RU2219102C1

RU2219102C1 - Aircraft

Info

Publication number: RU2219102C1
Application number: RU2002119488A
Authority: RU
Inventors: С.В. Буданов
Original assignee: Буданов Станислав Васильевич
Priority date: 2002-07-17
Filing date: 2002-07-17
Publication date: 2003-12-20

Abstract

FIELD: heavier-than-air flying vehicles. SUBSTANCE: proposed aircraft includes fuselage with tail unit, wing, two fins with rudders and rudder control system. Provision is made for two cable tension control mechanisms located symmetrically relative to longitudinal axis of fuselage. Each mechanism secured in wing cavity has body with two longitudinal slots located one above other, two seats located in body wall, roller with axle and bushes at ends, two springs received by seats of body and by seat of bush of roller axle. Each fin is located symmetrically relative to longitudinal axis of fuselage on lower surface of wing panel section. Control system is independent for each rudder. EFFECT: improved service properties. 8 dwg

Description

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к самолетам. The invention relates to aircraft, in particular to airplanes.

Известен самолет, состоящий из фюзеляжа с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты и киля с рулем направления и задней опорой, закрепленного на нижней поверхности хвостового участка фюзеляжа, в полости которого размещена система управления рулем направления, выполненная из двуплечего рычага с педалями, надетого на ось, заделанную в пол кабины летчика, двух тросов, протянутых вдоль фюзеляжа, расположенных симметрично относительно продольной оси его, шарнирно связанных одним концом с двуплечим рычагом с педалями, а другим концом - с рычагом руля направления, роликов с осями, свободным концом заделанными в пол фюзеляжа, к которому прикреплено крыло, и шасси (Международная заявка 88/06551, В 64 С 39/06, 1988 г.). Known aircraft, consisting of a fuselage with a tail in the form of a stabilizer with a rudder and a keel with a rudder and a back support, mounted on the lower surface of the tail section of the fuselage, in the cavity of which is located a rudder control system made of a two-shouldered lever with pedals worn on an axis embedded in the floor of the cockpit, two cables stretched along the fuselage, located symmetrically relative to its longitudinal axis, articulated at one end with a two-arm lever with pedals, and the other to end - with the rudder lever, rollers with axles, free end embedded in the fuselage floor to which the wing is attached, and the chassis (International application 88/06551, B 64 C 39/06, 1988).

Недостатком указанного самолета является снижение эксплуатационных свойств из-за конструктивного размещения вертикального оперения. The disadvantage of this aircraft is a decrease in operational properties due to the structural placement of vertical plumage.

Наиболее близким - прототипом - является самолет, состоящий из фюзеляжа с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты и двух килей с рулями направления, которые размещены на концах плоскостей стабилизатора, система управления которыми расположена в полости фюзеляжа и стабилизатора и выполнена из двуплечего рычага, с педалями, двух тросов, расположенных симметрично относительно продольной оси фюзеляжа, шарнирно соединенных одними концами с рычагом с педалями, а другими концами - с рычагом рулей направления, связанных с пружинами, крыла, задней опоры, смонтированной в хвостовой части фюзеляжа, на верхней поверхности которого выполнена кабина летчика, и шасси (Журнал Крылья родины, 1998, 8, с. 27, самолет ДБ-4). The closest prototype is an aircraft consisting of a fuselage with a tail unit in the form of a stabilizer with elevator and two keels with rudders that are located at the ends of the stabilizer planes, the control system of which is located in the cavity of the fuselage and stabilizer and is made of a two-armed lever, with pedals, two cables symmetrically relative to the longitudinal axis of the fuselage, pivotally connected at one end with the lever with the pedals, and at the other ends with the rudder lever connected with the springs E, wing, back support mounted in the rear fuselage, on the upper surface of which is made cockpit and chassis (Journal Wings homeland, 1998, 8, p. 27, SB-4 plane).

Недостатком прототипа являются невысокие эксплуатационные свойства из-за конструктивного размещения килей с рулями направления и исполнения системы управления рулями направления. The disadvantage of the prototype is the low operational properties due to the structural placement of the keels with rudders and the execution of the rudder control system.

Задачей создании изобретения является улучшение эксплуатационных свойств. The objective of the invention is to improve operational properties.

