RU52817U1

RU52817U1 - SM-92T TURBO-FINIST MULTI-PURPOSE PLANE (OPTIONS)

Info

Publication number: RU52817U1
Application number: RU2005134978/22U
Authority: RU
Inventors: Вячеслав Петрович Кондратьев
Original assignee: Общество с ограниченной ответственностью "Маштранссервис-М"
Priority date: 2005-11-30
Filing date: 2005-11-30
Publication date: 2006-04-27

Abstract

Полезная модель относится к авиации и может быть использована при создании многоцелевых одномоторных самолетов, предназначенных для выполнения широкого спектра задач (перевозка пассажиров, патрулирование, доставка грузов, десантирование, самолет связи, почтовый, санитарный варианты и т.п.), эксплуатации с минимально подготовленных взлетно-посадочных площадок, в различных географических зонах, природных и климатических условиях. К техническим результатам, достигаемым реализацией заявленной полезной модели, следует отнести улучшение летно-технических характеристик самолета, упрощение его конструкции, повышение технологичности его изготовления и расширение его функциональных возможностей. В обоих вариантах выполнения полезной модели многоцелевой самолет выполнен по схеме высокоплан, имеет фюзеляж 1, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло 2 с подкосом 3, хвостовое оперение нормальной схемы, трехопорное шасси с хвостовой опорой 6 и однодвигательную силовую с тянущим винтом 8. Фюзеляж 1 выполнен прямоугольного сечения, с плоским основанием по всей его длине, смешанной клепанной и клеено - сварной силовой конструкции по схеме "полумонокок". Фюзеляж 1 имеет сдвижную назад по полету дверь 9 грузопассажирской кабины прямоугольного сечения. Двери 10 кабины пилотов по одной с каждой стороны фюзеляжа 1 выполнены в форме шестиугольника со скругленными углами распашными вперед по полету. Крыло 2 и горизонтальное оперение 5 расположены в разных параллельных между собой плоскостях так, что плоскость горизонтального оперения 5 расположена ниже плоскости крыла 2 относительно строительной горизонтали самолета. Топливные баки, расположенные в крыле 2, выполнены кессонными в виде аэродинамически обтекаемых герметичных отсеков каплевидной формы в носке каждой из консолей крыла 2. The utility model relates to aviation and can be used to create multi-purpose single-engine aircraft designed to perform a wide range of tasks (passenger transportation, patrolling, cargo delivery, landing, communication aircraft, mail, ambulance options, etc.), operation with minimally trained runways, in various geographical areas, natural and climatic conditions. The technical results achieved by the implementation of the claimed utility model include improving the flight performance of the aircraft, simplifying its design, increasing the manufacturability of its manufacture and expanding its functionality. In both variants of the utility model, the multi-purpose aircraft is made according to a high-plan scheme, has a fuselage 1, a highly rectangular wing 2 with a strut 3, a tail unit of a normal circuit, a three-leg landing gear with a tail support 6 and a single-engine power with a pulling screw 8. The fuselage 1 is made of a rectangular section, with a flat base along its entire length, mixed riveted and glued - welded power structure according to the "semi-monocoque" scheme. The fuselage 1 has a backward-sliding door 9 of a cargo-passenger cabin of rectangular cross section. Doors 10 of the cockpit, one on each side of the fuselage 1, are made in the form of a hexagon with rounded corners, swinging forward along the flight. The wing 2 and the horizontal tail 5 are located in different parallel planes so that the plane of the horizontal tail 5 is located below the plane of the wing 2 relative to the horizontal plane of the aircraft. The fuel tanks located in the wing 2, made caisson in the form of aerodynamically streamlined sealed teardrop-shaped compartments in the toe of each of the wing consoles 2.

Механизация крыла 2 выполнена в виде двухсекционного закрылка, секции которого соединены между собой пластиной, и элеронов 12с осевой аэродинамической компенсацией, снабженных управляемым триммером 13. Каждый из подкосов 3 консолей крыла 2 выполнен в виде балки, закрепленной на силовом элементе крыла 2 в точке, расположенной на расстоянии 0,48±1% полуразмаха крыла 2 от оси симметрии самолета. На силовом элементе фюзеляжа 1 каждый из подкосов 3 закреплен в точке, расположенной от первого шпангоута фюзеляжа 1 на расстоянии 0,15±2% от общей длины самолета. Горизонтальное оперение 5 выполнено прямоугольной формы в плане и имеет перевернутый аэродинамический профиль, обеспечивающий создание отрицательной подъемной силы. Каждый из подкосов 15 стабилизатора горизонтального оперения 5 закреплен на силовом элементе последнего в точке, расположенной на расстоянии 0,45±2% полуразмаха горизонтального оперения 5 от оси симметрии самолета, а на силовом элементе фюзеляжа 1 в точке, расположенной от первого шпангоута фюзеляжа 1 на расстоянии 0,66±0,5% от общей длины самолета. Рули высоты 16 стабилизатора горизонтального 4 оперения выполнены с роговой аэродинамической компенсацией, каждый из которых снабжен управляемым триммером 17. Вертикальное оперение 5 выполнено со скругленной верхней передней кромкой, трапециевидной формы, имеет руль направления 18 с роговой аэродинамической компенсацией, и прямой задней кромкой. Руль направления 18 снабжен управляемым триммером 19, задняя кромка которого выполнена выступающей за заднюю кромку руля направления 18. Силовая установка в виде расположенного в передней части фюзеляжа двигателя 7 снабжена горизонтально ориентированным воздухозаборником 21 со скругленными углами, расположенным в нижней части капота 20 под двигателем 7. Капот 20 двигателя 7 вытянут по горизонтали, выполнен с заостренной носовой частью, плавно сопряженным с фюзеляжем 1 самолета, и переменного сечения по длине - от круглого в месте примыкания к коку 22 винта 8, до прямоугольного со скругленными углами в месте сопряжения и соединения его с фюзеляжем 1. Mechanization of the wing 2 is made in the form of a two-section flap, the sections of which are interconnected by a plate, and ailerons 12 with axial aerodynamic compensation equipped with a controlled trimmer 13. Each of the struts 3 of the wing consoles 2 is made in the form of a beam fixed to the power element of the wing 2 at a point located at a distance of 0.48 ± 1% of the half-span of wing 2 from the axis of symmetry of the aircraft. On the power element of the fuselage 1, each of the struts 3 is fixed at a point located from the first frame of the fuselage 1 at a distance of 0.15 ± 2% of the total length of the aircraft. The horizontal tail 5 is made rectangular in plan and has an inverted aerodynamic profile, providing the creation of negative lift. Each of the struts 15 of the horizontal tail stabilizer 5 is fixed to the power element of the latter at a point located at a distance of 0.45 ± 2% of the half-span of the horizontal tail 5 from the axis of symmetry of the aircraft, and on the power element of the fuselage 1 at a point located from the first fuselage frame 1 on a distance of 0.66 ± 0.5% of the total length of the aircraft. The rudders of height 16 of the horizontal stabilizer 4 of the plumage are made with horn aerodynamic compensation, each of which is equipped with a controlled trimmer 17. The vertical tail 5 is made with a rounded upper leading edge, trapezoidal in shape, has a rudder 18 with horn aerodynamic compensation, and a straight trailing edge. The rudder 18 is equipped with a controlled trimmer 19, the rear edge of which is protruding beyond the trailing edge of the rudder 18. The power unit in the form of an engine 7 located in front of the fuselage is equipped with a horizontally oriented air intake 21 with rounded corners located in the lower part of the hood 20 under the engine 7. The hood 20 of the engine 7 is elongated horizontally, is made with a pointed nose, smoothly interfaced with the fuselage 1 of the aircraft, and a variable cross-section along the length - from round at the junction to eye 22 of the screw 8, to a rectangular one with rounded corners in the place of pairing and connecting it to the fuselage 1.

