RU2168446C2

RU2168446C2 - Aircraft with lifting fuselage

Info

Publication number: RU2168446C2
Application number: RU99117286/28A
Authority: RU
Inventors: В.С. Григорчук
Original assignee: Григорчук Владимир Степанович
Priority date: 1999-08-09
Filing date: 1999-08-09
Publication date: 2001-06-10

Abstract

FIELD: aviation. SUBSTANCE: aircraft has fuselage with pilot and cargo passenger compartments, vertical stabilizer, rudder and horizontal stabilizer mounted in tail section. Cruise engine and landing gear are arranged inside fuselage. Fuselage has rectangular section changing to streamlined aerodynamic shapes at the front and at the rear. Rectangular lower platform of fuselage has blind passages opening downward. These passage are inclined towards tail section. Bottom of each passage is parallel relative to longitudinal axis of fuselage. Two horizontal stabilizers are additionally mounted at the front of fuselage. All horizontal stabilizers are provided with flaps and ailerons arranged in succession one after another. Flaps are connected with hydraulic mechanisms of drive and ailerons are connected with aircraft control panel by means of hydromechanical drive. EFFECT: increased lift force; improved controllability of aircraft in flight. 14 dwg

Description

Настоящее изобретение относится к области транспорта и может найти применение в качестве летательного аппарата. The present invention relates to the field of transport and may find application as an aircraft.

Известен пассажирский самолет АНТ-35 (ПС-55), содержащий фюзеляж веретенообразной формы с пилотским и пассажирским отделениями, крыло, размещенное по схеме низкоплана, на котором установлено два, поршневых двигателя с воздушными винтами, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы с рулями направления и высоты, посадочное шасси с задним хвостовым колесом. Длина 7,35 м, размах крыла 20,8 м, площадь крыла 57,8 м², двигатели М62ИР 2 х 755 кВт, взлетная масса 7 т, коммерческая нагрузка 1,1 т, скорость 372 км/час, дальность полета 1200 км, количество пассажиров 10 чел., экипаж 2 чел. (Авиация, энциклопедия под ред. Г.П. Свищева, изд. Большая Российская энциклопедия, Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е.Жуковского, М., 1994, с. 582-584, табл. 6, рис. 18 ).Known passenger aircraft ANT-35 (PS-55), containing a fuselage spindle-shaped with pilot and passenger compartments, a wing placed according to the low-wing plan, on which two piston engines with propellers are installed, vertical and horizontal stabilizers with rudders of direction and height, landing gear with rear tail wheel. Length 7.35 m, wing span 20.8 m, wing area 57.8 m ² , M62IR engines 2 x 755 kW, take-off weight 7 t, payload 1.1 t, speed 372 km / h, flight range 1200 km , number of passengers 10 people, crew 2 people (Aviation, encyclopedia under the editorship of G.P. Svishchev, ed. Big Russian Encyclopedia, Central Aerohydrodynamic Institute named after prof. N.E. Zhukovsky, M., 1994, p. 582-584, tab. 6, fig. 18 )

Недостатками известного самолета АНТ-35 являются: небольшая скорость движения, малая грузоподъемность, невысокие летные качества для располагаемой мощности. The disadvantages of the well-known ANT-35 aircraft are: low speed, low carrying capacity, low flying qualities for available power.

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

Известен также американский экспериментальный самолет с несущим корпусом Х 24 В фирмы Мартин-Мариетта, содержащий фюзеляж, выполненный в форме разрезанного вдоль конуса и повернутого вверх сферической поверхностью, имеющего кабину пилота, реактивный двигатель, размещенный в задней части фюзеляжа, где также установлены вертикальные и горизонтальные стабилизаторы с рулями направления и высоты, посадочное шасси с передним опорным колесом (там же, с. 750, N 5). Also known is an American experimental aircraft with a bearing body X 24 V Martin-Marietta company, containing the fuselage, made in the form of a cut along the cone and turned upward by a spherical surface having a cockpit, a jet engine located in the rear of the fuselage, which also has vertical and horizontal stabilizers with rudders of direction and height, landing gear with front support wheel (ibid., p. 750, No. 5).

