RU2086478C1 - Transport aircraft - Google Patents

Transport aircraft Download PDF

Info

Publication number
RU2086478C1
RU2086478C1 RU95102763A RU95102763A RU2086478C1 RU 2086478 C1 RU2086478 C1 RU 2086478C1 RU 95102763 A RU95102763 A RU 95102763A RU 95102763 A RU95102763 A RU 95102763A RU 2086478 C1 RU2086478 C1 RU 2086478C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
hydraulic
fuselage
wings
wing
Prior art date
Application number
RU95102763A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU95102763A (en
Inventor
Владимир Степанович Григорчук
Original Assignee
Владимир Степанович Григорчук
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Владимир Степанович Григорчук filed Critical Владимир Степанович Григорчук
Priority to RU95102763A priority Critical patent/RU2086478C1/en
Publication of RU95102763A publication Critical patent/RU95102763A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2086478C1 publication Critical patent/RU2086478C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Body Structure For Vehicles (AREA)
  • Vehicle Body Suspensions (AREA)
  • Fluid-Pressure Circuits (AREA)

Abstract

FIELD: heavier-than-air flying vehicles. SUBSTANCE: aircraft has fuselage, front, middle and rear half-wings, cruise engines, landing gear and controls arranged in lower portion. Leading edge of each half-wing is provided with air intake 15 connected with bottle-receiver 17 by means pf passages 16 and located along span of half-wing connected with upper and lower slot diffusers 21 and 22 by means of passages. Diffusers are brought out to platforms provided in recesses of upper portion of wing profile. EFFECT: enhanced reliability. 6 cl, 38 dwg

Description

Изобретение относится к авиации и может найти применение в качестве транспортного средства. The invention relates to aviation and may find application as a vehicle.

Известен немецкий гидросамолет ЭРТЦ W 6 Шунер, содержащий фюзеляж в форме лодки, к которому прикреплены тандемом передние и задние бипланные крылья, хвостовое оперение, состоящие из вертикального и горизонтального стабилизаторов и соединенных с ними шарнирно рулей направления и высоты, два двигателя "ейбах" кинематически связаны с воздушным винтом толкающего типа, установленного на консолях над фюзеляжем за передним крылом. The German seaplane ERTC W 6 Shuner is known, containing a boat-shaped fuselage, to which are attached tandem front and rear biplane wings, tail unit, consisting of vertical and horizontal stabilizers and articulated rudders of direction and height, two engines "nubs" kinematically connected push-type propeller mounted on consoles above the fuselage behind the front wing.

Основные данные: мощность 2 240 л.с. (2•176,4 кВт), размах крыла 20 м, взлетная масса 5020 кг, скорость 117 км/ч. (П.Бауэрс. Летательные аппараты нетрадиционных схем. М. Мир, 1991 г. с. 44-45, рис. 2.11). Main data: power 2,240 hp (2 • 176.4 kW), wingspan 20 m, take-off weight 5020 kg, speed 117 km / h. (P. Bowers. Aircraft of unconventional designs. M. Mir, 1991, pp. 44-45, Fig. 2.11).

Недостатками известного гидросамолета являются: небольшая скорость движения, недостаточная маневренность, низкие технические характеристики для располагаемой мощности. The disadvantages of the known seaplane are: low speed, lack of maneuverability, low technical characteristics for available power.

Указанные недостатки обусловлены неразвитым аэродинамическим профилем крыла, низким КПД винта и его невыгодным расположением, малым расстоянием между передними и задними крыльями, вследствие чего заднее крыло работает в невыгодном режиме, малым расстоянием между задними крыльями и хвостовым оперением. These disadvantages are due to the undeveloped aerodynamic profile of the wing, low efficiency of the propeller and its unfavorable location, small distance between the front and rear wings, as a result of which the rear wing operates in an unfavorable mode, and the small distance between the rear wings and the tail.

Известен также австрийский гидросамолет В. Кросса, содержащий корпус в форме лодки, к которому прикреплены три монопланных крыла, установленных тандемом, двигатель, размещенный в центральной части корпуса, который кинематически связан с двумя воздушными винтами, размещенными над корпусом, вертикальный и горизонтальный стабилизаторы, соединенные с рулями направления и высоты. Мощность двигателя 24 л.с. (17,64 кВт), площадь крыльев 34 м2 (там же, с. 38-40, рис. 2.4).Also known is the Austrian seaplane V. Cross, containing a hull in the form of a boat, to which are attached three monoplane wings mounted in tandem, an engine located in the central part of the hull, which is kinematically connected with two propellers located above the hull, vertical and horizontal stabilizers connected with rudders of direction and height. Engine power 24 hp (17.64 kW), the wing area is 34 m 2 (ibid., Pp. 38-40, Fig. 2.4).

Известен транспортный самолет, содержащий фюзеляж, на котором закреплены два передних, два средних и два задних полукрыла, причем передние и задние полукрылья установлены в нижней части фюзеляжа тандемом, а средние полукрылья прикреплены к верхней части фюзеляжа посередине между передними и задними полукрыльями, вертикальные и горизонтальные стабилизаторы, посадочное устройство, маршевые двигатели, органы управления (Патент США N 2403499, кл. 244/15, 1961 г.)
Недостатками известных гидросамолетов являются: низкий КПД среднего и заднего крыльев, малая мощность двигателя, отсутствие механизмов управления креном аппарата, слабовыраженный аэродинамический профиль крыльев.Known transport aircraft containing the fuselage, on which are fixed two front, two middle and two rear half-wings, the front and rear half-wings are installed in the lower part of the fuselage in tandem, and the middle half-wings are attached to the upper part of the fuselage in the middle between the front and rear half-wings, vertical and horizontal stabilizers, landing gear, marching engines, controls (US Patent N 2403499, CL 244/15, 1961)
The disadvantages of the known seaplanes are: low efficiency of the middle and rear wings, low engine power, the absence of mechanisms for controlling the roll of the device, a weakly expressed aerodynamic profile of the wings.

Указанные недостатки обусловлены конструкцией самолета. These shortcomings are due to the design of the aircraft.

Целью настоящего изобретения является повышение эксплуатационных качеств самолета. The aim of the present invention is to improve the performance of the aircraft.

Указанная цель согласно изобретению обеспечивается тем, что фюзеляж лодочного типа, крылья, воздушный винт с силовой передачей, рули направления и высоты заменены фюзеляжем в форме полумонокока, передней и задней парой полукрыльев аэродинамического профиля, прикрепленных к нижней части фюзеляжа, средней парой полукрыльев такой же конструкции, прикрепленных к верхней части фюзеляжа посередине между передней и задней парами полукрыльев, причем каждое полукрыло со стороны носка имеет несколько воздухозаборников, соединенных каналами с воздушным баллоном-рессивером, размещенным вдоль размаха крыла и воздушными каналами соединенного с несколькими щелевидными диффузорами, размещенными внутри полукрыла в два ряда один над другим, выходные отверстия которых выходят на несколько изолированных друг от друга ровных площадок, выполненных в углублениях верхней части профиля полукрыла, генератором и компрессором, соединенных механически последовательно друг с другом и кинематически связанных с валом двигателя внутреннего сгорания, размещенного внутри фюзеляжа, двумя маршевыми реактивными двигателями, установленными один над другим в хвостовой части самолета, рулем направления, выполненным в форме четырех, по две спереди и сзади, выдвижных из верхней части фюзеляжа плоскостей, имеющих аэродинамический профиль, трехопорным колесным шасси, каждое из которых имеет амортизатор, механически соединенный последовательно с гидравлической опорой, содержащей вертикальный гидроцилиндр, разветвляющийся в верхней части на несколько пар гидроцилиндров, внутрь которых вставлены поршни с уплотнительными элементами и которые закрыты крышками, а в вертикальный гидроцилиндр вставлены два поршня один над другим, соединенные между собой штоком, причем внутренняя полость средней части гидравлической опоры и полости, образованные верхними торцевыми частями поршней и крышек корпуса, заполнены жидкостью и соединены трубопроводами с гидросистемой, имеющей масляный бак, масляный насос, механически соединенный с электродвигателем, кроме того, каждое колесо опоры шасси закреплено на валу однолопастного гидромотора, подключенного к гидросистеме, включающей в себя масляный бак, масляный насос, механически соединенный с электродвигателем, тормозные клапана и клапана управления с электромагнитными приводами, устройством защиты самолета от статического электричества и ударов молнии, представляющим собой систему конденсаторов большой емкости, первичными обкладками которых является обшивка самолета, покрытая изнутри диэлектриком, на который методом напыления нанесена вторичная обкладка, причем обе обкладки каждого из конденсаторов электрически соединены с газовым и управляемым разрядниками, а последние кинематически связаны с электромеханизмами привода, которые электрически соединены с импульсным генератором и источником электрического тока. The specified purpose according to the invention is ensured by the fact that the boat-type fuselage, wings, propeller with power transmission, rudders and heights are replaced by a semi-monocoque fuselage, the front and rear pair of aerodynamic profile half-wings attached to the lower part of the fuselage, with the middle pair of half-wings of the same design attached to the top of the fuselage in the middle between the front and rear pairs of half wings, each half wing on the nose side has several air intakes connected by channels with an air-bag-receiver located along the wing span and air channels connected to several slit-like diffusers, placed inside the half-wing in two rows one above the other, the outlet openings of which go to several flat areas isolated from each other, made in the recesses of the upper part of the half-wing profile, by a generator and a compressor connected mechanically in series with each other and kinematically connected with the shaft of the internal combustion engine located inside the fuselage, two march jet engines mounted one above the other in the rear of the aircraft, a rudder made in the form of four, two in front and behind, retractable from the top of the fuselage of planes having an aerodynamic profile, a three-wheeled landing gear, each of which has a shock absorber, mechanically connected in series with a hydraulic support containing a vertical hydraulic cylinder branching in the upper part into several pairs of hydraulic cylinders, into which pistons with sealing elements are inserted and which are closed by caps, and two pistons are inserted into the vertical hydraulic cylinder one above the other, interconnected by a rod, the inner cavity of the middle part of the hydraulic support and the cavity formed by the upper end parts of the pistons and housing covers, are filled with liquid and connected by pipelines to a hydraulic system having an oil tank , an oil pump mechanically connected to an electric motor, in addition, each wheel of the chassis support is fixed to the shaft of a single-blade hydraulic motor connected to a hydraulic system, including an oil tank, an oil pump mechanically connected to an electric motor, brake and control valves with electromagnetic actuators, a device for protecting the aircraft from static electricity and lightning strikes, which is a system of high-capacity capacitors, the primary lining of which is the skin of the aircraft, covered with an insulator from the inside, on which is coated by a secondary lining by spraying, and both lining of each of the capacitors are electrically connected to a gas and controlled spark gap and, and the latter are kinematically connected with the drive electromechanisms, which are electrically connected to a pulse generator and an electric current source.