Винт 8 силовой установки выполнен с реверсом, а лопасти винта 8 снабжены противообледенительной системой. По первому варианту выполнения полезной модели, шасси самолета выполнено рессорного типа. Основные стойки 23 шасси выполнены в виде прямых конструктивных элементов, каждый их которых образован трубчатой рессорой, закрытой обтекателем, на которой установлено колесо 24 или лыжа. Хвостовая опора 25 шасси выполнена также рессорного типа из трубчатой рессоры, на которой установлено самоориентирующееся колесо 26 или лыжа. По второму варианту выполнения полезной модели, шасси самолета выполнено амфибийным в виде поплавков 27, закрепленных на основных передних прямых конструктивных элементах 28, соединенных с фюзеляжем 1, и дополнительных задних конструктивных элементах 29. Каждый конструктивный элемент 28, как и в первом варианте, образован трубчатой рессорой, закрытой обтекателем. Дополнительные задние конструктивные элементы 29 также соединены с фюзеляжем 1. Передняя колесная стойка 30 амфибийного шасси установлена в передней части каждого из поплавков 27 с внутренней его стороны с возможностью поворота относительно поперечной горизонтальной оси вперед по полету в убранное положение, когда колесо каждой передней стойки 30 расположено выше днища поплавка 27, и назад по полету в выпущенное положение. Основная колесная стойка 31 амфибийного шасси установлена за реданом каждого из поплавков 27 с возможностью размещения ее в убранном положении заподлицо с днищем поплавка 27 в ответной ей нише 32, выполненной в зареданной части каждого из поплавков 27.The propeller screw 8 is reversed, and the propeller blades 8 are equipped with an anti-icing system. According to the first embodiment of the utility model, the aircraft chassis is made of spring type. The main rack 23 of the chassis is made in the form of direct structural elements, each of which is formed by a tubular spring closed by a fairing, on which a wheel 24 or a ski is mounted. The tail support 25 of the chassis is also made of spring type from a tubular spring on which a self-orientating wheel 26 or ski is mounted. According to the second embodiment of the utility model, the aircraft landing gear is amphibious in the form of floats 27, mounted on the main front straight structural elements 28 connected to the fuselage 1, and additional rear structural elements 29. Each structural element 28, as in the first embodiment, is formed by a tubular a spring closed by a fairing. Additional rear structural members 29 are also connected to the fuselage 1. The front wheel strut 30 of the amphibian chassis is mounted on the front of each of the floats 27 from its inside with the possibility of rotation relative to the transverse horizontal axis forward along the flight to the retracted position when the wheel of each front strut 30 is located above the bottom of the float 27, and back down the flight to the released position. The main wheel strut 31 of the amphibious chassis is installed behind the redan of each of the floats 27 with the possibility of placing it in the retracted position flush with the bottom of the float 27 in its counter niche 32, made in the jammed part of each of the floats 27.

Description

Полезная модель относится к авиации и может быть использована при создании многоцелевых одномоторных самолетов, предназначенных для выполнения широкого спектра задач (перевозка пассажиров, патрулирование, доставка грузов, десантирование, самолет связи, почтовый, санитарный варианты и т.п.), эксплуатации с минимально подготовленных взлетно-посадочных площадок, в различных географических зонах, природных и климатических условиях.The utility model relates to aviation and can be used to create multi-purpose single-engine aircraft designed to perform a wide range of tasks (passenger transportation, patrolling, cargo delivery, landing, communication aircraft, mail, ambulance options, etc.), operation with minimally trained runways, in various geographical areas, natural and climatic conditions.

Из существующего уровня техники известны многоцелевые одномоторные самолеты, выполненные по схеме «высокоплан», имеющие силовую установку в носовой части фюзеляжа с тянущим винтом, хвостовое оперение нормальной схемы и трехопорное шасси с хвостовой опорой (см. Flugzeuge aus aller welt, Transpress, VEB Verlag fur Verkehrwessen, Berlin, 1970, s.128).Multipurpose single-engine aircraft made according to the “high-wing” scheme, having a power plant in the nose of the fuselage with a pulling screw, a tail unit of a normal circuit and a three-leg landing gear with a tail support (see Flugzeuge aus aller welt, Transpress, VEB Verlag fur Verkehrwessen, Berlin, 1970, s. 128).

Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип заявленной полезной модели во всех вариантах ее выполнения, аналогичным по конструкции, аэродинамической компоновке и функциональному назначению является многоцелевой самолет Як-12Р, выполненный по схеме высокоплан, содержащий фюзеляж, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло с подкосом, хвостовое оперение нормальной схемы со стабилизатором, снабженным подкосами, трехопорное шасси с хвостовой опорой и однодвигательную силовую установку в виде двигателя, установленного в передней части фюзеляжа с тянущим винтом изменяемого шага (см. «Самолет Як-12Р с двигателем АИ-14. Инструкция по эксплуатации и техническому обслуживанию», под редакцией Н.Н.Панова и Н.Н.Компанцева, Государственное издательство оборонной промышленности, г. Москва, 1957 г., стр.3-14, Фиг.1-4).The closest technical solution chosen for the prototype of the claimed utility model in all variants of its implementation, similar in design, aerodynamic layout and functional purpose is the Yak-12R multi-purpose aircraft, made according to the plan of the plan, containing the fuselage, a highly located rectangular wing with a strut, tail the plumage of a normal circuit with a stabilizer equipped with struts, a three-leg chassis with a tail support and a single-engine power unit in the form of an engine, is installed on the front of the fuselage with a variable pitch propeller (see "Yak-12R aircraft with AI-14 engine. Operation and maintenance manual", edited by N.N. Panov and N.N. Kompanseva, State Publishing House of the Defense Industry , Moscow, 1957, pp. 3-14, Figs. 1-4).

Достижению заданного технического результата, как в аналоге, так и в прототипе заявленной полезной модели, препятствует невысокие летно-технические характеристики, низкая весовая отдача, малая способность к унификации, ограниченность по функциональному применению (спектр задач), обусловленная конструктивными особенностями указанных аналогов, а также зависимость их применения и использования от географических и климатических условий.The achievement of the desired technical result, both in the analogue and in the prototype of the claimed utility model, is hindered by low flight performance, low weight return, low ability to unify, limited functional use (range of tasks), due to the design features of these analogues, as well as the dependence of their application and use on geographical and climatic conditions.

Задачей, на решение которой направлена заявленная полезная модель, является создание многофункционального, многоцелевого самолета, имеющего высокую весовую отдачу для самолетов такого типа, увеличенную продолжительность автономного полета за счет улучшения летно-технических характеристик, и предназначенного для выполнения широкого спектра задач (перевозка пассажиров, патрулирование, доставка грузов, десантирование, самолет связи, почтовый, санитарный варианты и т.п.), эксплуатации с минимально подготовленных взлетно-посадочных площадок, в различных географических зонах, природных и климатических условиях.The task to which the claimed utility model is aimed is to create a multifunctional, multi-purpose aircraft with a high weight return for aircraft of this type, increased autonomous flight due to improved flight performance, and designed to perform a wide range of tasks (passenger transportation, patrolling , cargo delivery, landing, communication aircraft, postal, sanitary options, etc.), operation from minimally prepared take-off and landing areas Adok, in various geographical areas, natural and climatic conditions.

К техническим результатам, достигаемым реализацией заявленной полезной модели, следует отнести улучшение летно-технических характеристик самолета, упрощение его конструкции, повышение технологичности его изготовления и расширение его функциональных возможностей.The technical results achieved by the implementation of the claimed utility model include improving the flight performance of the aircraft, simplifying its design, increasing the manufacturability of its manufacture and expanding its functionality.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается по первому варианту выполнения полезной модели тем, что в многоцелевом самолете, выполненным по схеме высокоплан, и содержащим фюзеляж, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло с подкосом, хвостовое оперение нормальной схемы со стабилизатором, снабженным подкосами, трехопорное шасси с хвостовой опорой и однодвигательную силовую установку в виде двигателя, установленного в передней части фюзеляжа с тянущим винтом изменяемого шага, согласно полезной модели, фюзеляж выполнен прямоугольного сечения по всей его длине со скругленными углами и с плоским основанием, также по всей его длине, силовая конструкция фюзеляжа выполнена по схеме "полумонокок" смешанной клепанной и клеено - сварной конструкции с креплением продольных стрингеров фюзеляжа к обшивке из алюминиевого сплава клепкой, на клею и точечной сваркой, фюзеляж снабжен дверью грузопассажирской кабины прямоугольного сечения, расположенной по левому The problem is solved, and the technical result is achieved according to the first embodiment of the utility model by the fact that in a multi-purpose aircraft made according to the plan of the high-wing and containing the fuselage, a highly rectangular wing with a strut, the tail unit of a normal circuit with a stabilizer equipped with struts, a three-leg landing gear with a tail support and a single-engine power unit in the form of an engine mounted in front of the fuselage with a variable pitch pulling screw, according to a utility model, the fusel the yag is made of rectangular section along its entire length with rounded corners and with a flat base, also along its entire length, the power structure of the fuselage is made according to the "semi-monocoque" scheme of a mixed riveted and glued - welded structure with fastening of the longitudinal fuselage stringers to the riveting of aluminum alloy cladding, on glue and spot welding, the fuselage is equipped with a door of a cargo-passenger cabin of rectangular cross-section, located on the left

