RU2231477C1

RU2231477C1 - Самолет

Info

Publication number: RU2231477C1
Application number: RU2003106786/11A
Authority: RU
Inventors: С.В. Буданов (RU); С.В. Буданов
Original assignee: Буданов Станислав Васильевич
Priority date: 2003-03-11
Filing date: 2003-03-11
Publication date: 2004-06-27

Abstract

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к самолетам. Самолет включает фюзеляж с хвостовым оперением в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, складывающимся крылом в виде коренной части и двух концевых частей, гидравлический механизм складывания крыла и привод. На боках фюзеляжа выполнена плоская площадка с отверстием на середине, передняя кромка крыла выполнена прямой, а задняя кромка – по форме гиперболической кривой. Коренная часть крыла выполнена из двух автономных частей, шарнирно связанных с концевыми частями. В фюзеляже смонтирован механизм поворота крыла, включающий упоры в виде прикрепленных к плоской площадке фюзеляжа фланцев с двумя буртиками, расположенными друг против друга, оси в стойках, прикрепленных к полу фюзеляжа, ведомую коническую шестерню, жестко насаженную на середину оси, две полуоси, пропущенные через центральное отверстие упора, два кулака, насаженных на внешний конец полуосей, две жесткие муфты, связывающие между собой внутренние концы полуосей с осью, четыре выключателя, попарно вмонтированных в торцы буртиков упоров, при этом кулаки помещены между буртиками упоров и каждый прикреплен к торцу коренной части крыла. Привод состоит из электродвигателя, редуктора и муфты, а ведущая коническая шестерня насажена на выходной вал редуктора и сцеплена с ведомой шестерней. Технический результат – расширение функциональных возможностей самолета. 16 ил.

Description

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к самолетам.

Известен самолет, состоящий из фюзеляжа с хвостовым оперением в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, складывающегося крыла с прямолинейными передней и задней кромками, выполненного в виде коренной части, жестко связанной с фюзеляжем, и двух концевых частей, которые шарнирно связаны с коренной частью, снабженных гидравлическим механизмом складывания и моногондолами, в которых смонтированы шасси, и задней опорой (Журнал "Авиация и космонавтика", 1999, №12, рис. Грум-ман F7Г-2N, с.25).

Недостатком самолета является ограниченная функциональная возможность из–за невозможности расположения крыла вдоль фюзеляжа в виду конструктивного оформления, что создает большое сопротивление при транспортировке наземным, воздушным и водным транспортом.

Ближайшем аналогом изобретения является самолет, включающий фюзеляж с хвостовым оперением в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, складывающееся крыло с передней и задней кромками, выполненными по форме гиперболической кривой, которое состоит из коренной части, прикрепленной к нижней части фюзеляжа, и двух концевых частей, шарнирно связанных между собой, снабженное гидравлическим механизмом складывания, поплавками, в которых смонтированы колесные шасси, и заднюю опору, связанную с цепным приводом (Патент РФ №21831826, кл. В 64 С 39/00, 2002).

Недостатком самолета является ограниченность размера площадки для стоянки по высоте из-за конструктивного оформления, что сужает функциональную возможность.

Техническим результатом, достигаемым самолетом, согласно изобретению является расширение функциональных возможностей.

Указанный результат достигается тем, что в самолете, включающем фюзеляж с хвостовым оперением в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, складывающееся крыло в виде коренной части и двух концевых частей, гидравлический механизм складывания крыла и привод, согласно изобретению на боках фюзеляжа выполнена плоская площадка с отверстием на середине, передняя кромка крыла выполнена прямой, задняя кромка крыла выполнена по форме гиперболической кривой, коренная часть крыла выполнена из двух автономных частей, шарнирно связанных с концевыми частью, в фюзеляже смонтирован механизм поворота крыла, включающий упоры в виде прикрепленных к плоской площадке фюзеляжа фланцев с центральным отверстием и двумя буртиками, расположенными друг против друга, оси в стойках, прикрепленных к полу фюзеляжа, ведомую коническую шестерню, жестко насаженную на середину оси, две полуоси, пропущенные через центральное отверстие упора, два кулака, насаженных на внешний конец полуосей, две жесткие муфты, связывающие между собой внутренние концы полуосей с осью, четыре выключателя, попарно вмонтированных в торцы буртиков упора, при этом кулаки помещены между буртиками упоров и каждый прикреплен к торцу коренной части крыла, привод состоит из электродвигателя, редуктора и муфты, а ведущая коническая шестерня насажена на входной вал редуктора и сцеплена с ведомой шестерней, причем расстояние между торцами буртиков упора определено выражением

Р=С+к, С=π·Д_ср/4, Д_ср=(Д-д)/4,

где Р – расстояние между торцами смежных буртиков упора,

С – длина 1/4 части кругового кольца кулака,

Д_ср - средний диаметр круга буртика,

Д – внешний диаметр круга буртика,

д – внутренний диаметр круга буртика,

к – ширина рабочего участка кулака.