На фиг. 1 дан вид самолета; на фиг. 2 вид самолета спереди; на фиг. 3 - вид самолета сверху; на фиг. 4 вид на самолет снизу; на фиг. 5 общий вид в плане правого полукрыла; на фиг. 6 разрез по А-А фиг. 5; на фиг. 7 - внутреннее устройство крыла в аксонометрической проекции; на фиг. 8 схема обтекания крыла воздушным потоком; на фиг. 9 распределение подъемной силы по профилю обычного крыла; на фиг. 10 распределение подъемной силы по профилю крыла; на фиг. 11 общий вид правой рулевой плоскости; на фиг. 12 схема управления рулевой плоскостью; на фиг. 13 разрез по А-А фиг. 12; на фиг. 14 схема устройства путевого управления самолетом; на фиг. 15 схема устройства управления самолетом в пространстве; на фиг. 16 схема устройства управления самолетом в пространстве посредством триммеров; на фиг. 17 общий вид передней опоры шасси; на фиг. 18 общий вид основной опоры шасси; на фиг. 19 устройство в разрезе нижней части основной опоры шасси; на фиг. 20 - устройство в разрезе крана включения гидродвигателя привода колес; на фиг. 21 устройство в разрезе тормозного крана; на фиг. 22 гидравлическая схема привода и торможения колес самолета; на фиг. 23 общий вид в разрезе гидравлической опоры шасси; на фиг. 24 вид слева на гидравлическую опору шасси; на фиг. 25 вид сверху на гидравлическую опору шасси; на фиг. 26 - общий вид верхнего поршня; на фиг. 27 вид сверху на верхний поршень; на фиг. 28 общий вид нижнего поршня; на фиг. 29 вид сверху на нижний поршень; на фиг. 30 схема привода поршней гидравлической опоры шасси; на фиг. 31 схема сил, действующих на внутреннюю поверхность гидравлической опоры шасси; на фиг. 32 схема перевода самолета в режим набора высоты; на фиг. 33 схема перевода самолета в режим снижения; на фиг. 34 схема образования крена самолета вправо или влево; на фиг. 35 схема поворота самолета влево или вправо; на фиг. 36 схема движения самолета под углом или удержание его на курсе при боковом ветре; на фиг. 37 схема защиты фюзеляжа самолета от статического электричества и ударов молнии; на фиг. 38 схема защиты полукрыльев, стабилизаторов и двигателей от статического электричества и ударов молнии. In FIG. 1 is an airplane view; in FIG. 2 front view of the aircraft; in FIG. 3 - top view of the aircraft; in FIG. 4 view of the plane from below; in FIG. 5 general view in terms of the right half wing; in FIG. 6 is a section along AA of FIG. 5; in FIG. 7 - the internal structure of the wing in axonometric projection; in FIG. 8 diagram of the flow of air around the wing; in FIG. 9 distribution of lifting force along the profile of a conventional wing; in FIG. 10 distribution of lifting force along the wing profile; in FIG. 11 general view of the right steering plane; in FIG. 12 steering plane control circuit; in FIG. 13 is a section along AA of FIG. 12; in FIG. 14 is a diagram of an airplane track control device; in FIG. 15 is a diagram of an aircraft control device in space; in FIG. 16 is a diagram of an aircraft control device in space by means of trimmers; in FIG. 17 General view of the front landing gear; in FIG. 18 General view of the main landing gear; in FIG. 19 device in the context of the lower part of the main landing gear; in FIG. 20 is a sectional view of a device for activating a wheel drive hydraulic motor; in FIG. 21 device in the context of the brake valve; in FIG. 22 hydraulic diagram of the drive and braking of the wheels of the aircraft; in FIG. 23 is a general sectional view of the chassis hydraulic support; in FIG. 24 left view of the hydraulic landing gear; in FIG. 25 top view of the hydraulic landing gear; in FIG. 26 is a general view of the upper piston; in FIG. 27 is a top view of the upper piston; in FIG. 28 general view of the lower piston; in FIG. 29 top view of the lower piston; in FIG. 30 diagram of the drive pistons of the hydraulic landing gear; in FIG. 31 diagram of the forces acting on the inner surface of the hydraulic landing gear; in FIG. 32 diagram of the transfer of the aircraft in climb mode; in FIG. 33 diagram of the transfer of the aircraft in the reduction mode; in FIG. 34 pattern of roll of the aircraft to the right or left; in FIG. 35 diagram of the rotation of the aircraft left or right; in FIG. 36 diagram of the movement of the aircraft at an angle or keeping it on course in a crosswind; in FIG. 37 scheme for protecting the aircraft fuselage from static electricity and lightning strikes; in FIG. 38 protection scheme for half-wings, stabilizers and engines from static electricity and lightning strikes.

Предлагаемый транспортный самолет содержит фюзеляж 1, имеющий кабину экипажа и грузопассажирское отделение. К нижней передней части фюзеляжа прикреплены передние полукрылья 2 и 3. К нижней и передней части фюзеляжа прикреплены передние полукрылья 2 и 3. В нижней задней части фюзеляжа, на расстоянии, достаточном для обеспечения нормального режима работы, закреплены задние полукрылья 4 и 5. Между передними и задними полукрыльями в верхней части фюзеляжа закреплены средние полукрылья 6 и 7. В задней части самолета расположены верхний 8 и нижний 9 маршевые реактивные двигатели, установленные один над другим и имеющие реверсы тяги 10 и 11. Над верхним маршевым двигателем размещен вертикальный стабилизатор 12, а на стыке двух маршевых двигателей закреплены горизонтальные стабилизаторы 13 и 14. Все шесть полукрыльев имеют одинаковое устройство. Каждое полукрыло содержит воздухозаборники 15, которые каналами 16 соединены с воздушным баллоном-рессивером 17, разделенным перегородками 18 на несколько частей и имеющим нижние выходные каналы 19, верхние выходные каналы 20, оканчивающиеся щелевыми диффузорами: верхними 21 и нижними 22, сопла которых выходят на соответствующие площадки 23 и 24, имеющих форму прямоугольников длиной l и шириной l1, выполненных в углублениях верхней части профиля полукрыла. Внутри полукрыла, в его концевой части, размещен топливный бак 25, который трубопроводами 26 соединен с топливной системой. В задней части нижнего профиля установлен закрылок 27, размещенный в нише полукрыла, а также элерон 28 с триммером-компенсатором 29. Каждое полукрыло имеет небольшую переднюю стреловидность. Двигатель внутреннего сгорания 30 размещен в нижней части фюзеляжа за пилотской кабиной, вал которого механически соединен с генератором электрического тока 31, электрически подключенного к бортовой сети самолета, и с компрессором 32, подключенного к бортовой системе сжатого воздуха. В верхней части фюзеляжа, внутри его, размещены в специальных направляющих 33 с возможностью перемещения в вертикальной плоскости передние рулевые плоскости 34 и 35, а также задние рулевые плоскости 36 и 37. Каждая рулевая плоскость имеет внутри гидроцилиндр 38, закрытый крышкой 39, через отверстие которой пропущен шток 40, шарнирно соединенный с кулисой 41, установленной на оси 42 и соединенный с вертикальной тягой 43, которая шарнирно связана через рычаг 44 со штоком цилиндра гидроусилителя 45, а рычагом 46 со штоком золотника 47 и с устройством путевого управления самолетом. Каждая рулевая плоскость в сечении представляет собой аэродинамический профиль крыла (фиг.13), обращенный наружу от продольной оси самолета своей верхней частью профиля. Система путевого управления самолетом включает в себя левую 48 и правую 49 ножные педали, установленные на кронштейне 50 с возможностью продольного перемещения. Ножные педали посредством тросов 51 и 52 связаны с рычагами управления золотниками гидроусилителей передних рулевых плоскостей, а тросами 53 и 54 связаны с рычагами управления золотниками гидроусилителей задних рулевых плоскостей. Гидроцилиндры левой и правой задних рулевых плоскостей соединены трубопроводами друг с другом параллельно и подключены через кран управления 55 к масляному насосу 56 гидросистемы, имеющей масляный бак 57. Гидроцилиндры правой передней и левой задней рулевых плоскостей соединены трубопроводами друг с другом параллельно и подключены через кран управления к масляному насосу.The proposed transport aircraft contains a fuselage 1 having a crew cabin and a cargo-passenger compartment. The front half wings 2 and 3 are attached to the lower front of the fuselage. The front half wings 2 and 3 are attached to the lower and front part of the fuselage. The rear half wings 4 and 5 are fixed at a distance sufficient to ensure normal operation. and the rear half-wings in the upper part of the fuselage are fixed the middle half-wings 6 and 7. At the rear of the aircraft are the upper 8 and lower 9 mid-flight jet engines installed one above the other and having thrust reverses 10 and 11. Above the upper march The vertical engine 12 is placed by the second engine, and horizontal stabilizers 13 and 14 are fixed at the junction of the two main engines. All six half-wings have the same device. Each half-wing contains air intakes 15, which are connected by channels 16 to an air receiver cylinder 17, divided by partitions 18 into several parts and having lower output channels 19, upper output channels 20 ending in slot diffusers: upper 21 and lower 22, whose nozzles go to the corresponding platforms 23 and 24, having the shape of rectangles of length l and width l 1 , made in the recesses of the upper part of the wing profile. Inside the half-wing, in its end part, a fuel tank 25 is placed, which is connected by pipelines 26 to the fuel system. In the back of the lower profile, a flap 27 is installed, located in the niche of the half wing, as well as aileron 28 with a trimmer compensator 29. Each half wing has a small forward sweep. The internal combustion engine 30 is located in the lower part of the fuselage behind the pilot's cabin, the shaft of which is mechanically connected to an electric current generator 31, electrically connected to the on-board network of the aircraft, and to a compressor 32, connected to the on-board compressed air system. In the upper part of the fuselage, inside it, are placed in special guides 33 with the possibility of moving in a vertical plane, the front steering planes 34 and 35, as well as the rear steering planes 36 and 37. Each steering plane has inside a hydraulic cylinder 38, closed by a cover 39, through the opening of which the rod 40 is missing, pivotally connected to a link 41 mounted on the axis 42 and connected to a vertical rod 43, which is pivotally connected via a lever 44 to the cylinder rod of the hydraulic booster 45, and by a lever 46 to the spool rod 47 and to the track device control of the aircraft. Each steering plane in cross section is the aerodynamic profile of the wing (Fig.13), facing outward from the longitudinal axis of the aircraft with its upper part of the profile. The airplane track control system includes left 48 and right 49 foot pedals mounted on a bracket 50 with the possibility of longitudinal movement. The foot pedals by means of cables 51 and 52 are connected to control levers of power spools of front steering planes, and cables 53 and 54 are connected to control levers of power spools of rear steering planes. The hydraulic cylinders of the left and right rear steering planes are connected by pipelines to each other in parallel and are connected through the control valve 55 to the oil pump 56 of the hydraulic system having an oil tank 57. The hydraulic cylinders of the right front and left rear steering planes are connected by pipelines to each other in parallel and connected through the control valve to oil pump.