борту фюзеляжа и выполненной сдвижной назад по полету по направляющим, двери кабины пилотов по одной с каждой стороны фюзеляжа выполнены в форме шестиугольника со скругленными углами, распашными вперед по полету, крыло и горизонтальное оперение расположены в разных плоскостях так, что плоскость горизонтального оперения расположена ниже плоскости крыла относительно строительной горизонтали самолета, причем, плоскость крыла и плоскость горизонтального оперения параллельны между собой, силовая конструкция крыла выполнена однолонжеронной с задней стенкой и с обшивкой из алюминиевого сплава, топливные баки, расположенные в левой и правой консолях крыла, выполнены в виде аэродинамически обтекаемых герметичных отсеков каплевидной формы и размещены в носке каждой из консолей крыла, механизация крыла выполнена в виде двухсекционного закрылка на каждой из консолей крыла, секции которого соединены между собой, и элеронов с осевой аэродинамической компенсацией, снабженных управляемым триммером, каждый из подкосов консолей крыла выполнен в виде балки, закрепленной на силовом элементе крыла в точке, расположенной на расстоянии 0,48±1% полуразмаха крыла от оси симметрии самолета, а на силовом элементе фюзеляжа в точке, расположенной от первого шпангоута фюзеляжа на расстоянии 0,15±2% от общей длины самолета, самолет снабжен форкилем вертикального оперения, расположенным в верхней части фюзеляжа, и сопряженным с фюзеляжем и вертикальным оперением, горизонтальное оперение, снабженное подкосами стабилизатора, выполнено прямоугольной формы в плане и имеет перевернутый аэродинамический профиль, обеспечивающий создание отрицательной подъемной силы, причем, каждый из подкосов стабилизатора закреплен на силовом элементе последнего в точке, расположенной на расстоянии 0,45±2% полуразмаха горизонтального оперения от оси симметрии самолета, а на силовом элементе фюзеляжа в точке, расположенной от первого шпангоута фюзеляжа на расстоянии 0,66±0,5% от общей длины самолета, рули высоты стабилизатора горизонтального оперения выполнены с роговой аэродинамической компенсацией, каждый из которых снабжен управляемым триммером, размещенным у корня руля высоты, вертикальное оперение выполнено со скругленной верхней передней кромкой, трапециевидной формы, имеет руль направления с роговой аэродинамической компенсацией, и прямой задней кромкой, и снабженный управляемым триммером, задняя кромка которого board of the fuselage and made sliding backward along the flight along the guides, the cockpit doors one on each side of the fuselage are made in the form of a hexagon with rounded corners, swinging forward along the flight, the wing and the horizontal tail are located in different planes so that the plane of the horizontal tail is below the plane wings relative to the horizontal plane of the aircraft, moreover, the plane of the wing and the plane of the horizontal tail are parallel to each other, the power structure of the wing is made with a rear wall and with an aluminum alloy casing, the fuel tanks located in the left and right wing consoles are made in the form of aerodynamically streamlined hermetic drop-shaped compartments and are placed in the toe of each of the wing consoles, the wing mechanization is made in the form of a two-section flap on each of wing consoles, the sections of which are interconnected, and ailerons with axial aerodynamic compensation, equipped with a controlled trimmer, each of the struts of the wing consoles is made in the form of a beam mounted on a force m of the wing element at a point located at a distance of 0.48 ± 1% of the half-span of the wing from the axis of symmetry of the aircraft, and on the power element of the fuselage at a point located from the first fuselage frame at a distance of 0.15 ± 2% of the total length of the aircraft, the aircraft is equipped with with a vertical tail feather located at the top of the fuselage and paired with the fuselage and vertical tail, the horizontal tail, equipped with stabilizer struts, has a rectangular shape in plan and has an inverted aerodynamic profile that provides negative lifting force, and each of the stabilizer struts is fixed to the power element of the latter at a point located at a distance of 0.45 ± 2% of the half-span of the horizontal tail from the axis of symmetry of the aircraft, and on the power element of the fuselage at a point located from the first fuselage frame a distance of 0.66 ± 0.5% of the total length of the aircraft, the elevators of the horizontal stabilizer are made with horn aerodynamic compensation, each of which is equipped with a controlled trimmer located at the root of the elevator, tikalnoe feathering formed with a rounded upper front edge, a trapezoidal shape, a rudder horn with aerodynamic compensation, and a straight trailing edge, and provided with a driven trimmer, the rear edge of which

выполнена выступающей за заднюю кромку руля направления, силовая установка, выполненная в виде расположенного в передней части фюзеляжа двигателя, закрепленного на мотораме и закрытого съемным капотом, снабжена горизонтально ориентированным воздухозаборником со скругленными углами, расположенным в нижней части капота под двигателем, капот двигателя вытянут по горизонтали, выполнен с заостренной носовой частью, плавно сопряженным с фюзеляжем самолета, и переменного сечения по длине - от круглого в месте примыкания к коку винта, до прямоугольного со скругленными углами в месте сопряжения и соединения с фюзеляжем, винт силовой установки выполнен с реверсом, а лопасти винта снабжены противообледенительной системой, размещенной по передней кромке каждой лопасти со смещением к оси вращения винта, шасси самолета выполнено рессорного типа, основные стойки которого выполнены в виде прямых конструктивных элементов, каждый их которых образован трубчатой рессорой, закрытой обтекателем, на которой установлено колесо или лыжа, а хвостовая опора шасси выполнена также рессорного типа из трубчатой рессоры, на которой установлено самоориентирующееся колесо или лыжа.made protruding beyond the trailing edge of the rudder, a power unit made in the form of an engine located in front of the fuselage mounted on a motor mount and closed by a removable hood, equipped with a horizontally oriented air intake with rounded corners located in the lower part of the hood under the engine, the engine hood is horizontally extended , made with a pointed nose, smoothly interfaced with the fuselage of the aircraft, and of variable cross-section along the length - from round at the point of contact with the propeller propeller, to straight angular with rounded corners at the point of coupling and connection with the fuselage, the propeller screw is reversed, and the propeller blades are equipped with an anti-icing system located on the front edge of each blade with an offset to the axis of rotation of the propeller, the airplane landing gear is made of spring type, the main struts of which are made in in the form of direct structural elements, each of which is formed by a tubular spring closed by a cowl on which a wheel or ski is mounted, and the tail support of the chassis is also made of spring type from a tubular spring on which the self-orientating wheel or ski is installed.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается по второму варианту выполнения полезной модели тем, что в многоцелевом самолете, выполненным по схеме высокоплан, и содержащим фюзеляж, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло с подкосом, хвостовое оперение нормальной схемы со стабилизатором, снабженным подкосами, шасси и однодвигательную силовую установку в виде двигателя, установленного в передней части фюзеляжа с тянущим винтом изменяемого шага, согласно полезной модели, фюзеляж выполнен прямоугольного сечения по всей его длине со скругленными углами и с плоским основанием, также по всей его длине, силовая конструкция фюзеляжа выполнена по схеме "полумонокок" смешанной клепанной и клеено - сварной конструкции с креплением продольных стрингеров фюзеляжа к обшивке из алюминиевого сплава клепкой, на клею и точечной сваркой, фюзеляж снабжен дверью грузопассажирской кабины прямоугольного сечения, расположенной по левому борту фюзеляжа и выполненной сдвижной назад по полету по направляющим, двери кабины пилотов по одной с каждой стороны фюзеляжа выполнены в форме шестиугольника со скругленными углами, распашными вперед по полету, крыло и горизонтальное оперение расположены в The problem is solved, and the technical result is achieved according to the second embodiment of the utility model by the fact that in a multi-purpose aircraft made according to the plan of the high-wing and containing a fuselage, a highly rectangular wing with a strut, the tail unit of a normal circuit with a stabilizer equipped with struts, a landing gear and single-engine power unit in the form of an engine mounted in front of the fuselage with a variable pitch traction screw, according to a utility model, the fuselage is made in a rectangular section along its entire length with rounded corners and with a flat base, also along its entire length, the power structure of the fuselage is made according to the "semi-monocoque" scheme of a mixed riveted and glued-welded structure with fastening of the longitudinal stringers of the fuselage to the skin of aluminum alloy with riveting, on glue and spot welding, the fuselage is equipped with a cargo-passenger cabin door of rectangular cross-section, located on the left side of the fuselage and made sliding backward along the flight along the guides, the cockpit door, one on each side of the fusel and formed in the shape of a hexagon with rounded corners, hinged forward in flight, wings and horizontal tail surfaces are located in