Известный американский самолет с несущим корпусом Х24В, как наиболее близкий по технической сущности и достигаемому полезному результату, принят за прототип. The well-known American aircraft with a bearing hull X24B, as the closest in technical essence and achieved useful result, is taken as a prototype.

Недостатками известного американского самолета с несущим корпусом X24B, принятого за прототип, являются: небольшая подъемная сила, сложность управления самолетом в поперечной плоскости, невозможность увеличения подъемной силы при взлете и посадке. The disadvantages of the well-known American aircraft with the X24B bearing body adopted for the prototype are: low lift, difficulty controlling the aircraft in the transverse plane, and the impossibility of increasing lift when taking off and landing.

Указанные недостатки обусловлены недостаточным разрежением в верхней части корпуса и излишне высоким разрежением под днищем самолета, вследствие незначительного превышения площади верхней части корпуса над нижней, а также его конструкцией. These disadvantages are due to insufficient rarefaction in the upper part of the hull and an excessively high vacuum under the bottom of the aircraft, due to a slight excess of the area of the upper part of the hull over the bottom, as well as its design.

Целью настоящего изобретения является повышение эксплуатационных качеств самолета с несущим корпусом. The aim of the present invention is to improve the performance of an aircraft with a bearing body.

Указанная цель согласно изобретению обеспечивается тем, что корпус и руль высоты заменены фюзеляжем, выполненным в форме корпуса прямоугольного сечения, спереди и сзади переходящий в обтекаемые азродинамические формы, а на нижней площадке, представляющей собой прямоугольную платформу, выполнены наклоненные в сторону хвостовой части глухие, открывавшиеся вниз каналы, дно каждого из которых параллельно продольной оси фюзеляжа, передними стабилизаторами, каждый из которых имеет закрылок и элерон, установленные последовательно друг за другом, задними закрылками, закрепленными на задних горизонтальных стабилизаторах последовательно с элеронами, причем передние и задние закрылки связаны с гидромеханическими приводами, а передние и задние элероны посредством гидромеханического привода соединены с пультом управления самолетом. The specified purpose according to the invention is ensured by the fact that the hull and elevator are replaced by a fuselage made in the form of a hull of rectangular cross-section, front and rear turning into streamlined aero-dynamic forms, and on the lower platform, which is a rectangular platform, are made deaf, tilted towards the tail, opening down channels, the bottom of each of which is parallel to the longitudinal axis of the fuselage, by front stabilizers, each of which has a flap and aileron, installed sequentially one after the other ugom, rear flaps, attached to the rear horizontal stabilizers sequentially with ailerons, wherein the front and rear flaps associated with the hydromechanical actuators, and the front and rear ailerons hydromechanical actuator means coupled to the aircraft control panel.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фигуре 1 изображен общий вид самолета с несущим корпусом, на фигуре 2 - вид на самолет с несущим корпусом сверху, на фигуре 3 - вид на самолет с несущим корпусом спереди, на фигуре 4 - вид на самолет с несущим корпусом снизу, на фигуре 5 - продольный разрез нижней площадки корпуса, на фигуре 6 - разрез по А-А фигуры 5, на фигуре 7 - общий вид канала нижней площадки корпуса, на фигуре 8 - поперечный разрез канала нижней площадки корпуса, на фигуре 9 - гидромеханическая система управления самолетом, на фигуре 10 - схема образования подъемной силы на несущем корпусе самолета, на фигуре 11 - схема создания дополнительной подъемной силы при взлете и посадке самолета с несущим корпусом, на фигуре 12 - схема поворота самолета с несущим корпусом вокруг продольной оси при создании крена, на фигуре 13 - схема поворота самолета с несущим корпусом вокруг поперечной оси при наборе высоты, на фигуре 14 - схема поворота самолета с несущим корпусом вокруг поперечной оси при снижении. The invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows a General view of an aircraft with a bearing body, Figure 2 - view of a plane with a bearing housing from above, Figure 3 - view of a plane with a bearing housing in front, Figure 4 - view of a plane with a bearing from the bottom of the case, in FIG. 5 is a longitudinal section through the bottom of the chassis, in FIG. 6 is a section along AA of FIG. 5, in FIG. 7 is a general view of the channel of the bottom of the chassis, in FIG. 8 is a transverse section of the channel of the bottom of the chassis, in FIG. 9 - hydromechanical control system of the aircraft, in the figure 10 is a diagram of the formation of the lifting force on the carrier body of the aircraft, in figure 11 is a diagram of the creation of additional lifting force during takeoff and landing of the aircraft with the carrier body, in figure 12 is a diagram of the rotation of the aircraft with the carrier body about the longitudinal axis when creating the roll, in figure 13 - a rotation diagram of an airplane with a bearing body about a transverse axis during climb, in Fig. 14 is a diagram of a rotation of an airplane with a bearing housing about a transverse axis when decreasing.