Система управления положением самолета в пространстве содержит рулевую колонку 58, к верхней части которой прикреплен штурвал 59, а к нижней части
кулачок 60, взаимодействующий с двумя V-образными рычагами 61, 62. Нижний конец рулевой колонки шарнирно закреплен на горизонтальном валу 63, установленном на подшипниках 64, 65 и имеющим рычаг 66. V-образные рычаги посредством тросиков 67 и 68 соединены с Т-образным маятниковым рычагом 69, который шарнирно связан с поперечной тягой 70, которая соединена с гидроусилителем 71, а через рычаги 72 и 73 с элеронами средних полукрыльев. Рычаг горизонтального вала связан с продольной тягой 74, которая одним концом соединена с гидроусилителем 75, а другим с V-образным рычагом, имеющим кулису, шарнирно соединенную с поперечной тягой 76, которая через рычаги 77 и 78 связана с элеронами передних полукрыльев. V-образный рычаг 79 с кулисой взаимодействует с двумя V-образными рычагами 80 и 81, которые тросиками 82 и 83 связаны с задним Т-образным маятниковым рычагом 84, который через систему тяг 85, 86, 87 и рычагов 88, 89, 90 соединен с элеронами задних полукрыльев.The control system for the position of the aircraft in space contains a steering column 58, to the upper part of which the steering wheel 59 is attached, and to the lower part
a cam 60, interacting with two V-shaped levers 61, 62. The lower end of the steering column is pivotally mounted on a horizontal shaft 63 mounted on bearings 64, 65 and having a lever 66. The V-shaped levers are connected to the T-shaped via cables 67 and 68 a pendulum lever 69, which is pivotally connected to the transverse link 70, which is connected to the hydraulic booster 71, and through the levers 72 and 73 with the ailerons of the middle wings. The horizontal shaft lever is connected with a longitudinal link 74, which is connected at one end to the hydraulic booster 75, and at the other, to a V-shaped lever having a link pivotally connected to the lateral link 76, which is connected through the levers 77 and 78 to the ailerons of the front half wings. The V-arm 79 with the link interacts with two V-arms 80 and 81, which are connected by cables 82 and 83 to the rear T-arm pendulum arm 84, which is connected via a linkage system 85, 86, 87 and levers 88, 89, 90 with ailerons of the hind wings.

Система управления самолетом в поперечной плоскости посредством триммеров содержит источник тока 91, который через включатели 92 на штурвале электрически соединен с электромеханизмами 93 и 94 привода триммеров элеронов средних полукрыльев. The control system of the aircraft in the transverse plane by means of trimmers contains a current source 91, which is electrically connected through the switches 92 at the helm to the electromechanisms 93 and 94 of the aileron trimmer drive of the middle wings.

Система управления самолетом в продольной плоскости посредством триммеров содержит источник тока 95, который электрически через включатели 96 соединен с электромеханизмами 97 и 98 привода триммеров элеронов передних полукрыльев и с электромеханизмами 99 и 100 привода триммеров элеронов задних полукрыльев. Предлагаемый самолет имеет трехопорное шасси, каждая опора которого имеет по два колеса. Передняя опора шасси управления. Все колеса тормозные. Выпуск и уборка всех трех опор шасси производится гидравлическими механизмами, не показанными на чертежах. Обе основные опоры шасси одинаковы по конструкции и каждая из них содержит азотно-масляный амортизатор 101, к которому в верхней части прикреплена гидравлическая опора 102, на корпусе которой расположены два шарнира 103 для крепления к фюзеляжу и шарнир 104 для соединения с механизмом выпуска и уборки шасси. В нижней части к амортизатору прикреплен гидродвигатель 105, на валу которого закреплены два колеса 106. Передняя опора шасси имеет такое же устройство, что и основная опора. Отличие состоит в том, что в верхней части конец опоры закреплен в подшипнике 107, который установлен на раме 108, имеющей шарнир 109 для крепления к фюзеляжу и на конце также закреплен рычаг 110, соединенный с механизмом поворота передней опоры (не показаны на чертеже). The aircraft control system in the longitudinal plane by means of trim tabs comprises a current source 95, which is electrically connected through switches 96 to electromechanisms 97 and 98 of the front wing ailerons trimmers and to mechanisms 99 and 100 of the rear aileron trimmers drives. The proposed aircraft has a tricycle landing gear, each support of which has two wheels. Front landing gear support. All wheels are brake. The release and cleaning of all three chassis supports is carried out by hydraulic mechanisms not shown in the drawings. Both main landing gear supports are identical in design and each of them contains a nitrogen-oil shock absorber 101, to which a hydraulic support 102 is attached at the top, on the body of which there are two hinges 103 for attachment to the fuselage and a hinge 104 for connection with the landing gear release and retraction mechanism . In the lower part, a hydraulic motor 105 is attached to the shock absorber, on the shaft of which two wheels 106 are fixed. The front landing gear support has the same device as the main support. The difference is that in the upper part, the end of the support is fixed in a bearing 107, which is mounted on a frame 108 having a hinge 109 for attachment to the fuselage, and a lever 110 connected to the rotation mechanism of the front support (not shown in the drawing) is also fixed on the end.

Гидродвигатель колес шасси содержит корпус 11, закрытый с обеих сторон крышками, через отверстия в которых пропущен вал 112, на концах которого закреплено по одному колесу. Вал выполнен как одно целое с диском 113, имеющим сквозной паз, в который вставлена лопасть 114, делящая внутреннюю полость двигателя на две части, которые соединены с впускным 115 и выпускным 116 каналами. Все три гидродвигателя одинаковы по конструкции и подключены к гидравлической системе, содержащей масляный насос 117, приводимый в движение электродвигателем, выход которого соединен с напорной магистралью 118, масляный бак 119, к которому подходит сливная магистраль 120, и соединен с входом масляного насоса, регулятор давления 121, подключенный к обеим магистралям, тормозные краны 122, 123, 124, краны выключения гидродвигателей 125, 126, 127, кран переключения гидродвигателей на прямой и обратный ход 128. Кран выключения гидродвигателя содержит корпус 129, имеющий четыре штуцера 130, 131, 132, 133, внутрь которого вставлен золотник 134 с двумя перепускными отверстиями 135 и 136, с двумя стопорными канавками 137, шариковый фиксатор 138, нагруженный пружиной 139, два электромагнита 140 и 141, для которых сердечником является золотник крана. Тормозной кран содержит корпус 142 в форме двух параллельных цилиндров, соединенных в средней части между собой трубкой и имеющих штуцеры 143 и 144. Кроме того, внутрь одного цилиндра вставлен золотник 145, имеющий перепускное отверстие 146 и являющийся сердечником электромагнитов 147 и 148. В другой цилиндр вставлен поршень 149 с уплотнительным элементом, имеющий перепускное отверстие 150. В верхней части в цилиндр ввернут штуцер 151 для соединения с нагнетательной магистралью гидросистемы шасси. В нижней части цилиндр имеет регулировочную гайку 152 с ограничителем 153 хода поршня, нагруженного пружиной 154. The chassis wheel hydraulic motor comprises a housing 11, closed on both sides by covers, through the openings in which a shaft 112 is passed, at the ends of which one wheel is fixed. The shaft is made integrally with the disk 113 having a through groove in which the blade 114 is inserted, dividing the internal cavity of the engine into two parts, which are connected to the inlet 115 and the outlet 116 channels. All three hydraulic motors are identical in design and are connected to a hydraulic system containing an oil pump 117, driven by an electric motor, the output of which is connected to a pressure line 118, an oil tank 119, to which a drain line 120 is suitable, and connected to the input of the oil pump, a pressure regulator 121, connected to both highways, brake valves 122, 123, 124, hydraulic engine shutoff valves 125, 126, 127, a hydraulic valve switching valve for forward and reverse 128. The hydraulic valve shutdown valve comprises a housing 129, and with four fittings 130, 131, 132, 133, into which a spool 134 with two bypass holes 135 and 136, with two locking grooves 137, a ball lock 138 loaded with a spring 139, two electromagnets 140 and 141, for which the valve spool is the core, is inserted . The brake valve comprises a housing 142 in the form of two parallel cylinders, connected in the middle part by a tube and having fittings 143 and 144. In addition, a spool 145 is inserted inside one cylinder, having a bypass hole 146 and being the core of the electromagnets 147 and 148. In another cylinder a piston 149 with a sealing element having a bypass hole 150 is inserted. A fitting 151 is screwed into the cylinder in the upper part for connection to the discharge line of the chassis hydraulic system. In the lower part, the cylinder has an adjusting nut 152 with a stopper 153 of the piston stroke, loaded with a spring 154.