разных плоскостях так, что плоскость горизонтального оперения расположена ниже плоскости крыла относительно строительной горизонтали самолета, причем, плоскость крыла и плоскость горизонтального оперения параллельны между собой, силовая конструкция крыла выполнена однолонжеронной с задней стенкой и с обшивкой из алюминиевого сплава, топливные баки, расположенные в левой и правой консолях крыла, выполнены в виде аэродинамически обтекаемых герметичных отсеков каплевидной формы и размещены в носке каждой из консолей крыла, механизация крыла выполнена в виде двухсекционного закрылка на каждой из консолей крыла, секции которого соединены между собой, и элеронов с осевой аэродинамической компенсацией, снабженных управляемым триммером, каждый из подкосов консолей крыла выполнен в виде балки, закрепленной на силовом элементе крыла в точке, расположенной на расстоянии 0,48±1% полуразмаха крыла от оси симметрии самолета, а на силовом элементе фюзеляжа в точке, расположенной от первого шпангоута фюзеляжа на расстоянии 0,15±2% от общей длины самолета, самолет снабжен форкилем вертикального оперения, расположенным в верхней части фюзеляжа, и сопряженным с фюзеляжем и вертикальным оперением, горизонтальное оперение, снабженное подкосами стабилизатора, выполнено прямоугольной формы в плане и имеет перевернутый аэродинамический профиль, обеспечивающий создание отрицательной подъемной силы, причем, каждый из подкосов стабилизатора закреплен на силовом элементе последнего в точке, расположенной на расстоянии 0,45±2% полуразмаха горизонтального оперения от оси симметрии самолета, а на силовом элементе фюзеляжа в точке, расположенной от первого шпангоута фюзеляжа на расстоянии 0,66±0,5% от общей длины самолета, рули высоты стабилизатора горизонтального оперения выполнены с роговой аэродинамической компенсацией, каждый из которых снабжен управляемым триммером, размещенным у корня руля высоты, вертикальное оперение выполнено со скругленной верхней передней кромкой, трапециевидной формы, имеет руль направления с роговой аэродинамической компенсацией, и прямой задней кромкой, и снабженный управляемым триммером, задняя кромка которого выполнена выступающей за заднюю кромку руля направления, силовая установка, выполненная в виде расположенного в передней части фюзеляжа двигателя, закрепленного на мотораме и закрытого съемным капотом, снабжена горизонтально ориентированным воздухозаборником со скругленными углами, different planes so that the horizontal plane of plumage is located below the plane of the wing relative to the horizontal plane of the aircraft, moreover, the plane of the wing and the plane of horizontal plumage are parallel to each other, the power structure of the wing is made single-winged with a rear wall and with an aluminum alloy sheathing, fuel tanks located in the left and right wing consoles, made in the form of aerodynamically streamlined sealed teardrop-shaped compartments and placed in the toe of each of the wing consoles, mechanization the wing is made in the form of a two-section flap on each of the wing consoles, the sections of which are interconnected, and ailerons with axial aerodynamic compensation equipped with a controlled trimmer, each of the struts of the wing consoles is made in the form of a beam fixed to the wing power element at a point located at a distance 0.48 ± 1% of the half-span of the wing from the axis of symmetry of the aircraft, and on the power element of the fuselage at a point located from the first frame of the fuselage at a distance of 0.15 ± 2% of the total length of the aircraft, the aircraft is equipped with a fork of the plumage, located in the upper part of the fuselage, and paired with the fuselage and vertical plumage, the horizontal plumage, equipped with stabilizer struts, is rectangular in plan and has an inverted aerodynamic profile, which creates a negative lift force, and each of the stabilizer struts is fixed to the power the element of the latter at a point located at a distance of 0.45 ± 2% of the half-span of the horizontal tail from the axis of symmetry of the aircraft, and on the power element of the fuselage ke located from the first fuselage frame at a distance of 0.66 ± 0.5% of the total length of the aircraft, the horizontal stabilizer heights are made with horn aerodynamic compensation, each of which is equipped with a controlled trimmer located at the root of the elevator, the vertical tail is made with rounded upper front edge, trapezoidal in shape, has a rudder with horn aerodynamic compensation, and a straight trailing edge, and equipped with a controlled trimmer, the trailing edge of which is protruded extending beyond the trailing edge of the rudder, a power unit made in the form of an engine located in front of the fuselage mounted on an engine mount and closed by a removable hood is equipped with a horizontally oriented air intake with rounded corners,

расположенным в нижней части капота под двигателем, капот двигателя вытянут по горизонтали, выполнен с заостренной носовой частью, плавно сопряженным с фюзеляжем самолета, и переменного сечения по длине - от круглого в месте примыкания к коку винта, до прямоугольного со скругленными углами в месте сопряжения и соединения с фюзеляжем, винт силовой установки выполнен с реверсом, а лопасти винта снабжены противообледенительной системой, размещенной по передней кромке каждой лопасти со смещением к оси вращения винта, шасси самолета выполнено амфибийным в виде поплавков, закрепленных на основных передних прямых конструктивных элементах, соединенных с фюзеляжем, каждый их которых образован трубчатой рессорой, закрытой обтекателем, и дополнительных задних конструктивных элементах, также соединенных с фюзеляжем, при этом, передняя колесная стойка амфибийного шасси установлена в передней части каждого из поплавков с внутренней его стороны с возможностью поворота относительно поперечной горизонтальной оси вперед по полету в убранное положение, когда колесо каждой передней стойки расположено выше днища поплавка, и назад по полету в выпущенное положение, а основная колесная стойка амфибийного шасси установлена за реданом каждого из поплавков по его продольной оси с возможностью размещения ее в убранном положении заподлицо с днищем поплавка в ответной ей нише, выполненной в зареданной части каждого из поплавков.located in the lower part of the hood under the engine, the engine hood is elongated horizontally, made with a pointed nose that smoothly mates with the fuselage of the aircraft, and a variable cross-section in length - from a round screw at the junction with the coca to a rectangular one with rounded corners at the interface connection with the fuselage, the propeller screw is reversed, and the propeller blades are equipped with an anti-icing system located on the front edge of each blade with an offset to the axis of rotation of the propeller, the airplane landing gear amphibious in the form of floats mounted on the main front straight structural elements connected to the fuselage, each of which is formed by a tubular spring closed by a fairing, and additional rear structural elements also connected to the fuselage, while the front wheel strut of the amphibian chassis is installed in the front parts of each of the floats from its inner side with the possibility of rotation relative to the transverse horizontal axis forward along the flight to the retracted position when the wheel of each front toyki is located above the bottom of the float, and backward in flight to the released position, and the main wheel strut of the amphibious chassis is mounted behind the redan of each of the floats along its longitudinal axis with the possibility of placing it in the retracted position flush with the bottom of the float in its reciprocal niche made in the damaged part each of the floats.

При этом, колеса основной стойки амфибийного шасси могут быть выполнены сдвоенными.At the same time, the wheels of the main strut of the amphibious chassis can be double.

Для обоих вариантов выполнения полезной модели, дверь грузопассажирской кабины выполнена сдвижной назад по полету по направляющим, размещенным на полу грузопассажирской кабины, на ее потолке и на боковой поверхности фюзеляжа, при этом, ролики, на которых установлена и с которыми взаимодействует сдвижная дверь в направляющих выполнены горизонтально ориентированными, а двери кабины пилотов по одной с каждой стороны, выполнены с возможностью фиксации их в открытом положении.For both variants of the utility model, the door of the passenger-and-freight cabin is made sliding backward along the flight along rails placed on the floor of the passenger-and-passenger cabin, on its ceiling and on the side surface of the fuselage, while the rollers on which the sliding door is installed and interacts with in the guides are made horizontally oriented, and the cockpit doors, one on each side, are made with the possibility of fixing them in the open position.

Для обоих вариантов грузопассажирская кабина снабжена тремя окнами по каждой стороне фюзеляжа, два из которых, передние, выполнены прямоугольного сечения со скругленными углами, и по левому борту фюзеляжа расположены на сдвижной двери грузопассажирской кабины, а третье, заднее окно, выполнено в For both options, the cargo-passenger cabin is equipped with three windows on each side of the fuselage, two of which, the front ones, are made in rectangular section with rounded corners, and on the left side of the fuselage are located on the sliding door of the cargo-passenger cabin, and the third, rear window, is made in

виде неправильного четырехугольника также со скругленными углами и со скосом верхней его стороны вниз назад по полету.in the form of an irregular quadrangle also with rounded corners and with a bevel of its upper side down backward in flight.

Также для обоих вариантов полезной модели топливные баки, расположенные в носке каждой из консолей крыла, выполнены кессонными, секции двухсекционного закрылка на каждой из консолей крыла соединены между собой пластиной, управляемый триммер элеронов расположен на элероне правой консоли крыла со смещением к закрылку, а каждый из подкосов консолей крыла, выполненный в виде балки, закрыт обтекателем.Also, for both variants of the utility model, the fuel tanks located in the nose of each of the wing consoles are coffered, the sections of the two-section flap on each of the wing consoles are interconnected by a plate, the controlled aileron trimmer is located on the aileron of the right wing console with an offset to the flap, and each of struts of the wing consoles, made in the form of a beam, is closed by a fairing.

Руль направления может быть выполнен без внутреннего силового набора, а его обшивка выполнена гофрированной с горизонтально ориентированным гофром, а в качестве двигателя силовой установки может быть выбран турбовинтовой двигатель выхлопные патрубки которого расположены или на боковых поверхностях капота по обе его стороны или в виде выхлопного патрубка, размещенного внизу под капотом двигателя.The rudder can be made without an internal power set, and its lining is corrugated with a horizontally oriented corrugation, and a turboprop engine can be chosen as the engine of the power unit; the exhaust pipes of which are located either on the side surfaces of the hood on either side of it or in the form of an exhaust pipe, located below the engine hood.

В обоих вариантах выполнения полезной модели винт силовой установки выполнен трехлопастным, а противообледенительная система лопастей винта выполнена электрической.In both embodiments of the utility model, the propeller screw is made of a three-blade, and the anti-icing system of the propeller blades is made of electric.

Также фюзеляж может быть снабжен опорной ступенью, расположенной на нем сбоку и размещенной в зоне сдвижной двери грузопассажирской кабины.Also, the fuselage can be equipped with a supporting step located on it on the side and placed in the area of the sliding door of the passenger-and-freight cabin.

В обоих вариантах кок винта в продольном сечении выполнен оживальной формы.In both versions of the screw screw in longitudinal section is made of a lively shape.

Самолет может быть снабжен дополнительными топливными баками, размещенными на концах консолей крыла, которые, в свою очередь, могут быть выполнены съемными.The aircraft can be equipped with additional fuel tanks located at the ends of the wing consoles, which, in turn, can be made removable.