Предлагаемый самолет с несущим корпусом содержит фюзеляж 1 в форме корпуса прямоугольного сечения, переходящего спереди и сзади в обтекаемые аэродинамические формы. The proposed aircraft with a bearing body contains a fuselage 1 in the form of a body of rectangular cross-section, passing front and rear into streamlined aerodynamic forms.

Фюзеляж имеет пилотское, грузопассажирское и моторное отделения. В последнем размещен реактивный маршевый двигатель 2, а в верхней части фюзеляжа расположены воздухозаборники 3. В фюзеляже также расположены топливные баки, а в нижней части установлено посадочное шасси с носовым опорным колесом. В передней части фюзеляжа установлены передние стабилизаторы 4, 5, имеющие закрылки 6, 7 и элероны 8, 9, причем закрылки и элероны соединены последовательно друг с другом. В задней части фюзеляжа установлены вертикальный стабилизатор 10 с рулем направления 11 и задние стабилизаторы 12, 15 с закрылками 14, 15 и элеронами 16,17. Фюзеляж содержит также поверхность 18, а в нижней части имеет площадку, представляющую собой прямоугольную платформу 19, изготовленную из легкого и прочного материала толщиной пятнадцать-двадцать сантиметров, в которой выполнены наклоненные в сторону хвостовой части глухие, открывающиеся вниз каналы 20. Продольные оси каналов расположены под углом сорок пять градусов к горизонтальной плоскости, причем дно каждого из каналов выполнено параллельно продольной оси фюзеляжа, а площади боковых противоположных стенок каждого из каналов равны так, как равны длина и ширина каждой из противоположных стенок l=l₁, l₂= l₃, l₄=l₅, l₆=l₇. Каналы расположены рядами по всей длине и ширине прямоугольной платформы. Система путевого управления самолетом стандартная, выполнена без особенностей и на чертежах не показана.The fuselage has a pilot, passenger and engine compartment. The latter has a jet marching engine 2, and air intakes 3 are located in the upper part of the fuselage. Fuel tanks are also located in the fuselage, and a landing gear with a nose support wheel is installed in the lower part. In front of the fuselage, front stabilizers 4, 5 are installed, having flaps 6, 7 and ailerons 8, 9, with the flaps and ailerons connected in series with each other. At the rear of the fuselage, a vertical stabilizer 10 with a rudder 11 and rear stabilizers 12, 15 with flaps 14, 15 and ailerons 16.17 are installed. The fuselage also contains a surface 18, and in the lower part has a platform, which is a rectangular platform 19, made of lightweight and durable material with a thickness of fifteen to twenty centimeters, in which blind channels 20 are turned down toward the tail, and the longitudinal axis of the channels is located at an angle of forty-five degrees to the horizontal plane, the bottom of each of the channels being parallel to the longitudinal axis of the fuselage, and the area of the opposite side walls of each of the channels is t so, how equal are the length and width of each of the opposite walls l = l ₁ , l ₂ = l ₃ , l ₄ = l ₅ , l ₆ = l ₇ . The channels are arranged in rows along the entire length and width of the rectangular platform. The system of directional control of the aircraft is standard, made without features and is not shown in the drawings.