Амортизаторы опор шасси стандартные, одинаковые по конструкции, азотно-масляного типа. Каждый из них содержит корпус 155, внутрь которого вставлен шток 156. Внутрь корпуса, в его верхнюю часть вставлена и закреплена труба плунжера 157 с боковыми отверстиями, которая в нижней части соединена с плунжером 158, имеющим плавающие клапаны 159 и 160. Нижняя часть внутренней полости амортизатора заполнена маслом, а верхняя часть заполнена через штуцер 161 азотом под давлением. Гидравлические опоры, установленные на шасси, одинаковы по конструкции, и каждая из них содержит вертикальный гидроцилиндр 162, в нижнюю часть которого вставлен хвостовик 163, нижняя часть которого соединена с корпусом амортизатора, а в верхнюю, выполненную в форме стакана, вставлен поршень 164, который штоком 165 соединен с поршнем 166, вставленным внутрь вертикального гидроцилиндра, имеющего пазы 167, в которые вставлены пальцы 168, закрепленные в теле хвостовика. В верхней части вертикальный гидроцилиндр разветвляется на несколько пар гидроцилиндров: верхнюю 169, 170 и нижние 171, 172, 173, 174, внутрь которых вставлены поршни 175, 176, 177, 178, 179, 180, имеющие уплотнительные устройства 181, а со стороны жидкости, в нижней части торцевые скосы 182. Поршни установлены таким образом, что между их верхними концами и крышками 183, 184, 185, 186, 187 образованы дополнительные камеры 188, 189, 190, 191, 192, 193. Дополнительная камера также образована между хвостовиком и вставленным в него поршнем. Эта камера 194, центральная камера 195 и дополнительные камеры заполнены маслом. В средней части один из нижних гидроцилиндров имеет переключатель 196. Он содержит корпус 197, внутрь которого вставлен золотник 198, имеющий пазы 199 и 200. Штуцеры переключателя подключены к напорной 201 и сливной 202 магистралям. Все дополнительные камеры и центральная камера подключены к двум другим штуцерам переключателя. Поводок 208, ввернутый в золотник, пропущен через паз корпуса и своим концом заходит в паз 204 одного из нижних поршней. В гидросистему входят также масляный бак 205 и масляный насос 206, приводимый в движение электродвигателем, не показанным на чертеже. Система защиты самолета от ударов молнии содержит обшивку 207, являющуюся обкладкой конденсатора, покрытую изнутри диэлектриком 208, на который нанесена другая обкладка 209. Обе обкладки электрически соединены друг с другом газовыми разрядниками 210 и разрядниками принудительного включения 211, которые соединены с импульсным генератором 212, механизмами привода 213 и источником тока 214. The shock absorbers of the landing gears are standard, identical in design, nitrogen-oil type. Each of them contains a housing 155, inside which a stem 156 is inserted. Inside the housing, a plunger pipe 157 with side holes is inserted and fixed to its upper part, which is connected in the lower part to a plunger 158 having floating valves 159 and 160. The lower part of the internal cavity The shock absorber is filled with oil, and the upper part is filled through the fitting 161 with nitrogen under pressure. The hydraulic supports mounted on the chassis are identical in design, and each of them contains a vertical hydraulic cylinder 162, a shank 163 is inserted into the lower part of the shank, the lower part of which is connected to the shock absorber body, and a piston 164 is inserted into the upper, made in the form of a cup, which the rod 165 is connected to a piston 166 inserted inside a vertical hydraulic cylinder having grooves 167 into which fingers 168 are mounted in the body of the liner. In the upper part, the vertical hydraulic cylinder branches into several pairs of hydraulic cylinders: the upper 169, 170 and lower 171, 172, 173, 174, inside of which pistons 175, 176, 177, 178, 179, 180 are inserted, having sealing devices 181, and on the liquid side , in the lower part there are end bevels 182. Pistons are installed in such a way that between their upper ends and covers 183, 184, 185, 186, 187 additional chambers 188, 189, 190, 191, 192, 193 are formed. An additional chamber is also formed between the shank and a piston inserted into it. This chamber 194, the central chamber 195 and additional chambers are filled with oil. In the middle part, one of the lower hydraulic cylinders has a switch 196. It contains a housing 197, into which a spool 198 is inserted, having grooves 199 and 200. The switch fittings are connected to the pressure 201 and drain 202 lines. All additional cameras and the central camera are connected to two other switch fittings. The lead 208, screwed into the spool, is passed through the groove of the housing and at its end enters the groove 204 of one of the lower pistons. The hydraulic system also includes an oil tank 205 and an oil pump 206, driven by an electric motor not shown in the drawing. The system of protection of the aircraft from lightning strikes contains a casing 207, which is a capacitor lining, insulated on the inside with a dielectric 208, on which another lining 209. A two lining are electrically connected to each other by gas arresters 210 and forced-on arresters 211, which are connected to a pulse generator 212, mechanisms drive 213 and a current source 214.

Работа самолета. The work of the aircraft.

После запуска и прогрева маршевых двигателей 10, 11 и вспомогательного двигателя 30, проверки работоспособности всех систем производится выруливание на старт и опускание вниз закрылков 27 передних 2, 3, задних 4, 5, средних 6, 7 полукрыльев винтовыми подъемниками (не показаны на чертеже). После чего производится разбег. After starting and warming up the mid-flight engines 10, 11 and the auxiliary engine 30, checking the operability of all systems, they are taxiing to the start and lowering the flaps 27 of the front 2, 3, rear 4, 5, middle 6, 7 wing wings with screw lifts (not shown in the drawing) . After which a run is made.

Как только самолет наберет необходимую для взлета скорость, штурвал 59 перемещается в положение "на себя". При этом вместе со штурвалом поворачивается на некоторый угол рулевая колонка 58, которая поворачивает в подшипниках 64, 65 вал 63, а вместе с ним и рычаг 66. Продольная тяга 74 перемещается назад и поворачивает на некоторый угол V-образный рычаг 79, который нажимает на V-образный рычаг 80, а тот через тросик 83 поворачивает маятниковый рычаг 84. Кулиса маятникового рычага, поворачиваясь вправо, перемещает в ту же сторону поперечные тяги 85, 86, которые перемещают вправо рычаг 90, а влево рычаг 88, который через поперечную тягу 87 поворачивает рычаг 89. Элероны 28 задних полукрыльев 4 и 5 отклоняются вверх. Одновременно с этим кулиса V-образного рычага передвигает вправо поперечную тягу 76, которая через рычаги 77, 78 отклоняет вниз элероны 28 передних полукрыльев 2 и 3. Вследствие этого подъемная сила передних полукрыльев возрастет, а задних уменьшится. Нос самолета оторвется от взлетной полосы, и за счет реактивной тяги маршевых двигателей 10 и 11 он станет взлетать (фиг. 15, 32). После того как нос самолета поднят на необходимый угол, штурвал 59 переводится в нейтральное положение перемещением "от себя". Как только самолет достиг необходимой высоты, убираются внутрь шасси и он переводится в горизонтальный полет путем перемещения штурвала в положение "от себя", после чего штурвал возвращается в нейтральное положение. При этом вал 63, перемещаясь в противоположную сторону, перемещает в ту же сторону рычаг 66 и вместе с ним продольную тягу 74, которая поворачивает на некоторый угол против часовой стрелки V-образный рычаг 79, который отклоняет в стороны V-образный рычаг 81, который посредством тросика 82 поворачивает маятниковый рычаг 84, а последний перемещает влево поперечные тяги 85, 86 и вправо тягу 87, отклоняя рычаги 88, 89, 90. В этом случае элероны 28 задних полукрыльев 4 и 5 отклоняются вниз. Одновременно с этим кулиса V-образного рычага 79 перемещает вправо поперечную тягу 76 и через рычаги 77 и 78 отклоняют вверх элероны 28 передних полукрыльев 2 и 3. Вследствие ухудшения обтекаемости передних полукрыльев их подъемная сила уменьшается, а подъемная сила задних полукрыльев 4 и 5 увеличится ввиду повышения давления воздуха под ними. Подъемная сила в передней части самолета уменьшится, а в задней части увеличится, и самолет займет горизонтальное положение (фиг. 33). Таким образом, элероны передних и задних полукрыльев выполняют роль руля высоты. Если необходимо сделать крен вправо, то нужно повернуть штурвал 59 в ту же сторону. При этом кулачок 60 нажимает на V-образный рычаг 61, который через тросик 67 поворачивает маятниковый рычаг 69 по часовой стрелке, переместив поперечную тягу 70 влево. Рычаги 72 и 73 повернутся и повернут элерон 28 левого среднего полукрыла 6 вниз, а элерон 28 правого среднего полукрыла 7 вверх. В результате этого подъемная сила левого среднего полукрыла 6 возрастет, а правого среднего полукрыла 7 уменьшится и самолет сделает крен в правую сторону (фиг. 15; на фиг. 36 показано сплошными стрелками). И наоборот. При повороте штурвала 59 влево кулачок 60 нажмет на V-образный рычаг 62, который через тросик 68 повернет маятниковый рычаг 69 против часовой стрелки и тем самым передвинет вправо поперечную тягу 70, которая повернет рычаги 72 и 73, а вместе с ними элерон 28 левого среднего полукрыла 6 вверх, а элерон 28 правого среднего полукрыла 7 вниз. Подъемная сила левого среднего полукрыла уменьшится, а правого среднего полукрыла увеличится, и самолет сделает крен влево (фиг. 36, показано пунктирными стрелками). Для снижения нагрузок на рулевое управление при отклонении тех или иных элеронов используются гидроусилители 71 и 75. После взлета и набора определенной высоты убираются закрылки 27 полукрыльев 2, 3, 4, 5, 6, 7. При полете самолета часть воздушного потока через воздухозаборники 15 и в передней части полукрыльев и каналы 16 поступает в баллоны-рессиверы 17. Сжатый до некоторой степени воздух, по верхним 20 и нижним 19 каналам поступает в верхние 21 и нижние 22 щелевые диффузоры, где он дополнительно сжимается, а затем с силой выбрасывается наружу, обдувая дополнительно верхние 23 и нижние 24 площадки, тем самым увеличивая подъемную силу полукрыльев 2, 3, 4, 5, 6, 7 (фиг. 8). В результате применения таких площадок подъемная сила более равномерно распределяется по верхней части профиля крыла, что способствует более высокой устойчивости самолета, особенно при больших углах атаки (фиг. 9 и 10). Устойчивость самолета также обеспечивается вертикальным 12 и горизонтальным 13 и 14 стабилизатором. As soon as the aircraft reaches the speed necessary for takeoff, the helm 59 moves to the “to itself” position. At the same time, the steering column 58 rotates at a certain angle with the steering wheel, which rotates the shaft 63 in the bearings 64, 65, and with it the lever 66. The longitudinal link 74 moves back and turns the V-shaped lever 79, which presses The V-shaped lever 80, and that through the cable 83 rotates the pendulum lever 84. The swingarm of the pendulum lever, turning to the right, moves the transverse rods 85, 86 in the same direction, which move the lever 90 to the right, and the lever 88, which through the transverse rod 87 to the left turns the lever 89. Aileron 2 8 rear half-wings 4 and 5 deviate upwards. At the same time, the wings of the V-shaped lever moves to the right the transverse link 76, which, through the levers 77, 78, deflects the ailerons 28 of the front half wings 2 and 3 downward. As a result, the lifting force of the front half wings will increase and the rear wings will decrease. The nose of the aircraft will come off the runway, and due to the jet thrust of the marching engines 10 and 11, it will take off (Fig. 15, 32). After the nose of the aircraft is raised to the required angle, the helm 59 is translated into a neutral position by moving "away". As soon as the aircraft has reached the required height, they are retracted inside the landing gear and it is translated into horizontal flight by moving the helm to the “away from you” position, after which the helm returns to the neutral position. In this case, the shaft 63, moving in the opposite direction, moves the lever 66 and with it the longitudinal rod 74, which rotates the V-shaped lever 79, which deflects the V-shaped lever 81, which by means of the cable 82, the pendulum lever 84 rotates, and the latter moves the lateral rods 85, 86 and the rod 87 to the right, deflecting the levers 88, 89, 90. In this case, the ailerons 28 of the rear half wings 4 and 5 are deflected down. At the same time, the wings of the V-shaped lever 79 moves the transverse link 76 to the right and, through the levers 77 and 78, ailerons 28 of the front half wings 2 and 3 are deflected upward. Due to the deterioration of the streamlining of the front half wings, their lifting force decreases and the lifting force of the rear half wings 4 and 5 increases due to increase air pressure under them. The lift in the front of the aircraft will decrease, and in the rear it will increase, and the aircraft will take a horizontal position (Fig. 33). Thus, the ailerons of the anterior and posterior half wings serve as the elevator. If you need to roll to the right, then you need to turn the helm 59 in the same direction. In this case, the cam 60 presses on the V-shaped lever 61, which through the cable 67 rotates the pendulum lever 69 clockwise, moving the transverse link 70 to the left. The levers 72 and 73 will turn and rotate the aileron 28 of the left middle half wing 6 down, and the aileron 28 of the right middle half wing 7 up. As a result of this, the lifting force of the left middle half-wing 6 will increase, and the right middle half-wing 7 will decrease and the aircraft will roll to the right side (Fig. 15; Fig. 36 is shown by solid arrows). And vice versa. When turning the steering wheel 59 to the left, the cam 60 will press the V-shaped lever 62, which through the cable 68 will turn the pendulum lever 69 counterclockwise and thereby move the lateral link 70 to the right, which will turn the levers 72 and 73, and with them the aileron 28 of the left middle half-winged 6 up, and aileron 28 of the right middle half-winged 7 down. The lifting force of the left middle half wing will decrease, and the right middle half wing will increase, and the aircraft will roll to the left (Fig. 36, shown by dashed arrows). To reduce the steering loads when deviating one or another ailerons, hydraulic boosters 71 and 75 are used. After take-off and a certain height, the flaps 27 of the half wings 2, 3, 4, 5, 6, 7 are removed. When the plane is flying, part of the air flow through the air intakes 15 and in the front part of the wings and channels 16 it enters the receiver cylinders 17. Compressed air, to some degree, enters the upper 21 and lower 19 channels into the upper 21 and lower 22 slot diffusers, where it is additionally compressed and then expelled with force, blowing out d additionally upper 23 and lower platform 24, thereby increasing the lift of the half-wings 2, 3, 4, 5, 6, 7 (FIG. 8). As a result of the use of such sites, the lifting force is more evenly distributed over the upper part of the wing profile, which contributes to higher stability of the aircraft, especially at large angles of attack (Figs. 9 and 10). The stability of the aircraft is also provided by the vertical 12 and horizontal 13 and 14 stabilizer.