Трубчатая рессора каждой из основных стоек шасси по обоим вариантам может быть выполнена стальной и переменного сечения по ее длине.The tubular spring of each of the main landing gear according to both options can be made of steel and variable cross-section along its length.

Для достижения лучших летно-технических характеристик и повышения весовой отдачи в заявленной полезной модели по обоим вариантам выбраны определенные параметры и соотношения несущих и управляющих аэродинамических поверхностей, при которых удлинение крыла λ выбрано в пределах от λ = 10,3 - 10, 6, относительная площадь элеронов крыла выбрана равной S_эл/S_кр = 0,11, относительная площадь закрылков крыла выбрана равной S_зкр/S_кр = 0,115, относительная площадь вертикального оперения выбрана равной In order to achieve the best flight performance and increase the weight gain in the claimed utility model, for both options, certain parameters and ratios of the bearing and control aerodynamic surfaces were chosen for which the wing elongation λ was chosen in the range from λ = 10.3 - 10, 6, the relative area the ailerons of the wing are chosen equal to S _el / S _cr = 0.11, the relative area of the flaps of the wing is chosen equal to S _Зкр / S _cr = 0.115, the relative area of the vertical tail is chosen equal to

S_во/S_кр = 0,18, а относительная площадь горизонтального оперения выбрана равной S_го/S_кр= 0,325, где:S _in / S _cr = 0.18, and the relative area of the horizontal tail is chosen equal to S _go / S _cr = 0.325, where:

S_кр - площадь крыла, м², S_эл - площадь элеронов, м², S_зкр - площадь закрылков, м², S_во - площадь вертикального оперения, м², a S_го - площадь горизонтального оперения, м², при этом, крылу придана геометрическая крутка, равная (- 2°).S _cr - wing area, m ^2, S _E - Area ailerons, m ^2, S _PVP - the area of the flaps, m ^2, S _in - area of the vertical fin, m ^2, a S _th - the area of the horizontal empennage, m ^2, wherein , the wing is given a geometric twist equal to (- 2 °).

Этому также способствует допустимый диапазон центровок самолета при взлете, в полете и на посадке, который выбран в пределах от предельной передней в 20% САХ до предельной задней в 50% САХ, где САХ - средняя аэродинамическая хорда крыла.This is also facilitated by the allowable range of aircraft alignments during take-off, in flight and on landing, which is selected from the limiting front in 20% SAX to the limiting rear in 50% SAX, where SAX is the average aerodynamic wing chord.

Углы установки закрылков крыла для обоих вариантов выполнения самолета выбраны: в полете - 0°, на взлете - 20° и на посадке - 40°.The wing flap angles for both versions of the aircraft are selected: in flight - 0 °, on takeoff - 20 ° and on landing - 40 °.

Полезная модель поясняется чертежами, где:The utility model is illustrated by drawings, where:

На Фиг.1 изображен общий вид самолета по первому варианту с видом на левый борт;Figure 1 shows a General view of the aircraft according to the first embodiment with a view to the port side;

На Фиг.2 - общий вид самолета по первому варианту с видом на правый борт;Figure 2 is a General view of the aircraft according to the first embodiment with a view of the starboard side;

На Фиг.3 - вид самолета по первому варианту сбоку;Figure 3 is a side view of the aircraft according to the first embodiment;

На Фиг.4 - вид самолета по первому варианту спереди;Figure 4 is a front view of the aircraft according to the first embodiment;

На Фиг.5 - вид самолета по первому варианту в плане;Figure 5 is a plan view of the first embodiment in plan;

На Фиг.6 изображен общий вид самолета по второму варианту (амфибия) в стояночном положении с выпущенными колесными стойками;Figure 6 shows a General view of the aircraft according to the second embodiment (amphibian) in the parking position with the extended wheel struts;

На Фиг.7 - общий вид самолета по второму варианту в полете с убранными колесными стойками - он же во взлетно-посадочной конфигурации с воды на воду.Figure 7 is a General view of the aircraft according to the second embodiment in flight with retracted wheel struts - it is also in the take-off and landing configuration from water to water.

В обоих вариантах выполнения полезной модели многоцелевой самолет выполнен по схеме высокоплан, и имеет фюзеляж 1, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло 2 с подкосом 3, хвостовое оперение нормальной схемы, состоящее из вертикального 4 и горизонтального 5 оперения, трехопорное шасси с хвостовой опорой 6 и однодвигательную силовую установку в виде двигателя 7, установленного в передней части фюзеляжа 1 с тянущим винтом 8 изменяемого шага.In both variants of the utility model, the multi-purpose aircraft is made according to a high-plan scheme, and has a fuselage 1, a highly rectangular wing 2 with a strut 3, a tail unit of a normal circuit, consisting of a vertical 4 and horizontal 5 tail unit, a three-leg landing gear with a tail support 6 and a single-engine a power plant in the form of an engine 7 mounted in front of the fuselage 1 with a variable pitch traction screw 8.

Фюзеляж 1 выполнен прямоугольного сечения по всей его длине со скругленными углами и с плоским основанием, также по всей его длине.The fuselage 1 is made of rectangular cross section along its entire length with rounded corners and with a flat base, also along its entire length.

Силовая конструкция фюзеляжа 1 выполнена по схеме "полумонокок" смешанной клепанной и клеено - сварной конструкции с креплением продольных стрингеров (не показано) фюзеляжа 1 к обшивке из алюминиевого сплава клепкой или на клею и точечной сваркой.The power structure of the fuselage 1 is made according to the "semi-monocoque" scheme of a mixed riveted and glued - welded structure with fastening of longitudinal stringers (not shown) of the fuselage 1 to the aluminum alloy sheathing with riveting or glue and spot welding.

Фюзеляж 1 имеет дверь 9 грузопассажирской кабины прямоугольного сечения, расположенную по левому борту фюзеляжа позади двери 10 пилота и выполненную сдвижной назад по полету по направляющим. The fuselage 1 has a door 9 of a cargo-passenger cabin of rectangular cross-section located on the left side of the fuselage behind the door 10 of the pilot and made movable backward along the flight along the guides.

Двери 10 кабины пилотов по одной с каждой стороны фюзеляжа 1 выполнены в форме шестиугольника со скругленными углами, распашными вперед по полету.Doors 10 of the cockpit, one on each side of the fuselage 1, are made in the form of a hexagon with rounded corners, swinging forward along the flight.

Крыло 2 и горизонтальное оперение 5 расположены в разных плоскостях так, что плоскость горизонтального оперения 5 расположена ниже плоскости крыла 2 относительно строительной горизонтали самолета.The wing 2 and the horizontal tail 5 are located in different planes so that the plane of the horizontal tail 5 is located below the plane of the wing 2 relative to the horizontal construction of the aircraft.

Плоскость крыла 2 и плоскость горизонтального 5 оперения параллельны между собой.The plane of the wing 2 and the plane of the horizontal 5 plumage are parallel to each other.

Силовая конструкция крыла 2 выполнена однолонжеронной с задней стенкой и с обшивкой из алюминиевого сплава.The power structure of wing 2 is made single-spar with a rear wall and with an aluminum alloy sheathing.

Топливные баки (не показано), расположенные в крыле 2, размещены в консолях крыла 2 и выполнены кессонными в виде аэродинамически обтекаемых герметичных отсеков каплевидной формы в носке каждой из консолей крыла 2.Fuel tanks (not shown) located in wing 2 are located in wing consoles 2 and are coffered in the form of aerodynamically streamlined airtight drop-shaped compartments in the toe of each wing console 2.

Механизация крыла 2 выполнена в виде двухсекционного закрылка 11 на каждой из консолей крыла 2, секции которого соединены между собой пластиной (не показано), и элеронов 12 с осевой аэродинамической компенсацией.Mechanization of the wing 2 is made in the form of a two-section flap 11 on each of the consoles of the wing 2, the sections of which are interconnected by a plate (not shown), and ailerons 12 with axial aerodynamic compensation.

Элероны 12 снабжены управляемым триммером 13, расположенным на элероне 12 правой консоли крыла 2 со смещением к закрылку 11.The ailerons 12 are equipped with a controlled trimmer 13 located on the aileron 12 of the right console of the wing 2 with an offset to the flap 11.

Каждый из подкосов 3 консолей крыла 2 выполнен в виде балки, закрепленной на силовом элементе крыла 2 в точке, расположенной на расстоянии 0,48±1% полуразмаха крыла 2 от оси симметрии самолета. На силовом элементе фюзеляжа 1 каждый из подкосов 3 закреплен в точке, расположенной от первого шпангоута фюзеляжа 1 на расстоянии 0,15±2% от общей длины самолета.Each of the struts 3 of the consoles of the wing 2 is made in the form of a beam fixed to the power element of the wing 2 at a point located at a distance of 0.48 ± 1% of the half-span of the wing 2 from the axis of symmetry of the aircraft. On the power element of the fuselage 1, each of the struts 3 is fixed at a point located from the first frame of the fuselage 1 at a distance of 0.15 ± 2% of the total length of the aircraft.