Система управления закрылками содержит четыре гидродвигателя 21, 22, 23, 24, подключенных к гидросистеме, не показанной на чертеже, которые посредством редукторов 25, 26, 27, 28 соединены с осями передних и задних закрылков. Гидромеханическая система управления самолетом в пространстве содержит пульт управления, состоящий из горизонтального вала 29, установленного в подшипниках 30 и соединенного с рычагом 31, связанным шарнирно с продольной тягой 32, которая через рычаг 33 и коромысло 34 соединена со штоками гидроцилиндров 35, 36, 37, 38, соединенных с зубчатыми рейками 39, 40, 41, 42, которые входят в зацепление с шестернями 43, 44, 45, 46, закрепленными на осях 47, которые посредством рычагов 48 и тяг 49 связаны с передними и задними элеронами. К горизонтальному валу приварена втулка, в которую вставлен вал 50, соединенный в верхней части со штурвалом 51, а в нижней части с полукруглым сектором 52, входящий в паз каретки 55, установленной с возможностью поперечного перемещения и соединенной с золотником гидравлического крана 54 поперечного управления самолетом, который посредством трубопроводов с золотниками 55, 56 соединен с полостями гидроцилиндров привода передних и задних элеронов, масляным баком 57, масляным насосом 58 и гидравлическим краном 59, имеющим ручку управления 60. The flap control system comprises four hydraulic motors 21, 22, 23, 24 connected to a hydraulic system not shown in the drawing, which are connected to the axles of the front and rear flaps by means of gears 25, 26, 27, 28. The hydromechanical control system of the aircraft in space contains a control panel consisting of a horizontal shaft 29 mounted in bearings 30 and connected to a lever 31 pivotally connected to a longitudinal rod 32, which is connected through a lever 33 and a rocker 34 to the rods of the hydraulic cylinders 35, 36, 37, 38, connected to gear racks 39, 40, 41, 42, which engage with gears 43, 44, 45, 46, mounted on axles 47, which are connected to the front and rear ailerons via levers 48 and rods 49. A sleeve is welded to the horizontal shaft, into which a shaft 50 is inserted, connected in the upper part with the helm 51 and in the lower part with a semicircular sector 52, which is included in the groove of the carriage 55, which is mounted for transverse movement and connected to the spool of the hydraulic crane 54 which, through pipelines with spools 55, 56, is connected to the cavities of the hydraulic cylinders of the front and rear ailerons, an oil tank 57, an oil pump 58 and a hydraulic valve 59 having a control handle 60.

Гидромеханическая система управления самолетом содержит также гидроусилители и механизмы загрузки, не показанные на чертеже. The hydromechanical control system of the aircraft also contains hydraulic booster and loading mechanisms, not shown in the drawing.

Работа самолета с несущим корпусом. The operation of the aircraft with the bearing body.