Путевое управление самолетом в воздухе осуществляется следующим образом. Для поворота влево необходимо нажать на левую педаль 48. При этом станут перемещаться тросики 51 и 53 и вместе с ними повернутся в шарнирах продольной тяги 43 рычаги 46, передвинув золотники 47. Масло от гидравлической системы станет поступать в гидроцилиндры 45. Штоки повернут рычаги 44 и передвинут вертикальные тяги 43, которые через кулисы 41 выдвинут из направляющих 33 переднюю левую 34 и заднюю правую 37 рулевые плоскости. Чем дольше нажата педаль, тем выше выдвигаются рулевые плоскости. Так как рулевые плоскости представляют собой не что иное, как выдвигающиеся крылья аэродинамического профиля, установленные под некоторым углом атаки альфа к набегающему потоку, то на них создается подъемная сила Py, направленная перпендикулярно продольной оси самолета. Две подъемные силы на рулевых плоскостях, действующие в противоположных направлениях, создают вращающийся момент, приложенный к фюзеляжу и разворачивающий его влево с радиусом вращения R (фиг.14; на фиг.34 выдвинутые рулевые плоскости показаны сплошными линиями, а убранные - пунктирными). Если нажать на правую педаль 49, то она, передвигаясь по кронштейну 50, потянет за собой тросики 52 и 54, которые повернут рычаги 46 и передвинут золотники 47. Масло станет поступать в гидроцилиндры 45. Рычаги 44 повернутся, и тяги 43 выдвинут правую переднюю 35 и левую заднюю 36 рулевые плоскости. В результате под действием подъемной силы, возникающей на рулевых плоскостях, самолет станет поворачивать вправо (на фиг. 34 показано пунктирными линиями). Под действием рулевых плоскостей самолет может двигаться под углом или удерживаться на курсе при боковом ветре во время посадки.The directional control of the aircraft in the air is as follows. To turn left, press the left pedal 48. In this case, the cables 51 and 53 will begin to move and together with them will turn levers 46 in the hinges of the longitudinal link 43, moving the spools 47. Oil from the hydraulic system will flow into the hydraulic cylinders 45. The rods will turn the levers 44 and moved vertical rods 43, which through the wings 41 advanced from the guides 33 front left 34 and rear right 37 steering planes. The longer the pedal is depressed, the higher the steering planes extend. Since the steering planes are nothing more than extendable wings of an aerodynamic profile mounted at a certain angle of attack alpha to the incoming flow, a lifting force P y is created on them, directed perpendicular to the longitudinal axis of the aircraft. Two lifting forces on the steering planes, acting in opposite directions, create a torque applied to the fuselage and turning it to the left with a radius of rotation R (Fig. 14; in Fig. 34, the extended steering planes are shown by solid lines, and the retracted ones are dotted). If you press the right pedal 49, then, moving along the bracket 50, it will pull the cables 52 and 54, which will turn the levers 46 and move the spools 47. The oil will flow into the hydraulic cylinders 45. The levers 44 will turn and the rods 43 will extend the front right 35 and left rear 36 steering planes. As a result, under the action of the lifting force arising on the steering planes, the aircraft will turn to the right (shown in dashed lines in Fig. 34). Under the influence of the steering planes, the aircraft can move at an angle or stay on course with a crosswind during landing.

Для движения влево под углом необходимо повернуть влево ручку крана управления 55. В этом случае в гидроцилиндры 38 передней и задней левых рулевых плоскостей станет поступать масло от насоса 56 и указанные рулевые плоскости станут выдвигаться наружу. Возникающая подъемная сила будет действовать перпендикулярно продольной оси самолета, сообщая ему дополнительную скорость, которая складывается с линейной скоростью и дает результирующую скорость (фиг. 35, показано сплошными стрелками). При этом механизм поворота самолета и механизм, обеспечивающий движение под углом, действуют независимо друг от друга. To move left at an angle, turn the control knob 55 to the left. In this case, oil from pump 56 will flow into the hydraulic cylinders 38 of the front and rear left steering planes and the specified steering planes will extend outward. The resulting lifting force will act perpendicular to the longitudinal axis of the aircraft, informing it of the additional speed, which adds up to linear speed and gives the resulting speed (Fig. 35, shown by solid arrows). In this case, the rotation mechanism of the aircraft and the mechanism providing movement at an angle act independently of each other.