Самолет снабжен форкилем 14 вертикального 4 оперения, расположенным в верхней части фюзеляжа 1, и сопряженным с фюзеляжем 1 и вертикальным 4 оперением.The aircraft is equipped with a forkil 14 of vertical 4 plumage, located in the upper part of the fuselage 1, and associated with the fuselage 1 and vertical 4 plumage.

Горизонтальное оперение 5 выполнено прямоугольной формы в плане и имеет перевернутый аэродинамический профиль, обеспечивающий создание отрицательной подъемной силы.The horizontal tail 5 is made rectangular in plan and has an inverted aerodynamic profile, providing the creation of negative lift.

Каждый из подкосов 15 стабилизатора горизонтального оперения 5 закреплен на силовом элементе последнего в точке, расположенной на расстоянии 0,45±2% полуразмаха горизонтального оперения 5 от оси симметрии самолета, а на силовом элементе фюзеляжа 1 в точке, расположенной от первого шпангоута (не показано) фюзеляжа 1 на расстоянии 0,66±0,5% от общей длины самолета.Each of the struts 15 of the horizontal tail stabilizer 5 is fixed to the power element of the latter at a point located at a distance of 0.45 ± 2% of the half-span of the horizontal tail 5 from the axis of symmetry of the aircraft, and on the power element of the fuselage 1 at a point located from the first frame (not shown ) fuselage 1 at a distance of 0.66 ± 0.5% of the total length of the aircraft.

Рули высоты 16 стабилизатора горизонтального 4 оперения выполнены с роговой аэродинамической компенсацией, каждый из которых снабжен управляемым триммером 17, размещенным у корня руля высоты 16.The elevators 16 of the horizontal stabilizer 4 plumage made with horn aerodynamic compensation, each of which is equipped with a controlled trimmer 17, located at the root of the elevator 16.

Вертикальное оперение 5 выполнено со скругленной верхней передней кромкой, трапециевидной формы, имеет руль направления 18 с роговой аэродинамической компенсацией, и прямой задней кромкой. Руль направления 18 снабжен управляемым триммером 19, задняя кромка которого выполнена выступающей за заднюю кромку руля направления 18.The vertical tail 5 is made with a rounded upper leading edge, trapezoidal in shape, has a rudder 18 with horn aerodynamic compensation, and a straight trailing edge. The rudder 18 is equipped with a controlled trimmer 19, the trailing edge of which is protruding beyond the trailing edge of the rudder 18.

Силовая установка, выполненная в виде расположенного в передней части фюзеляжа двигателя 7, закрепленного на мотораме (не показано) и закрытого съемным капотом 20. Силовая установка снабжена горизонтально ориентированным воздухозаборником 21 со скругленными углами, расположенным в нижней части капота 20 под двигателем 7. Капот 20 двигателя 7 вытянут по горизонтали, выполнен с заостренной носовой частью, плавно сопряженным с фюзеляжем 1 самолета, и переменного сечения по длине - от круглого в месте примыкания к коку 22 винта 8, до прямоугольного со скругленными углами в месте сопряжения и соединения его с фюзеляжем 1.The power plant, made in the form of an engine 7 located in front of the fuselage, mounted on a motor mount (not shown) and closed by a removable hood 20. The power plant is equipped with a horizontally oriented air intake 21 with rounded corners located in the lower part of the hood 20 under the engine 7. Hood 20 of the engine 7 is elongated horizontally, made with a pointed nose, smoothly interfaced with the fuselage 1 of the aircraft, and of variable cross-section in length - from the screw 8, round at the junction with the coca 22, to the rectangular one about rounded corners at the place of pairing and connecting it to the fuselage 1.

Винт 8 силовой установки выполнен с реверсом, а лопасти винта 8 снабжены противообледенительной системой (не показано), размещенной по передней кромке каждой лопасти со смещением к оси вращения винта 8.The screw 8 of the power unit is made with a reverse, and the blades of the screw 8 are equipped with an anti-icing system (not shown) located along the front edge of each blade with an offset to the axis of rotation of the screw 8.

По первому варианту выполнения полезной модели, шасси самолета выполнено рессорного типа. Основные стойки 23 шасси выполнены в виде прямых конструктивных элементов, каждый их которых образован трубчатой рессорой, закрытой обтекателем, на которой установлено колесо 24 или лыжа (не показано). Хвостовая опора 25 шасси выполнена также рессорного типа из According to the first embodiment of the utility model, the aircraft chassis is made of spring type. The main landing gear 23 is made in the form of direct structural elements, each of which is formed by a tubular spring closed by a fairing, on which a wheel 24 or a ski (not shown) is installed. The tail support 25 of the chassis is also made of spring type from

трубчатой рессоры, на которой установлено самоориентирующееся колесо 26 или лыжа (не показано).a tubular spring on which a self-orientating wheel 26 or a ski (not shown) is mounted.

По второму варианту выполнения полезной модели, шасси самолета выполнено амфибийным в виде поплавков 27, закрепленных на основных передних прямых конструктивных элементах 28, соединенных с фюзеляжем 1, и дополнительных задних конструктивных элементах 29.According to the second embodiment of the utility model, the aircraft landing gear is amphibious in the form of floats 27, mounted on the main front direct structural elements 28 connected to the fuselage 1, and additional rear structural elements 29.

Каждый конструктивный элемент 28, как и в первом варианте, образован трубчатой рессорой, закрытой обтекателем. Дополнительные задние конструктивные элементы 29 также соединены с фюзеляжем 1.Each structural element 28, as in the first embodiment, is formed by a tubular spring closed by a cowl. Additional rear structural elements 29 are also connected to the fuselage 1.

Передняя колесная стойка 30 амфибийного шасси установлена в передней части каждого из поплавков 27 с внутренней его стороны с возможностью поворота относительно поперечной горизонтальной оси вперед по полету в убранное положение, когда колесо каждой передней стойки 30 расположено выше днища поплавка 27, и назад по полету в выпущенное положение.The front wheel strut 30 of the amphibious chassis is installed in the front of each of the floats 27 from its inner side with the possibility of rotation relative to the transverse horizontal axis forward along the flight to the retracted position, when the wheel of each front strut 30 is located above the bottom of the float 27, and backward into the released position.

Основная колесная стойка 31 амфибийного шасси установлена за реданом каждого из поплавков 27 с возможностью размещения ее в убранном положении заподлицо с днищем поплавка 27 в ответной ей нише 32, выполненной в зареданной части каждого из поплавков 27.The main wheel strut 31 of the amphibious chassis is installed behind the redan of each of the floats 27 with the possibility of placing it in the retracted position flush with the bottom of the float 27 in its counter niche 32, made in the jammed part of each of the floats 27.

Колеса 33 основной стойки 31 амфибийного шасси выполнены сдвоенными.The wheels 33 of the main strut 31 of the amphibious chassis are made double.

Дверь 9 грузопассажирской кабины выполнена сдвижной назад по полету по направляющим (не показано), размещенным на полу грузопассажирской кабины, на ее потолке и на боковой поверхности фюзеляжа 1. Ролики (не показано), на которых установлена и с которыми взаимодействует сдвижная дверь 9 в направляющих выполнены горизонтально ориентированными.The door 9 of the cargo and passenger cabin is movable backward along the flight along rails (not shown) placed on the floor of the cargo and passenger cabin, on its ceiling and on the side surface of the fuselage 1. Rollers (not shown) on which the sliding door 9 is installed and interacts with in the rails made horizontally oriented.

Двери 10 кабины пилотов по одной с каждой стороны фюзеляжа 1 выполнены с возможностью фиксации в открытом положении.Doors 10 of the cockpit, one on each side of the fuselage 1 are made with the possibility of fixing in the open position.

Грузопассажирская кабина снабжена тремя окнами по каждой стороне фюзеляжа 1, два из которых 34, передние, выполнены прямоугольного сечения со скругленными углами, и по левому борту фюзеляжа 1 расположены на сдвижной двери 9 грузопассажирской кабины, а третье 35, заднее окно, выполнено в виде неправильного четырехугольника также со скругленными углами и со скосом верхней его стороны вниз назад по полету.The cargo and passenger cabin is equipped with three windows on each side of the fuselage 1, two of which are 34, the front ones are made of rectangular section with rounded corners, and on the left side of the fuselage 1 are located on the sliding door 9 of the cargo and passenger cabin, and the third 35, rear window, is made in the form of an incorrect a quadrangle also with rounded corners and with a bevel of its upper side down backward in flight.

Каждый из подкосов 3 консолей крыла 2, выполненный в виде балки, закрыт обтекателем.Each of the struts 3 of the wing consoles 2, made in the form of a beam, is closed by a fairing.

Руль направления 18 выполнен без внутреннего силового набора, а его обшивка выполнена гофрированной с горизонтальной ориентированным гофром. Двигатель 7 силовой установки выполнен турбовинтовым, а его выхлопные патрубки 36 расположены на боковых поверхностях капота 20 по обе его стороны, или же патрубок (не показано) двигателя может быть размещен внизу под капотом двигателя.The rudder 18 is made without an internal power set, and its lining is made corrugated with a horizontal oriented corrugation. The engine 7 of the power plant is made by turboprop, and its exhaust pipes 36 are located on the side surfaces of the hood 20 on both sides of it, or the pipe (not shown) of the engine can be placed below the engine hood.