После подготовки самолета к вылету, проверки работы всех систем производится запуск двигателя 2, его прогрев и выруливание на взлетную полосу. Перед разбегом самолета посредством гидросистемы, не показанной на чертеже, приводятся в движение гидродвигатели 21, 22, 23, 24, которые через редукторы 25, 26, 27, 28 открывают передние 6, 7 и задние 14, 15 закрылки. Затем поворачивается ручка 60 гидравлического крана 59, закрывающая одновременно золотники 55, 56, кинематически связанные с нею. Масло из масляного бака 57 масляным насосом 58 подается в полости гидроцилиндров 35, 36, 37, 38. Поршни этих гидроцилиндров неподвижны, а корпуса перемещаются и передвигают зубчатые рейки 39, 40, 41, 42, поворачивая шестерни 43, 44, 45, 46 и опуская вниз передние 8, 9 и задние 16, 17 элероны (фиг. 11). После этого самолет начинает разбег, постепенно увеличивая скорость движения. Как только скорость движения достигнет необходимой величины подъемная сила Р_у превысит вес Р самолета и он оторвется от взлетной полосы одновременно всеми колесами и поднимется на некоторую высоту, продолжая движение параллельно взлетной полосе. Возникновение подъемной силы при взлете происходит следующим образом. Во время движения воздушный поток обтекает поверхность 18 и поверхность прямоугольной платформы 19. В результате над поверхностью 18 и поверхностью прямоугольной платформы 19 создаются силы разрежения FB и F_н. Первая приложена к фюзеляжу и направлена вверх, а вторая, в несколько раз меньшая по величине из-за меньшей во столько же раз площади поверхности за счет входных отверстий каналов 20, также приложена к фюзеляжу, но направлена вниз. Кроме того, воздушный поток через входные отверстия попадает в каналы 20 прямоугольной платформы 19 и производит динамическое давление на стенки и дно каждого из каналов. Силы давления на стенки каналов F и F₁ равны по величине в продольном и поперечном направлениях потому, что площади противоположных стенок равны и уравновешивают друг друга, а силы F_д, действующие на дно каждого из каналов, ничем не уравновешены, приложены фюзеляжу и увеличивают подъемную силу. Сила F_н воздушного потока, поступающего в каналы 20, действует под углом к силе тяжести Р и имеет равнодействующую силу X, являющуюся силой сопротивления, которая уравновешивается силой тяги двигателя F_дв. Таким образом общая подъемная сила будет равна Р_у = F_в + F_д - F_н. Величина подъемной силы зависит от скорости движения самолета и может изменяться за счет изменения тяги двигателя 2. После некоторого выдерживания ручка 60 гидравлического крана 59 передвигается в противоположную сторону и масло, поступая в противоположные полости гидроцилиндров 35, 36, 37, 38, передвигает их корпуса при неподвижных поршнях в противоположную сторону, а вместе с ними и зубчатые рейки 39, 40, 41, 42, поворачивая шестерни 43, 44, 45, 46 и убирая элероны 8, 9, 16, 17. Как только элероны убраны, ручка 60 перемещается в нейтральное положение и открываются золотники 55, 56. В то же время включаются гидродвигатели 21, 22, 23, 24, которые, вращаясь в противоположную сторону, через редукторы 25, 26, 27, 28 убирают передние 6, 7 и задние 14, 15 закрылки. Далее штурвал 51 перемещается в положение "на себя". При этом вал 29 и рычаг 31 поворачиваются и передвигают назад продольную тягу 32, поворачивая рычаг 33 и передвигая вперед коромысло 34, которое перемещает вперед корпуса гидроцилиндров 35, 36, 37, 38 и соединенные с ними зубчатые рейки 39, 40, 41, 42, поршни каждого из них при этом находятся в среднем положении. Вместе с зубчатыми рейками поворачиваются зубчатые колеса 43, 44, 45, 46, которые открывают вниз передние элероны 8, 9, а вверх задние элероны 16, 17. Под действием воздушного потока V возникают аэродинамические силы F и F₁, которые поднимают переднюю часть самолета и опускают нижнюю. После чего самолет начинает производить набор высоты, а штурвал 51 возвращается в исходное положение (фиг. 13). Как только самолет достигнет необходимой высоты, перемещением штурвала 51 в положение "от себя" он переводится в горизонтальный полет. При горизонтальном полете путевое управление самолетом осуществляется ножными педалями и рулевой машиной, не показанными на чертежах, путем отклонения руля направления 11 в