Поставленная задача достигается тем, что самолет, содержащий фюзеляж с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты, крыло, два киля с рулями направления, систему управления рулями направления и шасси, согласно изобретению снабжен двумя расположенными в полости крыла симметрично относительно продольной оси фюзеляжа механизмами автоматического натяжения троса системы управления рулями направления, каждый выполнен из закрепленного в полости плоскостей крыла корпуса с двумя расположенными друг над другом продольными пазами, двумя гнездами, которые размещены на стенке корпуса на одном уровне с соответствующим упомянутым продольным пазом, ролика с осью со втулкой на концах, помещенной в продольный паз корпуса, двух пружин, каждая одним торцом вставлена в гнездо корпуса, а другим торцом - в гнездо втулки оси ролика, причем каждый киль с рулем направления расположен симметрично продольной оси фюзеляжа на нижней поверхности участка соответствующей плоскости крыла, система управления выполнена автономной для каждого руля направления, а расположение системы автоматического натяжения троса в полости крыла определено соотношением
А=Б-2в,
где А - расстояние между центрами осей роликов;
Б - размах крыла;
в - расстояние от торца плоскости крыла до центра оси ролика.The task is achieved in that the aircraft containing the tail fuselage in the form of a stabilizer with elevator, wing, two keels with rudders, rudder control system and landing gear, according to the invention is equipped with two automatic mechanisms located in the wing cavity symmetrically with respect to the longitudinal axis of the fuselage the cable tension of the rudder control system, each made of fixed in the cavity of the wing planes of the body with two longitudinal grooves located one above the other, two nests, which are placed on the housing wall at the same level with the corresponding longitudinal groove, a roller with an axis with a sleeve at the ends, placed in the longitudinal groove of the housing, two springs, each with one end inserted into the housing socket and the other end into the socket of the axis sleeve roller, and each keel with a rudder is located symmetrically to the longitudinal axis of the fuselage on the lower surface of the section of the corresponding wing plane, the control system is autonomous for each rudder, and the location of the auto aticheskogo cable tension in the cavity defined by the relation of the wing
A = B-2c,
where A is the distance between the centers of the axes of the rollers;
B - wingspan;
in - the distance from the end of the wing plane to the center of the axis of the roller.

Предлагаемый самолет поясняется чертежами, где:
на фиг.1 показан самолет, вид сбоку;
на фиг.2 - то же, вид спереди;
на фиг.3 - то же, вид снизу по А на фиг. 1;
на фиг. 4 - изображен механизм автоматического натяжения троса системы управления рулем направления, продольный разрез;
на фиг.5 - то же, вид сверху по Б на фиг. 4;
на фиг.6 показана кинематическая схема системы управления рулем направления, поворот налево;
на фиг.7 - то же, поворот направо;
на фиг.8 изображено положение поворотной поверхности руля направления: а - перемещение по прямой; б - поворот направо; в - поворот налево.The proposed aircraft is illustrated by drawings, where:
figure 1 shows an airplane, side view;
figure 2 is the same front view;
in Fig.3 is the same, a bottom view along A in Fig. 1;
in FIG. 4 - shows a mechanism for automatically pulling a cable of a rudder control system, a longitudinal section;
in Fig.5 is the same, a top view along B in Fig. 4;
figure 6 shows a kinematic diagram of a rudder control system, turn left;
Fig.7 is the same, turn right;
on Fig shows the position of the rotary surface of the rudder: a - moving in a straight line; b - turn right; c - turn left.