Винт 8 силовой установки выполнен трехлопастным.The screw 8 of the power plant is made of three-blade.

Противообледенительная система лопастей винта 8 выполнена электрической.The anti-icing system of the blades of the screw 8 is made electric.

Фюзеляж 1 может быть снабжен опорной ступенью 37, расположенной на нем сбоку и размещенной в зоне сдвижной двери 9 грузопассажирской кабины.The fuselage 1 can be equipped with a support stage 37, located on it on the side and located in the area of the sliding door 9 of the cargo-passenger cabin.

Кок 22 винта 8 в продольном сечении выполнен оживальной формы.Kok 22 screws 8 in a longitudinal section is made in a lively form.

Самолет может быть снабжен дополнительными топливными баками 38, размещенными на концах консолей крыла 2, которые, в свою очередь, могут быть выполнены съемными.The aircraft can be equipped with additional fuel tanks 38 located at the ends of the wing consoles 2, which, in turn, can be made removable.

Трубчатая рессора каждой из основных стоек 23 шасси выполнена стальной и переменного сечения по ее длине.The tubular spring of each of the main struts 23 of the chassis is made of steel and variable cross-section along its length.

Многоцелевой самолет функционирует следующим образом.Multipurpose aircraft operates as follows.

Рассмотрим первый, сухопутный вариант выполнения полезной модели.Consider the first, land-based embodiment of the utility model.

В стояночном положении многоцелевой самолет опирается на поверхность колесами 24 (или лыжами - не показано - в зимнем варианте базирования) основных стоек 23 и колесом 26 (или лыжей - не показано) хвостовой стойки 25.In the parking position, the multi-purpose aircraft rests on the surface with the wheels 24 (or with skis - not shown - in the winter version of the base) of the main struts 23 and with the wheel 26 (or with the ski - not shown) of the tail strut 25.

После запуска турбовинтового двигателя 7 силовой установки раскручивается трехлопастной тянущий винт 8, создающий потребную тягу. Самолет начинает руление и совершает разбег, перемещаясь по рулежным дорожкам и взлетной полосе. Закрылки 11 каждой из консолей крыла 2 устанавливаются пилотом на взлетный режим в 20 и самолет начинает разбег по взлетно-посадочной полосе.After starting the turboprop engine 7 of the power plant, a three-blade pulling screw 8 is untwisted, creating the required traction. The aircraft begins taxiing and takes off, moving along taxiways and the runway. The flaps 11 of each of the wing 2 cantilevers are set by the pilot to take-off mode at 20 and the aircraft starts to take off on the runway.

При достижении взлетной скорости пилот берет ручку управления на себя, отклоняя руль высоты 16, и самолет взлетает. Управляя рулями высоты 16 стабилизатора горизонтального 4 оперения, пилот поднимает самолета заданную Upon reaching take-off speed, the pilot takes the control handle towards himself, deflecting the elevator 16, and the plane takes off. By controlling the elevators 16 of the horizontal stabilizer 4 plumage, the pilot raises the aircraft set

высоту и переводит закрылки 11 в положение крейсерского полета - 0° - самолет начинает полет.height and puts the flaps 11 in the cruise flight position - 0 ° - the plane starts flying.

В полете управление самолетом происходит традиционным образом. Ручкой управления (не показано) пилот управляет элеронами 12 и рулем высоты 16, а педалями - рулем направления 18.In flight, control of the aircraft takes place in the traditional way. With the control handle (not shown), the pilot controls the ailerons 12 and the elevator 16, and the pedals control the rudder 18.

Простота конструкции, легкость в управлении, удобство размещения в кабине пилотов и грузопассажирской кабине придают самолету индивидуальные качества, выделяющие его из множества многоцелевых самолетов такого класса.Simplicity of design, ease of control, ease of placement in the cockpit and in the cargo and passenger cabin give the aircraft individual qualities that distinguish it from many multi-purpose aircraft of this class.

Силовой каркас данного самолета сконструирован таким образом, что позволяет самолету сочетать в себе прочность, простоту и надежность.The power frame of this aircraft is designed in such a way that allows the aircraft to combine strength, simplicity and reliability.

Силовая конструкция фюзеляжа 1 выполнена по схеме "полумонокок" смешанной клепанной и клеено - сварной конструкции с креплением продольных стрингеров (не показано) фюзеляжа 1 к обшивке из алюминиевого сплава клепкой, или же на клею и точечной сваркой, что в сочетании с выполнением фюзеляжа 1 прямоугольной формы со скругленными углами по всей длине придает конструкции потребную жесткость.The power structure of the fuselage 1 is made according to the "semi-monocoque" scheme of a mixed riveted and glued - welded structure with fastening of the longitudinal stringers (not shown) of the fuselage 1 to the aluminum alloy skin with riveting, or on glue and spot welding, which in combination with the execution of the rectangular fuselage 1 the shape with rounded corners along the entire length gives the structure the required rigidity.

Нагрузки от крыла 2 передаются непосредственно на силовую конструкцию фюзеляжа 1.The loads from the wing 2 are transferred directly to the power structure of the fuselage 1.

В полете на крыле 2 реализуется подъемная сила, которая выражается в виде распределенной нагрузки по размаху крыла 2. От распределенной нагрузки крыло 2 изгибается, т.е. на крыле 2 возникает изгибающий момент. Между тем крыло 2 испытывает и сосредоточенные нагрузки, например в точках крепления подкосов 3.In flight on the wing 2, a lifting force is realized, which is expressed as a distributed load over the span of the wing 2. From the distributed load, the wing 2 bends, i.e. a bending moment occurs on wing 2. Meanwhile, the wing 2 also experiences concentrated loads, for example, at the attachment points of the struts 3.

Каждый из подкосов 3 консолей крыла 2 закрепленной на силовом элементе крыла 2 в точке, расположенной на расстоянии 0,48±1% полуразмаха крыла 2 от оси симметрии самолета. На силовом элементе фюзеляжа 1 каждый из подкосов 3 закреплен в точке, расположенной от первого шпангоута фюзеляжа 1 на расстоянии 0,15±2% от общей длины самолета.Each of the struts 3 of the wing consoles 2 mounted on the power element of the wing 2 at a point located at a distance of 0.48 ± 1% of the half-span of the wing 2 from the axis of symmetry of the aircraft. On the power element of the fuselage 1, each of the struts 3 is fixed at a point located from the first frame of the fuselage 1 at a distance of 0.15 ± 2% of the total length of the aircraft.

В случае неправильного или произвольного выбора точек крепления подкосов 3 к силовому элементу крыла 2, упругая линия крыла 2 принимает непрогнозируемый характер, что потребует упрочение крыла 2 и, следовательно, увеличение веса. Продольно поперечный изгиб крыла 2 вызывается, с одной стороны, распределенной аэродинамической нагрузкой, а с другой стороны - горизонтальной компонентной силы, передаваемой через подкос 3.In the case of improper or arbitrary selection of the attachment points of the struts 3 to the force element of the wing 2, the elastic line of the wing 2 takes on an unpredictable character, which will require hardening of the wing 2 and, consequently, an increase in weight. The longitudinally transverse bending of the wing 2 is caused, on the one hand, by the distributed aerodynamic load, and on the other hand, by the horizontal component force transmitted through the strut 3.

Известно из теории прочности, что наиболее благоприятная работа силового элемента конструкции крыла 2, например, лонжерона (не показано), возможна тогда, когда изначальный прогиб сжатого элемента близок к нулю, что и достигается в данном техническом решении целенаправленным расположением точки крепления подкосов 3 по размаху крыла 2.It is known from the theory of strength that the most favorable work of the power element of the wing structure 2, for example, of the side member (not shown), is possible when the initial deflection of the compressed element is close to zero, which is achieved in this technical solution by the purposeful location of the attachment point of the struts 3 on the span wing 2.

Установлено расчетом и подтверждено экспериментально, что оптимальное положение узла крепления подкосов 3 к силовому элементу крыла 2 находится в точке, расположенной на расстоянии 0,48±1% полуразмаха крыла 2 от оси симметрии самолета.It was established by calculation and experimentally confirmed that the optimal position of the attachment point of the struts 3 to the force element of the wing 2 is at a point located at a distance of 0.48 ± 1% of the half-span of the wing 2 from the axis of symmetry of the aircraft.

При таком положении крыло 2 на участке от точки крепления крыла 2 к силовым элементам фюзеляжа 1 до точки крепления стержня подкоса 3 к силовому элементу крыла 2 имеет почти нулевой прогиб, а на участке > 0,48±1% полуразмаха крыла 2 изгибается консольно вверх, что является штатным нагружением силовых элементов крыла 2 изгибающим моментом. При таком характере нагружения возможно избежать упрочение конструкции крыла 2, не вкладывая в него лишний вес. In this position, wing 2 in the section from the point of attachment of wing 2 to the power elements of the fuselage 1 to the point of attachment of the strut rod 3 to the force element of wing 2 has an almost zero deflection, and in the section> 0.48 ± 1%, the half-span of wing 2 bends cantilever upward, which is the standard loading of the power elements of the wing 2 by a bending moment. With this type of loading, it is possible to avoid hardening of the wing structure 2 without putting extra weight into it.