Для движения вправо под углом необходимо ручку управления 55 повернуть вправо. Чем дольше ручка 55 находится в повернутом положении, тем на большую высоту выдвигаются рулевые плоскости. В этом случае гидроцилиндры 38 станут выдвигать рулевые плоскости 35 и 37, после чего самолет станет двигаться под углом вправо. После выполнения необходимого маневра ручку управления 55 следует повернуть в ту же сторону на больший угол, и тогда масло станет насосом 56 удаляться из гидроцилиндров 38 в бак, и рулевые плоскости втянутся внутрь фюзеляжа. После их полной уборки ручка 55 возвращается в нейтральное положение. Таким же образом происходит удержание самолета на курсе при боковом ветре во время посадки. Управление положением самолета в пространстве может осуществляться также посредством триммеров 29, управление которыми вынесено на штурвал 59. При нажатии на нижнюю из кнопок 96 ток от источника 95 поступает на электромеханизмы 97, 98, 99, 100. Первые два отклоняют триммеры 29 передних полукрыльев вверх, а два других отклоняют триммеры 29 задних полукрыльев вниз. Вследствие чего элероны 28 передних полукрыльев отклоняются вниз, а элероны 28 задних полукрыльев отклоняются вверх (режим набора высоты). При нажатии на верхнюю из кнопок 96 ток от источника 95 поступает на электромеханизмы 97, 98, 99, 100, которые воздействуют на триммеры 29 передних полукрыльев, отклоняя их вниз, и на триммеры 29 задних полукрыльев, отклоняя их вверх. Вследствие этого происходит отклонение элеронов 28 передних полукрыльев вверх, а элеронов 28 задних полукрыльев вниз (режим снижения). Нажатие на нижнюю кнопку 92 подключает источник тока 91 к электромеханизмам 93 и 94, которые отклоняют триммеры 29 среднего полукрыла 6 вверх, а триммер 29 среднего полукрыла 7 вниз. В результате элерон среднего полукрыла 6 отклонится вниз, а элерон среднего полукрыла 7 отклонится вверх, и, как было описано выше, самолет сделает крен вправо. При нажатии на верхнюю кнопку 92 ток от источника 91 приведет в действие электромеханизмы 93 и 94. Триммер 29 среднего полукрыла 6 отклонится вниз, а триммер среднего полукрыла 7 вверх, что приведет к отклонению элеронов 28 среднего полукрыла 6 вверх, а среднего полукрыла 7 вниз. Подъемная сила среднего полукрыла 6 уменьшится, а среднего полукрыла 7 увеличится, и самолет выполнит крен в левую сторону. После завершения полета постепенно уменьшается высота и скорость движения. Механизмами (не показанными на чертеже) выпускаются основные опоры и передняя опора шасси, опускаются закрылки 27 всех полукрыльев. Кроме того, закрываются краны 125, 126, 127 отключения гидросистемы привода колес, а посредством регулятора 121 поднимается максимальное давление в гидросистеме привода колес, что приводит к перемещению вниз до упоров 153 поршней 149 и максимальному открытию тормозных кранов 122, 123 и 124, которые не будут препятствовать вращению колес при посадке. В момент приземления давление от веса самолета станет передаваться на три опоры шасси, в каждой из которых давление передается от шарниров 103 и крышки 183 на корпуса разветвляющихся гидроцилиндров 169, 170, 171, 172, 173, 174 и вертикальный гидроцилиндр 162, затем через жидкость, находящуюся в дополнительных камерах 188, 189, 190, 191, 192, 193 на поршни 175, 176, 177, 178, 179, 180, которые станут сжимать жидкость, находящуюся в центральной камере 195, и передавать давление на поршень 166 и затем через шток 165 на поршень 164 и через жидкость в дополнительной камере 194 на хвостовик 163 азотно-масляного амортизатора 101 и на колеса 106. Так так площадь сечения всех вместе взятых поршней 175, 176, 177, 178, 179, 180 разветвляющихся гидроцилиндров больше, чем площадь сечения поршня 166 вертикального гидроцилиндра 162, то давление самолета на грунт будет во столько раз меньше, во сколько раз площадь сечения поршня 166 меньше площади сечения всех поршней вместе взятых в разветвляющихся гидроцилиндрах. Гидроопоры могут быть выполнены как с круглыми, так и с квадратными поршнями, причем с последними гидроопоры будут более компактными. Под действием веса самолета давление жидкости будет действовать не только на поршни гидроопор, но и на внутренние стенки гидроцилиндров. Поршни 175, 176, 177, 178, 179, 180 имеют на торцевой части, обращенной в сторону центральной камеры, специальные скосы 182, которые делят внутренние поверхности разветвляющихся гидроцилиндров на равные части. Отсюда l=l1; l2=l3; l4=l5; l6=l7; l8=l9; l10=l11; l12=l13; l14= l15, а также l16=l17; l18=l19 и так далее (фиг. 31). В гидроцилиндрах, которые расположены перпендикулярно плоскости листа, на фиг. 31 подобные отрезки также равны. Раз отрезки равны, то и силы, действующая на эти поверхности, равны, направлены в противоположные стороны и уравновешивают друг друга. Следовательно, F= F1; F2=F3; F4=F5; F6=F7; F8=F9; F10=F11; F12=F13; F14=F15; F16=F17; F18=F19 и так далее.To move to the right at an angle, turn the control knob 55 to the right. The longer the handle 55 is in the rotated position, the higher the steering planes extend. In this case, the hydraulic cylinders 38 will extend the steering planes 35 and 37, after which the aircraft will move at an angle to the right. After performing the necessary maneuver, the control knob 55 should be turned in the same direction by a larger angle, and then the oil will become the pump 56 removed from the hydraulic cylinders 38 into the tank, and the steering planes will be pulled into the fuselage. After their complete cleaning, the handle 55 returns to the neutral position. In the same way, the aircraft is held on course in a crosswind during landing. The position of the aircraft in space can also be controlled by trimmers 29, which are controlled by the helm 59. When the bottom of the buttons 96 is pressed, the current from the source 95 is supplied to the electromechanisms 97, 98, 99, 100. The first two deflect the trim tabs 29 of the front half wings upwards and the other two deflect the trimmers of the 29 hind wings to the bottom. As a result, the ailerons 28 of the anterior half wings deviate downward, and the ailerons of the 28 posterior half wings deviate upward (climb mode). When you press the top of the buttons 96, the current from the source 95 enters the electromechanisms 97, 98, 99, 100, which act on the trim tabs 29 of the front half wings, deflecting them down, and on the trim tabs 29 of the rear half wings, deflecting them up. As a result of this, the ailerons of the 28 anterior half wings are deflected upward, and the ailerons of the 28 posterior half wings are down (downward mode). Pressing the bottom button 92 connects the current source 91 to the electromechanisms 93 and 94, which deflect the trim tabs 29 of the middle wing 6 up, and the trim tab 29 of the middle wing 7 down. As a result, the aileron of the middle half-wing 6 will deviate down, and the aileron of the middle half-wing 7 will deviate upwards, and, as described above, the aircraft will roll to the right. When you press the top button 92, the current from source 91 will activate the electromechanisms 93 and 94. The trimmer 29 of the middle half-wing 6 will deviate down, and the trimmer of the middle half-wing 7 will up, which will lead to the ailerons 28 of the middle half-wing 6 up and the middle half-wing 7 down. The lifting force of the middle half-wing 6 will decrease, and the middle half-wing 7 will increase, and the aircraft will roll to the left. After completion of the flight, the altitude and speed of movement gradually decrease. Mechanisms (not shown in the drawing) produce the main bearings and the front landing gear, flaps 27 of all half wings are lowered. In addition, the wheel drive hydraulic shutoff valves 125, 126, 127 are closed, and through the regulator 121 the maximum pressure in the wheel drive hydraulic system rises, which leads to the piston 149 moving down to the stops 153 and the brake valves 122, 123 and 124, which are not will interfere with the rotation of the wheels when landing. At the time of landing, pressure from the weight of the aircraft will be transmitted to the three landing gear legs, in each of which pressure is transmitted from hinges 103 and cover 183 to the cases of branching hydraulic cylinders 169, 170, 171, 172, 173, 174 and vertical hydraulic cylinder 162, then through the liquid, located in the additional chambers 188, 189, 190, 191, 192, 193 to the pistons 175, 176, 177, 178, 179, 180, which will compress the liquid located in the central chamber 195 and transmit pressure to the piston 166 and then through the rod 165 to the piston 164 and through the fluid in the additional chamber 194 to the shank 163 a relative to the oil shock absorber 101 and to the wheels 106. Since the cross-sectional area of all pistons 175, 176, 177, 178, 179, 180 of branching hydraulic cylinders is larger than the cross-sectional area of piston 166 of vertical hydraulic cylinder 162, the pressure on the ground will be so times less, how many times the cross-sectional area of the piston 166 is less than the cross-sectional area of all the pistons combined in branching hydraulic cylinders. Hydro-supports can be made with both round and square pistons, and with the latter the hydro-supports will be more compact. Under the influence of the weight of the aircraft, the fluid pressure will act not only on the hydraulic support pistons, but also on the inner walls of the hydraulic cylinders. Pistons 175, 176, 177, 178, 179, 180 have special bevels 182 on the end part facing the central chamber, which divide the inner surfaces of branching hydraulic cylinders into equal parts. Hence l = l 1 ; l 2 = l 3 ; l 4 = l 5 ; l 6 = l 7 ; l 8 = l 9 ; l 10 = l 11 ; l 12 = l 13 ; l 14 = l 15 , and also l 16 = l 17 ; l 18 = l 19 and so on (Fig. 31). In hydraulic cylinders, which are perpendicular to the plane of the sheet, in FIG. 31 similar segments are also equal. Once the segments are equal, then the forces acting on these surfaces are equal, directed in opposite directions and balance each other. Therefore, F = F 1 ; F 2 = F 3 ; F 4 = F 5 ; F 6 = F 7 ; F 8 = F 9 ; F 10 = F 11 ; F 12 = F 13 ; F 14 = F 15 ; F 16 = F 17 ; F 18 = F 19 and so on.

Для того чтобы предотвратить заклинивание поршней при посадке и тем самым выход из строя гидроопор, перед посадкой самолета включается электродвигатель привода масляного насоса 206, который подает масло в напорную магистраль 201. При нахождении золотника 198 в положении, показанном на фиг. 30, масло от насоса 206 подается через напорную магистраль 201 в центральную камеру 195, и с такой же скоростью оно вытесняется из дополнительных камер 188, 189, 190, 191, 192, 193 разветвляющихся цилиндров и дополнительной камеры 194 вертикального гидроцилиндра, заставляя поршни 175, 176, 177, 178, 179, 180 двигаться вверх, а поршни 166 и 164 вниз. Как только поршень 179 достигнет крайнего верхнего положения, он своим пазом 204 передвинет вверх поводок 203 и вместе с ним золотник 198. Масло из напорной магистрали 201 станет поступать в дополнительные камеры разветвляющихся гидроцилиндров и дополнительную камеру вертикального гидроцилиндра и откачиваться насосом из центральной камеры. Как только поршень 179 и вместе с ним поршни 175, 176, 177, 178, 179, 180 и поршень 166 достигнут соответственно верхнего и нижнего положений, поводок 208 передвинется вниз и передвинет вниз золотник 198, и все начнется сначала. Таким образом, гидравлические опоры уменьшают давление самолета на посадочную полосу и дают возможность совершить посадку на аэродром с ограниченной несущей поверхностью. (О гидравлической опоре, уменьшающей давление см. патент РФ N 2007657, F 16 M 7/00, 1991). In order to prevent jamming of the pistons during landing and thereby failure of the hydraulic bearings, before landing, the electric motor of the oil pump drive 206 is turned on, which supplies oil to the pressure line 201. When the spool 198 is in the position shown in FIG. 30, oil from the pump 206 is supplied through the pressure pipe 201 to the central chamber 195, and at the same speed it is forced out of the additional chambers 188, 189, 190, 191, 192, 193 of the branching cylinders and the additional chamber 194 of the vertical hydraulic cylinder, forcing the pistons 175, 176, 177, 178, 179, 180 move up, and the pistons 166 and 164 down. As soon as the piston 179 reaches its highest position, it will slide the lead 203 up with its groove 204 and, together with it, the spool 198. Oil from the pressure line 201 will enter the additional chambers of the branching hydraulic cylinders and the additional chamber of the vertical hydraulic cylinder and be pumped out of the central chamber. As soon as the piston 179 and with it the pistons 175, 176, 177, 178, 179, 180 and the piston 166 have reached the upper and lower positions, respectively, the leash 208 will move down and slide the spool 198 down, and everything will start all over again. Thus, the hydraulic bearings reduce the pressure of the aircraft on the landing strip and make it possible to land on the airfield with a limited bearing surface. (For a hydraulic support that reduces pressure, see RF patent N 2007657, F 16 M 7/00, 1991).