Предлагаемый самолет поясняется чертежами, где:

на фиг.1 – самолет, вид сбоку;

на фиг.2 – то же, с крылом, расположенным вдоль фюзеляжа;

на фиг.3 – то же, вид сверху по А на фиг.1 в плане;

на фиг.4 – то же, вид спереди по Б на фиг.2;

на фиг.5 – то же, со сложенным крылом;

на фиг.6 – изображен фюзеляж, поперечный разрез;

на фиг.7 – изображено крыло в сборе;

на фиг.8 – показан кулак;

на фи. 9 – то же, разрез по В-В на фиг.8;

на фиг.10 показан упор;

на фиг.11 – то же, поперечный разрез по Г-Г на фиг.10;

на фиг.12 изображено возможное положение кулака:

а – горизонтальное положение коренной части "а", б - вертикальное положение коренной части "а" крыла;

на фиг.13 – изображена кинематическая схема механизма поворота крыла;

на фиг.14 – изображено возможное транспортирование составным самолетом - (этажерка);

на фиг.15 – то же, вид сверху по Д на фиг.14;

на фиг.16 – изображена составная ракета–носитель.

Самолет включает фюзеляж 1 с хвостовым оперением в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты. На боках фюзеляжа 1 выполнена плоская площадка 2 с отверстием на середине. Передняя кромка крыла 4 выполнена прямой, а задняя кромка крыла выполнена по форме гиперболической кривой. Коренная часть крыла 4 выполнена из двух автономных частей "а", каждая из которых посредством двух шарниров 5 связана с концевой частью "б". С каждого бока фюзеляжа 1 расположен гидроцилиндр 6. Корпус гидроцилиндра 6 соединен с коренной частью ″а″, а шток – с концевой частью ″б″. В фюзеляже 1 на участке центровки смонтирован механизм поворота крыла 4. Он состоит из двух расположенных на боках фюзеляжа 1 упоров 7. Каждый упор 7 выполнен в виде прикрепленного к плоской площадке 2 фюзеляжа 1 фланца 8 с центральным отверстием 9 и двумя буртиками 10, расположенными друг против друга, оси 11 в стойках, прикрепленных к полу фюзеляжа, ведомой конической шестерни 12, жестко насаженной на середину оси 11, двух полуосей 13, каждая пропущена через центральное отверстие 9 упора 7, двух кулаков 14, каждый из которых насажен на внешний конец полуоси 13, помещен между буртиками 10 и прикреплен к торцу коренной части "а" крыла 4, двух жестких муфт 15, каждая из которых связывает между собой внутренний конец полуоси 13 с осью 11, винтов 16, которыми соединены кулак 14 с коренной частью "а" крыла 14 и упор 7 с плоской площадкой 2 фюзеляжа 1, четырех выключателей, попарно вмонтированных в торцы буртиков 10, привода, который состоит из электродвигателя 18, редуктора 19, ведущей конической шестерни 20, насаженной на выходной вал редуктора 19 и сцепленной с ведомой шестерней 12, муфты 21, которая связывает между собой электродвигатель 18 и редуктор 19, закрепленных на кронштейне, мягко связанном с фюзеляжем. Расстояние между торцами смежных буртиков 10 упоров 7 определено выражениями: Р=С+к, С=π·Д_ср/4, Д_ср=(Д-д)/4, где Р - расстояние между торцами смежных буртиков упора, С - длина 1/4 части кругового кольца кулака, Д_ср - средний диаметр круга буртика, Д - внешний диаметр крута буртика, д - внутренний диаметр круга буртика к - ширина рабочего участка кулака.

Самолет работает следующим образом.

Для перемещения в воздушной среде коренные части "а" и концевые части "б" крыла 4 располагают горизонтально (фиг.1 и 3). При этом шток выходит из гидроцилиндра 6, воздействует на концевую часть "б" и надежно удерживает ее в горизонтальном положении.

