness and thereby ensure the breaking of the float in the region of the center of mass of the aircraft and redan, and the placement of attachment points for the limiters 20.

Во время полета самолета для снижения воздушного сопротивления из баллонов 19 воздух спущен и они находятся в сложенном состоянии (фиг. 10, б). При этом ограничители 20 и поплавки 3 занимают положение, близкое к горизонтальному. Для осуществления мягкой и устойчивой посадки (особенно на взволнованную поверхность) перед посадкой подается воздух от системы нагнетания воздуха самолета (на чертежах не показано) в надувные баллоны 19. В результате увеличения объема и появления сил воздействия на жесткую опорную поверхность балки 3, а через нее на поплавки 2 последние изгибаются в области центра массы самолета. При этом жесткая опорная поверхность балки 3 обеспечивает перелом поплавков 2 под некоторым углом Φ/Φ ≈ 10^°/ и создает условия для снижения дестабилизирующего пикирующего момента при посадке, при этом часть энергии посадочного удара поглощается наряду с поплавками 2 баллонами 19. После заполнения баллонов воздухом и изгиба поплавков 2 их поперечное сечение приобретает форму (фиг. 10, а) двух расположенных друг на друге приплюснутых овалов (цилиндров). Такая форма обеспечивает более плавное поглощение энергии удара, увеличивая ресурс самолета и комфорт пассажиров (экипажа).During the flight of the aircraft to reduce air resistance from the cylinders 19, the air is deflated and they are in a folded state (Fig. 10, b). In this case, the limiters 20 and floats 3 occupy a position close to horizontal. To make a soft and stable landing (especially on an excited surface) before landing, air is supplied from the aircraft air injection system (not shown in the drawings) to inflatable cylinders 19. As a result of the increase in volume and the appearance of forces acting on the rigid supporting surface of the beam 3, and through it on the floats 2, the latter bend in the region of the center of mass of the aircraft. At the same time, the rigid supporting surface of the beam 3 provides a fracture of the floats 2 at a certain angle Φ / Φ ≈ 10 ^° / and creates conditions for reducing the destabilizing dive moment during landing, while part of the energy of the landing impact is absorbed along with the floats 2 cylinders 19. After filling the cylinders with air and bending of the floats 2, their cross section takes the form (Fig. 10, a) of two flattened ovals (cylinders) located on each other. This form provides a smoother absorption of impact energy, increasing the life of the aircraft and the comfort of passengers (crew).

После приземления (посадки) из баллонов 19 выпускается воздух, поплавки 2 выпрямляются, и самолет продолжает движение на шасси в режиме воздушной подушки, когда баллоны 19 играют роль боковых скегов (ограждений). After landing (landing), air is released from the cylinders 19, the floats 2 are straightened, and the aircraft continues to move on the chassis in the air cushion mode, when the cylinders 19 play the role of side skegs (fences).

Взлет самолета может осуществляться как при прямом поплавке 2 (не деформированном изломом), так и при поплавке 2 с изломом. Необходимость в этом может возникнуть при короткой взлетной полосе. Aircraft take-off can be carried out both with a direct float 2 (not deformed by a kink), and with a float 2 with a kink. The need for this may arise with a short runway.

Изобретение при втором его варианте может быть использовано в широком классе легких многоцелевых самолетов с шасси на воздушной подушке, предназначенных для перевозки пассажиров и грузов на местных воздушных линиях с обеспечением эксплуатации самолета с грунтов малой прочности, с водной поверхности рек, озер, морей, с коротких подготовленных дорожек, со снежных и ледяных полос. The invention in its second embodiment can be used in a wide class of light multi-purpose airplanes with an air-cushion landing gear, designed to carry passengers and goods on local airlines with the aircraft in operation from low-strength soils, from the water surface of rivers, lakes, seas, from short prepared tracks from snow and ice stripes.

Claims

1. The take-off and landing device for an aircraft with an air-cushion landing gear, comprising flexible side skegs made in the form of inflatable floats and connected to the aircraft fuselage with shock absorbing elements in the form of hydraulic shock absorbers, characterized in that the hydraulic shock absorbers are mounted in the center of mass of the aircraft and are supported on the power beams, which are equipped with inflatable skeg floats and which are fixed on the upper part of these floats, while the rear parts of the power beams are located in the center of mass in summer, the nose and tail parts of the inflatable skeg floats are pivotally mounted on the aircraft fuselage, with the tail part of each float mounted with the possibility of longitudinal displacement, and the hydraulic shock absorbers are pivotally mounted respectively on the aircraft fuselage and on the aforementioned power beams of the floats, while locks are installed near the hydraulic shock absorbers, fixing these floats on the fuselage of the aircraft during their interaction with the supporting surface of the airfield.

2. The device according to p. 1, characterized in that the bow of the floats of the flexible skegs are mounted on the fuselage of the aircraft with the possibility of longitudinal displacement.

3. The device according to paragraphs. 1 and 2, characterized in that each hydraulic shock absorber of each float of the flexible skeg is made with a hydraulic system for forced release of the hydraulic shock absorber rod.

4. A take-off and landing device for an airplane with an air-cushion landing gear, comprising flexible side skegs made in the form of inflatable floats and associated with the fuselage of the aircraft by shock-absorbing elements, characterized in that the shock-absorbing elements are made in the form of inflatable balloons, each of which is less than the length a flexible skeg float, while the inflatable balloons rest on power beams that are fixed to the inflatable skeg floats, while the backs of the power beams and inflatable balloons are located in the center of mass plane, wherein the inflatable cylinders are made with the device inlet-outlet air pressurization system and nose and tail parts of flexible floats skegs are articulated on the fuselage of the aircraft, wherein the tail portions of these floats are fixed with the possibility of longitudinal displacement.

5. The device according to p. 4, characterized in that in the area of placement of inflatable balloons installed lateral movement stops, pivotally mounted on the fuselage of the aircraft and on the floats of flexible skegs.