Самолет включает фюзеляж 1 с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты. Крыло 2 прикреплено к нижней поверхности среднего участка фюзеляжа 1. Два киля 3 с рулем 4 направления размещены на нижней поверхности консольного участка каждой плоскости крыла 2. Две системы автономного управления рулями 4 направления расположены симметрично относительно продольной оси фюзеляжа 1 в его полости и в полости каждой плоскости крыла 2, и каждая выполнена из двух рычагов 5 с педалями, помещенной на общую ось 6, свободным концом заделанную в пол кабины летчика, троса 7, шарнирно одним концом соединенного с соответствующим рычагом 5, а другим концом - с рычагом 8 оси 9 поворотной поверхности руля 4 направления, трех роликов 10 с осями, один из которых осью заделан в пол фюзеляжа 1, а два других ролика осью прикреплены к ферме плоскости крыла 2, ограничителя 11, вмонтированного в пол сзади рычага 5. The aircraft includes a fuselage 1 with a tail in the form of a stabilizer with elevator. The wing 2 is attached to the lower surface of the middle section of the fuselage 1. Two keels 3 with a rudder 4 directions are located on the lower surface of the console section of each plane of the wing 2. Two autonomous control systems for 4 rudders are located symmetrically relative to the longitudinal axis of the fuselage 1 in its cavity and in the cavity of each wing plane 2, and each is made of two levers 5 with pedals placed on a common axis 6, with its free end embedded in the floor of the cockpit, cable 7, articulated at one end connected to the corresponding lever 5, and the other end - with the lever 8 of the axis 9 of the rotary surface of the rudder 4 directions, three rollers 10 with axles, one of which with the axis embedded in the floor of the fuselage 1, and two other rollers with the axis attached to the truss plane of the wing 2, limiter 11, mounted in the rear floor lever 5.

Два механизма автоматического натяжения тросов 10, каждый расположен в полости, соответствующей плоскости крыла 2, симметрично относительно продольной оси фюзеляжа 1 и выполнен из корпуса 12 с двумя расположенными друг над другом продольными пазами 13, прикрепленного к ферме плоскости крыла 2, ролика 14 с осью 15 со втулкой 16 на концах, помещен в паз 13, двух пружин 17, каждая одним торцом вставлена в гнездо 18, выполненное на стенке корпуса 12 на одном уровне с соответствующим продольным пазом 13, а другим торцом - в гнездо (не показано) втулки 16. Two mechanisms of automatic tension of the cables 10, each located in the cavity corresponding to the plane of the wing 2, is symmetrical with respect to the longitudinal axis of the fuselage 1 and is made of the housing 12 with two longitudinal grooves 13 located one above the other, attached to the truss plane of the wing 2, of the roller 14 with the axis 15 with a sleeve 16 at the ends, placed in the groove 13, two springs 17, each with one end inserted into the socket 18, made on the wall of the housing 12 at the same level with the corresponding longitudinal groove 13, and the other end into the socket (not shown) of the sleeve 16.

Две пружины 19, каждая одним концом присоединена к оси 9 соответствующего руля 4 направления, а другим концом - к ферме плоскости крыла 2. Two springs 19, each with one end attached to the axis 9 of the corresponding rudder 4 directions, and the other end to the truss plane of the wing 2.

Расположение систем автоматического натяжения троса в полости крыла 2 определено соотношением А= Б-2•в, где А - расстояние между центрами осей роликов, Б - размах крыла, в - расстояние от торца плоскости крыла до центра оси ролика. The location of the automatic cable tension systems in the wing cavity 2 is determined by the relation A = B-2 • c, where A is the distance between the centers of the axes of the rollers, B is the wing span, and C is the distance from the end of the wing plane to the center of the axis of the roller.

Самолет работает следующим образом. The plane operates as follows.

Для перемещения по прямой рычаги 5 располагают перпендикулярно к продольной оси фюзеляжа 1. При этом положении рычагов 5 рули 4 направления параллельны между собой и относительно продольной оси фюзеляжа 1 (фиг. 2, фиг.3 и фиг.8а). To move in a straight line, levers 5 are placed perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage 1. At this position of the levers 5, the rudders 4 are parallel to each other and relative to the longitudinal axis of the fuselage 1 (Fig. 2, Fig. 3 and Fig. 8a).

При подаче левого рычага 5 вперед (к носу самолета), фиг.6, он поворачивается на оси 6, увлекая за собой трос 7, который, скользя по роликам 10, тянет за собой рычаг 8 оси 9. При этом руль 4 (поворотная поверхность) направления отклоняется влево на заданный угол. В отклоненном положении руль 4 направления оказывает сопротивление перемещению самолета, создавая момент, обеспечивающий отклонение хвоста фюзеляжа 1 вправо, а носа его - влево. Благодаря чему обеспечивают энергичное изменение направления перемещения самолета в левую сторону (фиг.7, фиг.8в). When applying the left lever 5 forward (to the nose of the aircraft), Fig.6, it rotates on the axis 6, entraining the cable 7, which, sliding along the rollers 10, pulls the lever 8 of the axis 9. The steering wheel 4 (turning surface ) direction deviates to the left by a given angle. In the deviated position, the rudder 4 of the direction resists the movement of the aircraft, creating a moment that ensures the tail of the fuselage 1 is deflected to the right, and its nose to the left. Due to this, they provide an energetic change in the direction of movement of the aircraft to the left side (Fig. 7, Fig. 8c).