ту или иную сторону с соответствующим креном. Для обеспечения крена самолета влево необходимо повернуть штурвал 51 в положение "влево". Полукруглый сектор 52, перемещаясь вправо, передвинет в ту же сторону каретку 53, а вместе с ней и золотник гидравлического крана 54. В этом случае масло масляным насосом 58 из бака 57 станет подаваться в полости гидроцилиндров 35, 36, 37, 38, которые передвинут переднюю левую зубчатую рейку 40 назад, заднюю левую зубчатую рейку 39 вперед, а правую переднюю зубчатую рейку 41 вперед, заднюю правую зубчатую рейку 42 назад. При этом элероны 8, 16 левого борта откроются вверх, а элероны 9, 17 правого борта откроются вниз. Под действием аэродинамических сил F_л и F_п фюзеляж самолета повернется влево вокруг продольной оси (на фиг. 12 показано сплошными стрелками). После поворота влево на необходимый угол штурвал 51 поворачивается в исходное положение, а золотник гидравлического крана 54 возвращается в нейтральное положение, отключая полости гидроцилиндров 35, 36, 37, 38 от масляного насоса 58. Для создания крена на правый борт необходимо повернуть штурвал 51 в положение "вправо". Вместе с ним повернется полукруглый сектор 52, который передвинет влево каретку 55 и с ней золотник гидравлического крана 54, который соединит полости гидроцилиндров 35, 36, 37,38 с масляным насосом 58. Масло из бака 57 станет подаваться масляным насосом 58 в полости указанных гидроцилиндров, поршни которых передвинут переднюю левую зубчатую рейку 40 вперед, заднюю левую зубчатую рейку 39 назад, а переднюю правую зубчатую рейку 41 назад, заднюю правую зубчатую рейку 42 вперед. Золотники 55, 56 при этом должны быть открыты. Элероны 9, 17 правого борта откроются вверх, а элероны 8, 16 левого борта откроются вниз. Под действием аэродинамических сил фюзеляж повернется вправо вокруг продольной оси (на фиг. 12 показано пунктирными стрелками). После выполнения крена самолет выравнивается путем поворота штурвала 51 влево и затем в нейтральное положение. После прихода самолета к месту назначения начинается его снижение. Для этого штурвал 51 перемещается в положение "от себя". Вал 29 с рычагом 31 поворачиваются и перемещают вперед продольную тягу 32, которая через рычаг 33 перемещает назад коромысло 34. Гидроцилиндры 35, 36, 37, 38 высоте с зубчатыми рейками 39, 40, 41, 42 перемещаются в ту же сторону, а поршни этих гидроцилиндров неподвижны и находятся в среднем положении. Посредством зубчатых колес 43, 44, 45, 46 передние элероны 8, 9 открываются вверх, а задние элероны 16, 17 открываются вниз. В результате этого за счет аэродинамических сил передняя часть фюзеляжа опустится вниз, а задняя часть поднимется вверх и самолет станет производить снижение. После начала снижения штурвал переводится в нейтральное положение. При подходе к посадочной полосе самолет посредством штурвала переводится в горизонтальный полет. Включаются гидродвигатели 21, 22, 25, 24 и поворачивается ручка 60 гидрокрана управления 59, золотники 55, 56 закрываются. Посредством редукторов 25, 26, 27, 28 открываются вниз закрылки 6, 7, 14, 15 и элероны 8, 9, 16, 17, которые направляют вниз часть воздушного потока и, тем самым, увеличивают подъемную силу (фиг. 11). В полете над посадочной полосой постепенно уменьшается скорость движения самолета, а вместе с ней и подъемная сила. Самолет постепенно снижается и касается посадочной полосы всеми колесами одновременно. После пробега и торможения самолет останавливается, а двигатель 2 выключается.After preparing the aircraft for departure, checking the operation of all systems, engine 2 is started, it is warmed up and taxiing to the runway. Before the take-off run of the aircraft, hydraulic motors 21, 22, 23, 24 are driven by means of a hydraulic system not shown in the drawing, which through the gears 25, 26, 27, 28 open the front 6, 7 and rear 14, 15 flaps. Then the handle 60 of the hydraulic valve 59 is rotated, closing simultaneously the spools 55, 56 kinematically connected with it. Oil from the oil tank 57 is supplied by the oil pump 58 to the cavities of the hydraulic cylinders 35, 36, 37, 38. The pistons of these hydraulic cylinders are stationary, and the bodies move and move the gear racks 39, 40, 41, 42, turning the gears 43, 44, 