Для размещения самолета на площадке, ограниченной размером по ширине и высоте концевые части "б" крыла 4 переводят в вертикальное положение (фиг.5). При этом штоки втягивают в гидроцилиндры 6, а концевые части "б" совершают поворот на шарнирах 5, благодаря чему уменьшают размах крыла 4. Затем переводят в вертикальное положение коренные части "а" крыла 4. При этом каждую коренную часть "а″ поворачивают, например, по часовой стрелке, а концевые части "б" располагают вдоль фюзеляжа 1 (фиг.2, 4, 5), благодаря чему уменьшат размер площадки для стоянки самолета по высоте.

При изменении положения коренной части "а" крыла 4 оператор включает в электроцепь электродвигатель 18, вал которого вращается, например, по часовой стрелке, когда надо поставить вертикально коренные части "а", а можно и против часовой стрелки, когда надо коренные части "а" поставить горизонтально. В обоих случаях при вращении шестерни 20 редуктора 19 и шестерни 12 оси 11 получает вращение и сама ось 11, которая жесткими муфтами 15 приводит во вращение полуоси 13. При этом кулаки 14 совершают поворот на 90 градусов в направлении хода часовой стрелки направо, входят в контакт с торцами буртиков 10 и воздействуют на выключатели 17, благодаря чему происходит размыкания электроцепи, а значит обесточивание привода. В этом случае электродвигатель 18, редуктор 19, муфта 21, ось 11, полуоси 13 и жесткие муфты 15 прекращают вращение, а кулаки 14 с коренными частями "а" занимают фиксированное положение соответственно требуемому расположению крыла 4.

Для перевода крыла 4 в исходное положение приводу задают вращение, например, против часовой стрелки посредством перевода рукоятки реверсивного переключателя в нужное направление.

Введение механизма поворота крыла расширяет функциональную возможность самолета. Выполнение на боковых поверхностях фюзеляжа опорной площадки упрощает конструкцию упоров 8 и их крепление к фюзеляжу. Расположение механизма поворота крыла в фюзеляже предохраняет его от воздействия внешней среды. Выполнение на плоской площадке фюзеляжа отверстия упрощает проведение монтажных, наладочных и ремонтных работ как и использование в механизме поворота крыла разъемного соединения оси с полуосями.

Данное устройство может быть использовано при формировании составного самолета (типа этажерки) (фиг.14 и 15), а также при транспортировании наземным, водным и воздушным транспортом, например составной ракетой-носителем (фиг.16), понижает трудоемкость обслуживания.

Claims

Самолет, включающий фюзеляж с хвостовым оперением в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, складывающимся крылом в виде коренной части и двух концевых частей, гидравлический механизм складывания крыла и привод, отличающийся тем, что на боках фюзеляжа выполнена плоская площадка с отверстием на середине, передняя кромка крыла выполнена прямой, задняя кромка крыла выполнена по форме гиперболической кривой, коренная часть крыла выполнена из двух автономных частей, шарнирно связанных с концевыми частями, в фюзеляже смонтирован механизм поворота крыла, включающий упоры в виде прикрепленных к плоской площадке фюзеляжа фланцев с центральным отверстием и двумя буртиками, расположенными друг против друга, оси в стойках, прикрепленных к полу фюзеляжа, ведомую коническую шестерню, жестко насажанную на середину оси, две полуоси, пропущенные через центральное отверстие упора, два кулака, насаженных на внешний конец полуосей, две жесткие муфты, связывающие между собой внутренние концы полуосей с осью, четыре выключателя, попарно вмонтированных в торцы буртиков упора, при этом кулаки помещены между буртиками упоров и каждый прикреплен к торцу коренной части крыла, привод состоит из электродвигателя, редуктора и муфты, а ведущая коническая шестерня насажена на выходной вал редуктора и сцеплена с ведомой шестерней, причем расстояние между торцами буртиков упора определено выражениями

Р=С+к, С=πД_ср/4, Д_ср=(Д-д)/4,

где Р - расстояние между торцами смежных буртиков упора;

С - длина 1/4 части кругового кольца кулака;

Д_ср - средний диаметр круга буртика;

Д - внешний диаметр круга буртика;

д - внутренний диаметр круга буртика;

к - ширина рабочего участка кулака.