RU2219103C1 - Самолет - Google Patents
Самолет Download PDFInfo
- Publication number
- RU2219103C1 RU2219103C1 RU2002119785A RU2002119785A RU2219103C1 RU 2219103 C1 RU2219103 C1 RU 2219103C1 RU 2002119785 A RU2002119785 A RU 2002119785A RU 2002119785 A RU2002119785 A RU 2002119785A RU 2219103 C1 RU2219103 C1 RU 2219103C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- axis
- fuselage
- secured
- rudder
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
Самолет содержит фюзеляж с хвостовым оперением, стабилизатор с рулем высоты, киль с задней опорой, крыло и шасси. Самолет снабжен двумя размещенными симметрично относительно продольной оси фюзеляжа на нижней поверхности плоскостей крыла рулями направления, состоящими из поворотной поверхности, оси, двух корпусов с подшипниками, в которых установлены концы оси, один из которых прикреплен к ферме крыла, а другой - к расчалке, которая свободным концом жестко присоединена к нижней поверхности плоскости крыла. Предусмотрены расположенные симметрично относительно продольной оси фюзеляжа две системы автономного управления рулями направления, состоящими из рычага с педалью на одном конце, другим концом надетого на общую ось, свободным концом заделанную в пол кабины, двух роликов, один из которых осью вмонтирован в пол фюзеляжа, а другой ролик осью закреплен в полости крыла, пружины, один конец которой присоединен к оси поворотной поверхности, а другой конец прикреплен к ферме крыла, троса, охватывающего упомянутые ролики. Изобретение направлено на улучшение эксплуатационных свойств. 8 ил.
Description
Изобретение относится к летательным аппаратам, частности к самолетам.
Известен самолет, состоящий из фюзеляжа, на верхней поверхности хвостового участка которого смонтированы стабилизатор с рулем высоты и киль с рулем поворота, а к боковым поверхностям среднего участка прикреплены плоскости крыла, двух шасси, выполненных в виде стойки, на одном конце которой установлено колесо, а на другой конец прикреплен к носковой нижней поверхности переднего участка фюзеляжа, в полости которого расположено управление рулем направления, выполненное из двуплечего рычага с педалями, который насажен на ось, один конец которой заделан в пол кабины летчиков, двух тросов, каждый протянут вдоль фюзеляжа, расположенных симметрично относительно его продольной оси, один конец которых шарнирно связан с одним концом двуплечего рычага педалей, а другой конец присоединен к рычагу руля направления (Журнал: Самолет, 1997, 3, с. 1).
Недостатком указанного самолета является ограниченный обзор пространства, расположенного за хвостовой частью фюзеляжа, из-за конструктивного исполнения.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому является самолет, состоящий из фюзеляжа с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты и киля с рулем направления, который расположен на нижней поверхности хвостового участка фюзеляжа, в полости которого размещен механизм управления рулем направления, выполненный из двуплечего рычага с педалями на концах, надетого на ось, свободным концом заделанную в пол кабины, двух тросов, протянутых вдоль фюзеляжа, которые расположены симметрично относительно продольной его оси, один конец которых связан с концом упомянутого двуплечего рычага, а другой конец также шарнирно соединен с рычагом руля направления, крыла, шасси и задней опоры, которая присоединена к неподвижной поверхности киля (Международная заявка 88/06551, В 64 С 39/06, 1988 г.).
Недостатком прототипа является недостаточная маневренность из-за конструктивного расположения руля направления.
Задачей создания изобретения является улучшение эксплуатационных свойств.
Поставленная задача достигается тем, что самолет, содержащий фюзеляж с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты, киль с задней опорой, крыло и шасси, согласно изобретению снабжен двумя размещенными симметрично относительно продольной оси фюзеляжа на нижней поверхности плоскостей крыла рулями направления, каждый выполненный из поворотной поверхности, оси, жестко связанной с упомянутой поворотной поверхностью, двух корпусов с подшипниками, в которые заделаны концы оси, один из которых прикреплен к ферме крыла, а другой - к расчалке, которая свободным концом жестко присоединена к нижней поверхности плоскости крыла, двумя расположенными симметрично относительно продольной оси фюзеляжа системами автономного управления рулями направления, выполненными каждый из рычага с педалью на конце, другим концом надетого на общую ось, свободным концом заделанную в пол кабины летчиков, двух роликов, один из которых осью вмонтирован в пол фюзеляжа, а другой ролик осью закреплен в полости плоскости крыла, пружины, один конец которой присоединен к оси поворотной поверхности, а другой конец прикреплен к ферме крыла, троса, охватывающего упомянутые ролики, шарнирно одним концом связанного с рычагом педали, а другим концом - с рычагом оси поворотной поверхности, причем расположение руля направления на плоскости крыла определено соотношением
Б=1/3...1/4•а,
где Б - расстояние от торца консольного участка плоскости крыла до оси поворотной поверхности руля направления;
а - длина плоскости крыла, равная а=В/2,
где
В - размах крыла.