В момент касания колес шток 156 амортизатора 101 поднимается вверх, вытесняя масло из внутренней полости амортизатора через отверстия в трубе 157, через плавающие клапаны 159, 160, сжимая азот, находящийся в верхней части. При обратном ходе азот, расширяясь, вытесняет масло через отверстия внутрь трубы 157 и далее через клапаны 159, 160 вниз амортизатора, уменьшая толчки, передающиеся на фюзеляж самолета, причем обратный ход совершается медленнее, чем сжатие, что уменьшает удар при обратном ходе. После того как самолет приземлился и совершает пробег, для уменьшения последнего включается система торможения. Механизмом, не показанным на чертеже, включаются реверсы 10 и 11 маршевых двигателей 8 и 9. Отработанные газы направляются под некоторым углом вперед и создают реактивную силу, вектор которой направлен назад, что ведет к снижению скорости и уменьшению длины пробега. Кроме того, дополнительное уменьшение скорости осуществляется торможением колес 106. Это производится путем уменьшения давления в гидросистеме привода колес регулятором давления 121 (фиг. 22), до посадки, а вернее, при взлете, оно было максимальным. Постепенное уменьшение давления ведет к тому, что поршни 149 тормозных кранов 122, 123, 124 под действием пружин 154 смещаются вверх и частично перекрывают отверстия 150, уменьшая проходное сечение. В результате возрастает сопротивление по перекачиванию жидкости из одной полости гидродвигателей 105 в другую через уменьшившиеся сечения перепускных каналов. Сопротивление вращению колес возрастает, скорость вращения их замедляется, и самолет под действием возрастающего сопротивления уменьшает скорость движения и останавливается. Для затормаживания колес на стоянке кратковременно включается электромагнит 148 каждой из опор шасси. Под действием магнитного поля золотники 145 тормозных кранов 122, 123, 124 перемещаются вниз (фиг. 21) и перекрывают штуцеры 143, 144. В результате обе полости гидродвигателей 105 оказываются разобщенными, и проворачивание валов 112 гидродвигателей с колесами 106 делается невозможным. После прекращения подачи тока в электромагниты 148 золотники 145 удерживаются в крайних положениях шариковыми фиксаторами с пружинами. Для растормаживания колес шасси необходимо кратковременно включить электромагнит 147 и увеличить до максимальной величины давление в гидросистеме привода колес, чтобы поршни 149 тормозных кранов опустились вниз до упоров 153, открывая отверстия 150. Для движения самолета вблизи включенных маршевых двигателях используются гидродвигатели 105. Чтобы осуществить движение вперед, необходимо выключить тормозные краны, направив ток в электромагниты 148, и включить краны привода колес путем подачи тока в электромагниты 140, после чего золотники 134 займут положение, показанное на фиг. 20. При этом масло от насоса 117, приводящегося в движение от электродвигателя, питаемого током генератора 31, который приводит в движение дополнительный двигатель внутреннего сгорания 30, поступает в напорную магистраль 118 и далее через штуцеры 130, 132, отверстия 135 золотников 134 и подается через впускные каналы 115 внутрь правых полостей гидродвигателей 105. Масло давит на лопасти 114 гидродвигателей, заставляя валы 112 вращаться вместе с колесами 106. Затем масло через левую полость, выпускной канал 116 возвращается в сливную магистраль 120. Скорость движения регулируется количеством масла, подаваемого в гидродвигатели, а повороты самолета вправо и влево осуществляются за счет вращения передней опоры в подшипнике 107 посредством рычага 110. At the moment the wheels touch, the rod 156 of the shock absorber 101 rises, forcing the oil out of the inner cavity of the shock absorber through the holes in the pipe 157, through the floating valves 159, 160, compressing the nitrogen located in the upper part. During the reverse stroke, nitrogen expands, expelling the oil through the openings inside the pipe 157 and then through the valves 159, 160 down the shock absorber, reducing the shocks transmitted to the fuselage of the aircraft, and the reverse stroke is slower than compression, which reduces impact during the reverse stroke. After the plane has landed and makes a run, the braking system is activated to reduce the latter. By a mechanism not shown in the drawing, the reverse 10 and 11 of the marching engines 8 and 9 are turned on. The exhaust gases are directed at a certain angle forward and create a reactive force, the vector of which is directed backward, which leads to a decrease in speed and a decrease in the path length. In addition, an additional decrease in speed is carried out by braking the wheels 106. This is done by reducing the pressure in the hydraulic system of the wheel drive by the pressure regulator 121 (Fig. 22), before landing, or rather, when taking off, it was maximum. A gradual decrease in pressure leads to the fact that the pistons 149 of the brake valves 122, 123, 124 under the action of the springs 154 are displaced upward and partially overlap the holes 150, reducing the flow area. As a result, the resistance to pumping fluid from one cavity of the hydraulic motors 105 to another through decreasing cross-sections of the bypass channels increases. The resistance to rotation of the wheels increases, their rotation speed slows down, and the aircraft under the influence of increasing resistance reduces the speed and stops. To brake the wheels in the parking lot, the electromagnet 148 of each of the chassis supports is briefly turned on. Under the influence of a magnetic field, the spools 145 of the brake valves 122, 123, 124 move downward (Fig. 21) and overlap the fittings 143, 144. As a result, both cavities of the hydraulic motors 105 are disconnected, and turning the shaft 112 of the hydraulic motors with wheels 106 is impossible. After the current supply to the electromagnets 148 has ceased, the spools 145 are held in extreme positions by ball retainers with springs. To disengage the landing gear wheels, it is necessary to briefly turn on the electromagnet 147 and increase the pressure in the hydraulic system of the wheel drive to the maximum value so that the pistons 149 of the brake valves go down to the stops 153, opening the holes 150. Hydraulic motors 105 are used to move the aircraft near the main engines engaged. To move forward , it is necessary to turn off the brake valves, directing the current to the electromagnets 148, and turn on the cranes of the drive wheels by applying current to the electromagnets 140, after which the spools 134 loan ut the position shown in FIG. 20. In this case, the oil from the pump 117, driven by an electric motor fed by the current of the generator 31, which drives the additional internal combustion engine 30, enters the pressure line 118 and then through the fittings 130, 132, openings 135 of the spools 134 and is fed through inlet channels 115 into the right cavities of the hydraulic motors 105. Oil presses on the hydraulic motor blades 114, causing the shafts 112 to rotate together with the wheels 106. Then, the oil through the left cavity, the exhaust channel 116 returns to the drain line 120. Movement speed Phenomenon is regulated by the amount of oil supplied to the hydraulic motors, and the rotation of the aircraft to the right and left are carried out by rotation of the front bearings in the bearing 107 by means of a lever 110.

Для движения назад необходимо переключить кран 128 (на фиг. 22 верхний золотник должен повернуться по часовой стрелке на 90o, а нижний золотник должен повернуться против часовой стрелки на 90o). При этом масло от насоса 117 подается через напорную магистраль 118, каналы 116 в левые полости гидродвигателей 105 и далее в правые полости, каналы 115 в сливную магистраль 120, вращая лопасти 114 с валами 112 и с колесами 106 в противоположном направлении. Давление в системе привода колес и торможения регулируется регулятором 121 путем большего или меньшего его открытия и перепусканием некоторого количества масла из напорной в сливную магистраль. Для остановки гидродвигателей необходимо кратковременно включить подачу тока в электромагниты 141, которые передвинут вниз золотники 134 и перекроют перепускные отверстия 135 и 136, отключив тем самым краны привода колес. Торможение в этом случае осуществляется, как было описано выше при выключенных кранах привода колес 125, 126, 127.To move backward, it is necessary to switch the valve 128 (in Fig. 22, the upper spool should rotate 90 o clockwise, and the lower spool should rotate 90 o counterclockwise). In this case, oil from the pump 117 is supplied through the pressure pipe 118, channels 116 to the left cavities of the hydraulic motors 105 and then to the right cavities, channels 115 to the drain pipe 120, rotating the blades 114 with shafts 112 and with wheels 106 in the opposite direction. The pressure in the wheel drive and braking system is regulated by regulator 121 by opening it more or less and bypassing a certain amount of oil from the pressure line to the drain line. To stop the hydraulic motors, it is necessary to briefly turn on the current supply to the electromagnets 141, which are moved down the spools 134 and block the bypass holes 135 and 136, thereby disabling the wheel drive cranes. Braking in this case is carried out, as described above, when the cranes of the drive wheels 125, 126, 127 are turned off.

Система защиты самолета от статического электричества и ударов молнии работает следующим образом. The system for protecting the aircraft from static electricity and lightning strikes works as follows.

При полете самолета вследствие попадания на обшивку 207 капель воды, несущих в себе электрический заряд, а также в результате трения обшивки 207 о воздух на последней накапливаются заряды трибоэлектричества одного знака. Так как наружная поверхность самолета довольно большая, то заряд трибоэлектричества, накапливаемый на обшивке 207, тоже значителен. Накопленный на обшивке заряд передается на диэлектрик 208, вследствие чего на вторичной обкладке 209 немедленно появляется электрический заряд противоположного знака. Таким образом, система защиты представляет собой несколько отдельных конденсаторов большой емкости, каждый из которых защищает отдельно фюзеляж, полукрылья, стабилизаторы, двигатели. Как только на обкладках 207 и 209 накапливается значительный потенциал, источник тока 214 подключается к импульсному генератору 212. Вырабатываемые генератором импульсы тока подаются на механизмы привода 213, которые с частотой следования импульсов включают принудительные разрядники 211, которые замыкают накоротко обкладки конденсаторов 207 и 209 и тем самым уничтожают накопленный ими потенциал. После ликвидации накопленного потенциала разрядники отключают обкладки друг от друга, и все повторяется сначала. Чем выше скорость движения самолета, тем быстрее накапливаются заряды трибоэлектричества на обкладках 207 и 209 и тем чаще разрядники 211 должны закорачивать эти обкладки. Если принудительные разрядники 211 вышли из строя или не успевают разряжать обкладки конденсаторов, то их заменяют или помогают им газовые разрядники 210. Таким образом, указанная система защиты снижает до безопасного уровня заряд на обшивке 207, являющейся одной из обкладок конденсаторов, и тем самым уменьшает вероятность удара молнии в самолет при полете его вблизи заряженных электричеством грозовых облаков, а также вероятность выхода из строя аппаратуры из-за пробоя ее вследствие накопления большого статического потенциала. When the aircraft is flying due to falling onto the skin of 207 drops of water that carry an electric charge, as well as as a result of friction of the skin of 207 against air, the charges of triboelectricity of the same sign accumulate on the latter. Since the outer surface of the aircraft is quite large, the triboelectric charge accumulated on the skin 207 is also significant. The charge accumulated on the casing is transferred to the dielectric 208, as a result of which an electric charge of the opposite sign immediately appears on the secondary casing 209. Thus, the protection system consists of several separate large-capacity capacitors, each of which protects separately the fuselage, half wings, stabilizers, engines. As soon as significant potential accumulates on the plates 207 and 209, the current source 214 is connected to the pulse generator 212. The current pulses generated by the generator are supplied to the drive mechanisms 213, which include pulse dischargers 211, which short-circuit the capacitor plates 207 and 209, and so they destroy the potential accumulated by them. After eliminating the accumulated potential, the arresters disconnect the plates from each other, and everything is repeated again. The higher the speed of the aircraft, the faster the triboelectricity charges accumulate on the plates 207 and 209 and the more often the arresters 211 must short-circuit these plates. If the forced arresters 211 are out of order or do not have time to discharge the capacitor plates, they are replaced or gas dischargers 210 help them. Thus, this protection system reduces to a safe level the charge on the casing 207, which is one of the capacitor plates, and thereby reduces the likelihood a lightning strike into an airplane when flying near thunderclouds charged with electricity, as well as the probability of equipment failure due to breakdown due to the accumulation of a large static potential.