45, 46 and lowering the front 8, 9 and rear 16, 17 ailerons (Fig. 11). After that, the aircraft starts to take off, gradually increasing its speed. As soon as the speed of movement reaches the required value, the lifting force P _y will exceed the weight P of the aircraft and it will tear off the runway at the same time with all the wheels and rise to a certain height, continuing to move parallel to the runway. The occurrence of lift during take-off occurs as follows. During the movement, the air flow flows around the surface 18 and the surface of the rectangular platform 19. As a result, rarefaction forces FB and F _n are created above the surface 18 and the surface of the rectangular platform 19. The first is attached to the fuselage and directed upward, and the second, several times smaller in size due to a smaller by the same amount of surface area due to the inlet holes of the channels 20, is also attached to the fuselage, but is directed downward. In addition, the air flow through the inlet enters the channels 20 of the rectangular platform 19 and produces dynamic pressure on the walls and bottom of each channel. The pressure forces on the walls of the channels F and F ₁ are equal in magnitude in the longitudinal and transverse directions because the areas of the opposite walls are equal and balance each other, and the forces F _d acting on the bottom of each channel are unbalanced, the fuselage is applied and the lift force. The force F _{n of the} air flow entering the channels 20 acts at an angle to the force of gravity P and has a resultant force X, which is a drag force, which is balanced by the thrust force of the engine F _dv . Thus, the total lifting force will be equal to R _y = F _in + F _d - F _n . The magnitude of the lifting force depends on the speed of the aircraft and may vary due to changes in the thrust of the engine 2. After some exposure, the handle 60 of the hydraulic valve 59 moves in the opposite direction and the oil enters the opposite cavities of the hydraulic cylinders 35, 36, 37, 38, moves fixed pistons in the opposite direction, and with them gear racks 39, 40, 41, 42, turning gears 43, 44, 45, 46 and removing the ailerons 8, 9, 16, 17. As soon as the ailerons are removed, the handle 60 moves to neutral position and open The spools are 55, 56. At the same time, hydraulic motors 21, 22, 23, 24 are turned on, which, rotating in the opposite direction, remove the front 6, 7 and rear 14, 15 flaps through gears 25, 26, 27, 28. Next, the steering wheel 51 moves to the "on itself" position. In this case, the shaft 29 and the lever 31 are rotated and move the longitudinal rod 32 back, turning the lever 33 and moving the beam 34 forward, which moves the cylinder bodies 35, 36, 37, 38 and the gear racks 39, 40, 41, 42 connected to them, the pistons of each of them are in the middle position. Together with the gear racks, gears 43, 44, 45, 46 are rotated, which open down the front ailerons 8, 9, and up the rear ailerons 16, 17. Under the influence of air flow V, aerodynamic forces F and F ₁ arise, which raise the front of the aircraft and lower the bottom. After which the aircraft begins to climb, and the helm 51 returns to its original position (Fig. 13). As soon as the aircraft reaches the required height, by moving the helm 51 to the position "on his own" he is transferred to horizontal flight. During horizontal flight, the airplane is controlled by foot pedals and a steering machine, not shown in the drawings, by deflecting the rudder 11 in one direction or another with a corresponding roll. To ensure the roll of the aircraft to the left, turn the helm 51 to the "left" position. The semicircular sector 52, moving to the right, will move the carriage 53 in the same direction, and with it the spool of the hydraulic valve 54. In this case, the oil by the oil pump 58 from the tank 57 will be fed into the cavities of the hydraulic cylinders 35, 36, 37, 38, which are moved front left gear rack 40 backward, rear left gear rack 39 forward, and right front gear rack 41 forward, rear right gear rack 42 back. In this case, the ailerons 8, 16 of the left side will open up, and the ailerons 9, 17 of the right side will open down. Under