Б=1/3...1/4•а,
где Б - расстояние от торца консольного участка плоскости крыла до оси поворотной поверхности руля направления;
а - длина плоскости крыла, равная а=В/2,
где
В - размах крыла.
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 - руль направления;
на фиг.5 - система управления рулями направления (поворот налево);
на фиг.6 - расположение рычагов с педалями на общей оси;
на фиг.7 - система управления рулем направления (поворот направо);
на фиг.8 - положение поворотной поверхности руля направления: а - перемещение по прямой, б - поворот направо, в - поворот налево.
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 - руль направления;
на фиг.5 - система управления рулями направления (поворот налево);
на фиг.6 - расположение рычагов с педалями на общей оси;
на фиг.7 - система управления рулем направления (поворот направо);
на фиг.8 - положение поворотной поверхности руля направления: а - перемещение по прямой, б - поворот направо, в - поворот налево.
Самолет включает фюзеляж 1 с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты и киля с задней опорой, расположенного на нижней поверхности хвостового участка фюзеляжа. Крыло 2 прикреплено к нижней поверхности среднего участка фюзеляжа 1. Два размещенных симметрично относительно продольной оси фюзеляжа 1 на нижней поверхности каждой плоскости крыла 2 руля 3 направления, каждый выполненный из поворотной поверхности 4, оси 5, жестко связанной с поверхностью 4, двух корпусов 6 с подшипниками, в которые заделаны концы оси 5, один из которых прикреплен к ферме крыла 2, а другой - к расчалке 7, которая свободным концом жестко присоединена к нижней поверхности плоскости крыла 2, рычага 8, жестко установленного на выступающий конец оси 5. Две расположенные симметрично относительно продольной оси фюзеляжа 1 системы автономного управления рулями направления, каждый выполненный из рычага 9 с педалью на одном конце, другой конец которой надет на общую ось 10, свободным концом заделанную в пол кабины летчиков, двух роликов 11 с осями, один из которых осью вмонтирован в пол фюзеляжа 1, а другой ролик осью закреплен в полости плоскости крыла 2, троса 12, охватывающего ролики 11, один конец которого шарнирно присоединен к рычагу 9 педали, а другой конец шарнирно соединен с рычагом 8 оси 5 поворотной поверхности 4, пружины 13, один конец которой присоединен к поворотной поверхности 4, а другой конец прикреплен к ферме крыла 2. Два ограничителя 14, каждый распложен за рычагом 9 и контактирует с ним.
Расположение руля направления на каждой плоскости крыла 2 определено соотношением Б= 1/3. ..1/4•а, где Б - расстояние от торца консольного участка плоскости крыла до оси поворотной поверхности руля направления; а - длина плоскости крыла, равная а=В/2, где B - размах крыла.
Самолет работает следующим образом.
Для перемещения самолета в воздушной среде по прямой поверхности 4 руля 3 направления располагают параллельно относительно продольной оси фюзеляжа 1 (фиг. 2, фиг.8а). Для поворота налево оператор ногой подает левый (верхний) рычаг 9 в направлении носа самолета. При этом рычаг 9, поворачиваясь на оси 10, тянет за собой левый трос 12, охватывающий одну пару роликов 11, воздействует другим концом на рычаг 8 оси 5, которая проворачивается на подшипниках корпусов 6 вместе с поворотной поверхностью 4 на требуемый угол. При этом пружина 13 деформируется. В это время нижний рычаг 9 расположен перпендикулярно относительно продольной оси фюзеляжа 1.
Для поворота направо оператор воздействует ногой на правый (нижний) рычаг 9 другой системы управления. При этом трос 13 воздействует на рычаг 8 руля 3 направления и отклоняет правую поворотную поверхность 4 на требуемый угол, а самолет совершает правый разворот.
В исходное положение поворотные поверхности 4 возвращают усилием оператора и пружин 13. Ограничители 14 исключают смещение рычагов 9 в направлении хвоста фюзеляжа 1.
Расположение рулей направления на плоскостях крыла повышает устойчивость самолета в воздушной среде и обеспечивает требуемую маневренность, что в свою очередь улучшает эксплуатационные свойства устройства.
Расположение руля направления на расстоянии от торца консольного участка крыла, равном 1/3...1/4•a, длины плоскости, обеспечивает получения момента, достаточного для энергичного изменения направления перемещения в воздушной среде. Уменьшение упомянутого расстояния, например, до 1/8•а требует увеличения прочности фермы консольного участка плоскости крыла, а расположение руля направления на расстоянии, равном, например, более 1/2•а, снижает маневренность самолета.