Изобретение обеспечивает более высокую грузоподъемность самолета, повышение подъемной силы крыла, возможность посадки на аэродромы с ограниченной несущей способностью, более высокую маневренность, управляемость, малую длину разбега и пробега, большую безопасность в эксплуатации, защиту от ударов молнии. The invention provides higher aircraft carrying capacity, increased wing lift, the ability to land on airfields with limited bearing capacity, higher maneuverability, controllability, short take-off and run lengths, greater operational safety, and protection against lightning strikes.

Claims (6)

1. Транспортный самолет, содержащий фюзеляж, на котором закреплены два передних, два средних и два задних полукрыла, причем передние и задние полукрылья установлены в нижней части фюзеляжа тандемом, а средние полукрылья прикреплены к верхней части фюзеляжа посередине между передними и задними полукрыльями, вертикальные и горизонтальные стабилизаторы, посадочное устройство, маршевые двигатели и органы управления, отличающийся тем, что каждое полукрыло имеет со стороны носка возбдухозаборники, соединенные каналами с баллоном-ресивером, размещенным вдоль размаха полукрыла и соединенным верхними и нижними каналами с щелевыми диффузорами, выходные сопла которых имеют выход на несколько площадок, выполненных в углублениях верхней части профиля, отделенных друг от друга и размещенных в два ряда по размаху полукрыла, кроме того, два маршевых двигателя размещены в задней верхней части фюзеляжа под вертикальным стабилизатором один над другим параллельно продольной осевой линии фюзеляжа. 1. A transport aircraft containing a fuselage on which two front, two middle and two rear half-wings are fixed, the front and rear half-wings being mounted in the lower part of the fuselage in tandem, and the middle half-wings are attached to the upper part of the fuselage in the middle between the front and rear half-wings, vertical and horizontal stabilizers, landing gear, marching engines and controls, characterized in that each half-wing has air intakes on the nose side connected by channels to the receiver cylinder, located along the span of the wing and connected by upper and lower channels with slot diffusers, the outlet nozzles of which have access to several sites made in the recesses of the upper part of the profile, separated from each other and placed in two rows along the span of the wing, in addition, two main engines are placed in the upper back of the fuselage under the vertical stabilizer one above the other parallel to the longitudinal centerline of the fuselage. 2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что размещен внутри фюзеляжа дополнительный двигатель, вал которого механически соединен с валами генератора электрического тока и компрессора, причем генератор электрически соединен с электродвигателем привода масляного насоса гидросистемы привода и торможения колес и электродвигателями привода масляных насосов гидросистем привода гидравлических опор колес, а компрессор подключен посредством трубопроводов к бортовой системе сжатого воздуха. 2. The aircraft according to claim 1, characterized in that an additional engine is located inside the fuselage, the shaft of which is mechanically connected to the shafts of the electric current generator and compressor, the generator being electrically connected to the electric drive motor of the oil pump of the hydraulic drive and wheel braking and the electric motors of the hydraulic oil pump drive hydraulic wheel bearings, and the compressor is connected via pipelines to the on-board compressed air system. 2. Самолет по пп.1 и 2, отличающийся тем, что сверху фюзеляжа в соответствующих нишах установлены с возможностью выдвижения наружу четыре, по две спереди и сзади, рулевые плоскости, имеющие в сечении аэродинамический профиль, причем верхние части профилей направлены в противоположную от продольной оси самолета сторону и установлены под некоторым углом атаки к упомянутой оси. 2. Aircraft according to claims 1 and 2, characterized in that on the fuselage in the respective niches are mounted four outward, two front and rear steering planes with an aerodynamic profile in cross section, the upper parts of the profiles being directed opposite to the longitudinal the axis of the aircraft side and mounted at a certain angle of attack to the axis. 4. Самолет по пп.1 3, отличающийся тем, что в каждой опоре шасси установлены последовательно с амортизаторами гидравлические опоры, каждая из которых представляет собой вертикальный гидроцилиндр, внутрь которого вставлен поршень, соединенный кинематически с колесами шасси, причем вертикальный гидроцилиндр в верхней части разветвляется на несколько пар гидроцилиндров, внутрь каждого из которых вставлены поршни, имеющие в нижней части скосы в направлении снизу вверх, проекция которых на плоскость дает параллелепипед или овал в зависимости от того, квадратное или круглое сечение гидроцилиндров, кроме того, разветвляющиеся гидроцилиндры закрыты крышками, кинематически соединенными с фюзеляжем самолета, между внутренними поверхностями которых и верхней поверхностью торцевых частей поршней в разветвляющихся гидроцилиндрах и между нижней торцевой поверхностью поршня вертикального гидроцилиндра и стойкой амортизатора образованы дополнительные камеры, которые вместе с центральной камерой трубопроводами соединены с гидравлической системой, имеющей масляный бак и масляный насос, механически соединенный с электродвигателем, подключенным к генератору, переключатель, золотник которого механически связан с одним из поршней разветвляющегося гидроцилиндра. 4. Aircraft according to claims 1 to 3, characterized in that in each landing gear hydraulic supports are mounted in series with shock absorbers, each of which is a vertical hydraulic cylinder, inside of which a piston is inserted kinematically connected to the landing gear wheels, and the vertical hydraulic cylinder branches in the upper part on several pairs of hydraulic cylinders, inside of each of which pistons are inserted, having bevels in the lower part in the direction from bottom to top, projection of which onto a plane gives a box or oval depending due to the square or circular cross-section of the hydraulic cylinders, in addition, the branching hydraulic cylinders are closed by covers kinematically connected to the fuselage of the aircraft, between the inner surfaces of which and the upper surface of the end parts of the pistons in the branching hydraulic cylinders and between the lower end surface of the piston of the vertical hydraulic cylinder and the shock absorber strut which, together with the central chamber, are connected by pipelines to a hydraulic system having an oil tank and oil a second pump, mechanically connected to an electric motor connected to a generator, a switch whose spool is mechanically connected to one of the pistons of the branching hydraulic cylinder. 5. Самолет по пп.1 4, отличающийся тем, что в нижней части стоек шасси закреплены гидродвигатели, на валах которых установлены колеса, кроме того, последние трубопроводами соединены с гидросистемой, содержащей масляный бак, масляный насос, механически соединенный с электродвигателем, подключенным к генератору, тормозные краны, кран прямого и обратного хода и регулятор давления. 5. Aircraft according to claims 1 to 4, characterized in that in the lower part of the landing gears are mounted hydraulic motors, on the shafts of which the wheels are mounted, in addition, the latter are connected by pipelines to a hydraulic system containing an oil tank, an oil pump mechanically connected to an electric motor connected to generator, brake valves, forward and reverse valve and pressure regulator. 6. Самолет по пп.1 5, отличающийся тем, что система защиты самолета от ударов молнии и статического электричества содержит несколько конденсаторов большой емкости, выполненных в форме фюзеляжа, полукрыльев, гондолы двигателей и стабилизаторов, одной из обкладок которых является обшивка самолета, покрытая изнутри диэлектриком, на который методом металлизации нанесена вторая обкладка, кроме того, обе обкладки каждого конденсатора электрически соединены с газовыми разрядниками и разрядниками принудительного включения, имеющими механическое или электронное исполнение, причем последние кинематически связаны с механизмом привода, имеющим электрическую связь с импульсным генератором, подключенным к источнику тока. 6. Aircraft according to claims 1 to 5, characterized in that the system for protecting the aircraft from lightning and static electricity contains several large-capacity capacitors made in the form of a fuselage, half wings, engine nacelles and stabilizers, one of the covers of which is the inside of the aircraft a dielectric on which the second lining is applied by metallization, in addition, both plates of each capacitor are electrically connected to gas arresters and forced-on arresters having mechanical or electronic design, the latter being kinematically coupled to a drive mechanism having electrical communication with a pulse generator connected to a current source.
RU95102763A 1995-02-28 1995-02-28 Transport aircraft RU2086478C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU95102763A RU2086478C1 (en) 1995-02-28 1995-02-28 Transport aircraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU95102763A RU2086478C1 (en) 1995-02-28 1995-02-28 Transport aircraft

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU95102763A RU95102763A (en) 1996-11-20
RU2086478C1 true RU2086478C1 (en) 1997-08-10

Family

ID=20165160

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU95102763A RU2086478C1 (en) 1995-02-28 1995-02-28 Transport aircraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2086478C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2471673C2 (en) * 2006-11-30 2013-01-10 Эрбюс Операсьон (Сас) Aircraft with cylindrical stabiliser tail fin
RU2703433C1 (en) * 2016-03-17 2019-10-16 СМСи КОРПОРЕЙШН Hydraulic (pneumatic) cylinder

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Патент США N 2403499, кл. 244 - 15, 1946. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2471673C2 (en) * 2006-11-30 2013-01-10 Эрбюс Операсьон (Сас) Aircraft with cylindrical stabiliser tail fin
RU2703433C1 (en) * 2016-03-17 2019-10-16 СМСи КОРПОРЕЙШН Hydraulic (pneumatic) cylinder
RU2703433C9 (en) * 2016-03-17 2021-07-15 СМСи КОРПОРЕЙШН Fluidic cylinder

Also Published As

Publication number Publication date
RU95102763A (en) 1996-11-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20210206487A1 (en) Aircraft and Modular Propulsion Unit
AU687466B2 (en) Multi-purpose aircraft
US3887146A (en) Aircraft with combination stored energy and engine compressor power source for augmentation of lift, stability, control and propulsion
US5039031A (en) Turbocraft
US11292356B2 (en) Energy-harvesting spoiler on a wing of an aircraft
US5201478A (en) Airplane efficiency, safety and utilization
US5984229A (en) Extremely short takeoff and landing of aircraft using multi-axis thrust vectoring
US20050103929A1 (en) Supersonic aircraft with channel relief control
US7549604B2 (en) Fuel efficient fixed wing aircraft
WO2005065071A2 (en) Supersonic aircraft
US4033526A (en) Aerodynamic flow body
RU2674622C1 (en) Convertiplane
GB2504369A (en) Aircraft wing with reciprocating outer aerofoil sections
RU2086478C1 (en) Transport aircraft
CN102180269A (en) Multifunctional helicopter
AU2020100605B4 (en) A vtol-capable airplane having angled propulsors
CN108438201A (en) A kind of unmanned transportation system of full landform of polar region multipurpose
RU2719993C1 (en) Multi-mode ground-effect vehicle - airplane
CN103832582A (en) Multifunctional helicopter
US2499350A (en) Floating wing airplane
CN211893637U (en) Vertical take-off and landing fixed wing aircraft and vertical take-off and landing aircraft carrier serving as carrier
RU2819821C1 (en) Plane
CN218288119U (en) Vertical short-distance take-off and landing unmanned shipboard aircraft
US20220388668A1 (en) Aircraft Safety Livesaving System
RU2123960C1 (en) Aircraft