the influence of aerodynamic forces F _l and F _{p the} fuselage of the aircraft will turn left around the longitudinal axis (in Fig. 12 is shown by solid arrows). After turning to the necessary angle to the left, the helm 51 turns to its original position, and the spool of the hydraulic valve 54 returns to the neutral position, disconnecting the cavities of the hydraulic cylinders 35, 36, 37, 38 from the oil pump 58. To create a roll to the starboard side, turn the helm 51 to the position to the right. Along with it, a semicircular sector 52 will rotate, which will move the carriage 55 to the left and with it the spool of the hydraulic valve 54, which will connect the cavities of the hydraulic cylinders 35, 36, 37.38 with the oil pump 58. The oil from the tank 57 will be fed by the oil pump 58 into the cavities of the indicated hydraulic cylinders the pistons of which move the front left gear rack 40 forward, the rear left gear rack 39 back, and the front right gear rack 41 back, the rear right gear rack 42 forward. The spools 55, 56 should be open. Ailerons 9, 17 starboard open up, and ailerons 8, 16 starboard open down. Under the influence of aerodynamic forces, the fuselage will turn to the right around the longitudinal axis (shown in dotted arrows in Fig. 12). After roll, the plane is leveled by turning the helm 51 to the left and then to the neutral position. After the aircraft arrives at its destination, its decline begins. To do this, the steering wheel 51 moves to the position "away". The shaft 29 with the lever 31 rotates and moves forward the longitudinal rod 32, which, through the lever 33, moves the beam 34 back. The height hydraulic cylinders 35, 36, 37, 38 with the gear racks 39, 40, 41, 42 move in the same direction, and the pistons of these hydraulic cylinders are stationary and in the middle position. By means of gears 43, 44, 45, 46, the front ailerons 8, 9 open up, and the rear ailerons 16, 17 open down. As a result of this, due to aerodynamic forces, the front of the fuselage will lower down, and the rear will rise and the aircraft will begin to decrease. After the start of the descent, the helm is moved to the neutral position. When approaching the landing strip, the aircraft is turned into horizontal flight through the helm. The hydraulic motors 21, 22, 25, 24 are turned on and the handle 60 of the control hydraulic valve 59 is turned, the spools 55, 56 are closed. By means of gears 25, 26, 27, 28, flaps 6, 7, 14, 15 and ailerons 8, 9, 16, 17 open downward, which direct downward a portion of the air flow and thereby increase the lifting force (Fig. 11). In flight over the landing strip, the speed of the aircraft, and with it the lifting force, gradually decreases. The plane gradually decreases and touches the landing strip with all wheels simultaneously. After run and braking, the plane stops, and engine 2 turns off.

Положительный эффект: значительное увеличение подъемной силы, более лучшее управление самолетом в полете, возможность увеличения подъемной силы при взлете и посадке. Positive effect: a significant increase in lift, better control of the aircraft in flight, the possibility of increasing lift during takeoff and landing.

Claims

An airplane with a bearing body, containing a fuselage with pilot and cargo-passenger compartments, in the rear of which there is a vertical stabilizer with a rudder and horizontal stabilizers, and inside the fuselage there is a mid-flight jet engine, landing gear, characterized in that the fuselage is made in the form of a rectangular cross-section, front and rear turning into streamlined aerodynamic forms, and on the lower platform of the body, which is a rectangular platform, made inclined to the side the rear part is deaf, channels opening downward, the bottom of each of which is parallel to the longitudinal axis of the fuselage, in addition, two horizontal stabilizers are additionally installed on the front of the fuselage, on which, as well as on the rear horizontal stabilizers, flaps and ailerons are placed one after the other, and the flaps are connected to the drive hydromechanisms, and the ailerons are connected via the hydromechanical drive to the aircraft control panel.