Расчалка 7 обеспечивает жесткость конструкции руля направления при упрощении его конструкции.
Автономное управление рулями направления улучшает условия пользования ими.
Размещение рычагов педали на общей оси друг над другом упрощает конструкцию системы управления.
Claims (1)
- Самолет, содержащий фюзеляж с хвостовым оперением в виде стабилизатора с рулем высоты, киль с задней опорой, крыло и шасси, отличающийся тем, что он снабжен двумя размещенными симметрично относительно продольной оси фюзеляжа на нижней поверхности плоскостей крыла рулями направления, каждый из которых выполнен из поворотной поверхности, оси, жестко связанной с упомянутой поворотной поверхностью, двух корпусов с подшипниками, в которые заделаны концы оси, один из которых прикреплен к ферме крыла, а другой к расчалке, которая свободным концом жестко присоединена к нижней поверхности плоскости крыла, двумя расположенными симметрично относительно продольной оси фюзеляжа системами автономного управления рулями направления, выполненными каждый из рычага с педалью на одном конце, другим концом надетого на общую ось, свободным концом заделанную в пол кабины летчиков, двух роликов, один из которых осью вмонтирован в пол фюзеляжа, а другой ролик осью закреплен в полости крыла, пружины, один конец которой присоединен к оси поворотной поверхности, а другой конец прикреплен к ферме крыла, троса, охватывающего упомянутые ролики, шарнирно одним концом связанного с рычагом педали, а другим концом с рычагом оси поворотной поверхности, причем расположение руля направления на плоскости крыла определено соотношениемБ=1/3...1/4·а,где Б - расстояние от торца консольного участка плоскости крыла до оси поворотной поверхности руля направления;а - длина плоскости крыла, равная а=В/2, где В - размах крыла.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002119785A RU2219103C1 (ru) | 2002-07-22 | 2002-07-22 | Самолет |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002119785A RU2219103C1 (ru) | 2002-07-22 | 2002-07-22 | Самолет |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2219103C1 true RU2219103C1 (ru) | 2003-12-20 |
RU2002119785A RU2002119785A (ru) | 2004-04-20 |
Family
ID=32066951
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002119785A RU2219103C1 (ru) | 2002-07-22 | 2002-07-22 | Самолет |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2219103C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112173073A (zh) * | 2020-09-25 | 2021-01-05 | 中国直升机设计研究所 | 一种单舵机控制双垂尾操纵结构 |
-
2002
- 2002-07-22 RU RU2002119785A patent/RU2219103C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112173073A (zh) * | 2020-09-25 | 2021-01-05 | 中国直升机设计研究所 | 一种单舵机控制双垂尾操纵结构 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
KR101323836B1 (ko) | 항공기 내의 수동 비행 제어 시스템용 직렬 액츄에이터에 의한 비상 조종 방법 | |
CA2610079C (en) | Method and device for supporting the take-off rotation of an aircraft | |
EP2178750B1 (en) | Aircraft flight control systems and methods | |
CN103241372A (zh) | 集成飞行器飞行控制单元 | |
US7131611B2 (en) | Device and method of control of fixed and variable geometry rhomboid wings | |
EP3854686B1 (en) | Method for controlling an aircraft and aircraft (variants) | |
WO2009046508A2 (en) | Mechanisms and methods for providing rudder control assist during symmetrical and asymmetrical thrust conditions | |
RU2219103C1 (ru) | Самолет | |
GB2446589A (en) | Thrust vectoring in aerial vehicles | |
US2697568A (en) | Aircraft rudder control | |
CA2134407C (en) | Aircraft crosswind control apparatus | |
US9718535B2 (en) | Aircraft with a trimmable horizontal stabilizer having the pivot elements in its forward side | |
US8186632B2 (en) | Panel-mounted aircraft control stick | |
US2542946A (en) | Airplane control system | |
US2781182A (en) | Aerodynamic aircraft control system | |
US4206892A (en) | Lightweight aircraft | |
RU2219102C1 (ru) | Самолет | |
US3127131A (en) | sudrow | |
EP2072394A2 (en) | Aircraft flight control user interface fluid linkage system | |
US20220297825A1 (en) | Aircraft having outrigger landing gear | |
GB393976A (en) | Improvements in and relating to aircraft having freely rotative wings | |
RU2716386C1 (ru) | Орган управления полетом летательного аппарата | |
US3174708A (en) | Rotary wing aircraft control system | |
RU2148528C1 (ru) | Летательный аппарат | |
RU2002119785A (ru) | Самолет |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20070723 |