Отклоняя вперед правый рычаг 5 (фиг.7), увлекаемый трос 7 тянет за собой рычаг 8 другого (правого) руля 4 направления, который занимает наклонное положение относительно исходного, т.е. руль 4 направления отклоняется вправо. Благодаря чему самолет совершает правый разворот. Pulling the right lever 5 forward (Fig. 7), the entrained cable 7 pulls the lever 8 of the other (right) rudder 4, which occupies an inclined position relative to the initial one, i.e. 4-direction steering wheel deviates to the right. Thanks to what the plane makes a right turn.

При ослаблении натяжения троса 7 пружины 17, упирающиеся в дно гнезда 18 корпуса 12, при разжатии другим торцом воздействуют на дно гнезда втулки 16 (не показано), которые перемещаются в продольных пазах 1 вместе с осью 15 и роликом 14 в направлении троса 7. Ролик 14 упирается в трос 7 и натягивает его, выбирая ослабление (провисание). When the tension of the cable 7 is relaxed, the springs 17 resting on the bottom of the socket 18 of the housing 12, when unclenched by the other end face, act on the bottom of the socket of the sleeve 16 (not shown), which move in the longitudinal grooves 1 together with the axis 15 and the roller 14 in the direction of the cable 7. Roller 14 rests on the cable 7 and pulls it, choosing weakening (sagging).

Размещение киля 3 с рулем направления 4 на нижней поверхности консольного участка каждой плоскости крыла повышает устойчивость самолета в воздушной среде, улучшает обзор пространства, повышает маневренность за счет энергичного отклонения носового участка при минимальном радиусе поворота. Этому способствует и расположение киля с рулем направления, определяемое соотношением А=Б-2в. The placement of the keel 3 with the rudder 4 on the lower surface of the cantilever section of each wing plane increases the stability of the aircraft in the air, improves the visibility of the space, increases maneuverability due to the energetic deflection of the nose section with a minimum turning radius. This is facilitated by the location of the keel with the rudder, determined by the ratio A = B-2c.

Система управления рулями направления способствует безопасности полета при неисправности одного из рулей. The rudder control system contributes to flight safety in the event of a malfunction of one of the rudders.

Корпус 12 обеспечивает жесткость конструкции, а ролики надежно фиксируют положение троса. The housing 12 provides structural rigidity, and the rollers reliably fix the position of the cable.

Ограничители 11 исключают отклонение рычагов с педалями в сторону хвоста фюзеляжа. Limiters 11 exclude the deviation of levers with pedals towards the tail of the fuselage.

Механизм автоматического натяжения троса исключает его провисания без вмешательства технического персонала. The automatic cable tensioning mechanism eliminates its sagging without the intervention of technical personnel.

Изобретение можно использовать в летательных аппаратах типа самолетов. The invention can be used in aircraft such as aircraft.

Claims

Aircraft containing a tail fuselage in the form of a stabilizer with elevator, wing, two keels with rudders, rudder control system and landing gear, characterized in that it is equipped with two automatic cable tension mechanisms located in the wing cavity symmetrically relative to the longitudinal axis of the fuselage control rudders, each of which contains a body fixed in the cavity of the wing planes with two longitudinal grooves located one above the other, two nests that are s on the housing wall are flush with the corresponding longitudinal grooves mentioned, a roller with an axis with a sleeve at the ends, placed in the longitudinal groove of the housing, two springs, each of which is inserted with one end into the housing socket and the other end into the socket of the roller axis sleeve, moreover, each keel with a rudder is located symmetrically relative to the longitudinal axis of the fuselage on the lower surface of the cantilever section of the corresponding wing plane, the control system is autonomous for each rudder, and the location of the system we automatic cable tension in the wing cavity is determined by the ratio

A = B-2 in

where A is the distance between the centers of the axes of the rollers;

B - wingspan;

in - the distance from the end of the wing plane to the center of the axis of the roller.