Аналогичные рассуждения можно привести и по точке крепления подкоса стабилизатора горизонтального оперения 5, который закреплен на силовом элементе последнего в точке, расположенной на расстоянии 0,45±2% полуразмаха горизонтального оперения 5 от оси симметрии самолета, а на силовом элементе фюзеляжа 1 в точке, расположенной от первого шпангоута (не показано) фюзеляжа 1 на расстоянии 0,66±0,5% от общей длины самолета.Similar reasoning can also be given for the attachment point of the strut of the horizontal stabilizer 5, which is fixed to the power element of the latter at a point located at a distance of 0.45 ± 2% of the half-span of the horizontal tail 5 from the axis of symmetry of the aircraft, and on the power element of the fuselage 1 at located from the first frame (not shown) of the fuselage 1 at a distance of 0.66 ± 0.5% of the total length of the aircraft.

В полете самолет заявленной аэродинамической компоновки управляется традиционным способом. Пилотом используются все имеющиеся в его распоряжении аэродинамические несущие и управляющие поверхности: крыло 2 с элеронами 12, имеющими осевую аэродинамическую компенсацию и управляемый триммер 13, вертикальное оперение 4 с рулем направления 18, имеющим роговую аэродинамическую компенсацию и управляемый триммер 19, и горизонтальное оперение 4 с рулями высоты 16 стабилизатора, также имеющих также роговую аэродинамическую компенсацию и управляемый триммер 17.In flight, the aircraft of the claimed aerodynamic configuration is controlled in the traditional way. The pilot uses all the aerodynamic bearing and control surfaces at his disposal: wing 2 with ailerons 12 having axial aerodynamic compensation and controlled trimmer 13, vertical tail 4 with rudder 18 having horn aerodynamic compensation and controlled trimmer 19, and horizontal tail 4 s elevators 16 stabilizer, also having horn aerodynamic compensation and controlled trimmer 17.

В полете, в случае обледенения лопастей винта 8, включается противообледенительная система винта, препятствующая образованию наледи на передней кромке лопастей винта 8, а также удаляющая уже образовавшуюся наледь.In flight, in case of icing of the blades of the screw 8, the anti-icing system of the screw is turned on, preventing the formation of ice on the front edge of the blades of the screw 8, as well as removing already formed ice.

Увеличению дальности полета заявленного самолета, может служить установка на концах консолей крыла 2 дополнительных съемных топливных баков 38.To increase the flight range of the claimed aircraft, the installation of 2 additional removable fuel tanks 38 at the ends of the wing consoles can serve.

По завершении программы полета, самолет заходит на посадку. Пилот устанавливает закрылки 11 каждой из консолей крыла 2 на посадочный угол в 40° и самолет начинает снижение и совершает посадку. Энергия удара поглощается пневматиками колес 24 и 26, а также рессорами основных стоек 23 и хвостовой опоры 25.Upon completion of the flight program, the aircraft lands. The pilot sets the flaps 11 of each of the consoles of the wing 2 to the landing angle of 40 ° and the aircraft begins to decline and makes a landing. The impact energy is absorbed by the pneumatics of the wheels 24 and 26, as well as the springs of the main struts 23 and the tail support 25.

При посадке самолет касается поверхности взлетной полосы шасси 6 и совершает пробег на колесах 24 (или на лыжах - не показано - в зимнем варианте базирования) основных стоек 23 и колесе 26 (или на лыже - не показано) хвостовой опоры 25. При грубой посадке, например на неподготовленные площадки, в поглощении энергии удара участвует аэродинамическое рассеивание крыла 2.When landing, the plane touches the surface of the runway of the landing gear 6 and makes a run on wheels 24 (or skiing - not shown - in the winter version of the base) of the main struts 23 and wheel 26 (or on the ski - not shown) of the tail support 25. In case of rough landing, for example, on unprepared sites, aerodynamic dispersion of the wing 2 is involved in the absorption of impact energy.

При пробеге, в случае необходимости, пилот "перекладывает" лопасти винта 8 в режим реверса, создавая обратную тягу, что уменьшает длину пробега после посадки. During the run, if necessary, the pilot “shifts” the rotor blades 8 to the reverse mode, creating reverse thrust, which reduces the length of the run after landing.

Наличие большой прямоугольной сдвижной двери 9 грузопассажирской кабины фюзеляжа 1 самолета позволяет расширить его функциональные возможности. Большой дверной проем двери 9 и возможность ее полного открытия назад по направляющим позволяет обеспечить любую загрузку самолета в вариантах: перевозка пассажиров, почтовый, транспортный, санитарный варианты, вариант патрулирования и наблюдения, вариант для загрузки необходимого радиооборудования для проведения, например, метеорологических исследований, а также парашютно-десантный вариант. Для удобства десантирования парашютистов, фюзеляж 1 может быть снабжен опорной ступенью 37, расположенной сбоку на фюзеляже, и размещенной в зоне сдвижной двери 9 грузопассажирской кабины самолета.The presence of a large rectangular sliding door 9 of the cargo-passenger cabin of the fuselage 1 of the aircraft allows to expand its functionality. The large doorway of door 9 and the possibility of its full opening back along the rails allows for any loading of the aircraft in the following options: passenger transportation, mail, transport, sanitary options, patrol and surveillance option, option for loading the necessary radio equipment for carrying out, for example, meteorological studies, and also a parachute landing option. For the convenience of paratroopers landing, the fuselage 1 can be equipped with a support step 37, located on the side of the fuselage, and located in the area of the sliding door 9 of the cargo-passenger cabin of the aircraft.

Второй вариант заявленной полезной модели отличается от первого выполнением шасси амфибийным.The second version of the claimed utility model differs from the first in the amphibious execution of the chassis.

С точки зрения крейсерского полета, оба варианта идентичны между собой. Различия касаются только режимов взлета и посадки, когда задействовано и функционирует амфибийное шасси самолета.From the point of view of cruising flight, both options are identical to each other. The differences concern only take-off and landing modes when the amphibious landing gear is engaged and operational.

В случае взлета или посадки на водную поверхность, передняя колесная стойка 30 амфибийного шасси, установленная в передней части каждого из поплавков 27 с внутренней его стороны, повернута относительно поперечной горизонтальной оси вперед по полету в убранное положение и в таком положении зафиксирована, при котором колесо каждой передней стойки 30 расположено выше днища поплавка 27. Основная колесная стойка 31 амфибийного шасси, установленная за реданом каждого из поплавков 27, убрана заподлицо с днищем поплавка 27 в ответную ей нишу 32 и в таком положении зафиксирована, выполненную в зареданной части каждого из поплавков 27. Выполнение колес 33 основной стойки 31 амфибийного шасси сдвоенными позволяет сделать нишу 32 под их размещение меньшего объема не в ущерб общей водоизмещающей способности поплавков 27.In case of take-off or landing on a water surface, the front wheel strut 30 of the amphibian chassis mounted on the front of each of the floats 27 on its inside is turned relative to the transverse horizontal axis forward along the flight to the retracted position and in such a position is fixed that the wheel of each the front strut 30 is located above the bottom of the float 27. The main wheel strut 31 of the amphibian chassis, mounted behind the redan of each of the floats 27, is flush with the bottom of the float 27 in its corresponding niche 32 and in fixed position, zaredannoy formed in part of each of the floats 27. Running wheels 33 basic rack chassis 31 amphibious twin allows to make a niche 32 at their smaller volume occupancy without compromising total displacement capacity of floats 27.

В такой взлетно-посадочной конфигурации амфибийного шасси самолет может эксплуатироваться с использованием имеющихся на местности водоемов без оборудования специальных взлетно-посадочных полос.In such a take-off and landing configuration of an amphibious landing gear, an aircraft can be operated using water bodies available on the ground without the equipment of special runways.

В сухопутном варианта базирования самолета с амфибийным шасси, передняя колесная стойка 30 амфибийного шасси, установленная в передней части каждого из поплавков 27 с внутренней его стороны, повернута относительно поперечной горизонтальной оси назад по полету в выпущенное положение и в таком положении зафиксирована, когда колесо каждой передней стойки 30 расположено ниже днища поплавка 27.In the land-based version of an aircraft with an amphibious landing gear, the front wheel strut 30 of the amphibious landing gear installed on the front of each of the floats 27 from its inner side is rotated relative to the transverse horizontal axis backwards in flight to the released position and in this position is fixed when each front wheel strut 30 is located below the bottom of the float 27.

При этом, основная колесная стойка 31 амфибийного шасси, установленная за реданом каждого из поплавков 27, выведена из ниши 32 под размещение колесной стойки 31, и в таком положении зафиксирована. Колеса 33 расположены ниже днища поплавка 27.At the same time, the main wheel strut 31 of the amphibian chassis, installed behind the redan of each of the floats 27, is taken out of the niche 32 to accommodate the wheel strut 31, and is fixed in this position. Wheels 33 are located below the bottom of the float 27.

В такой конфигурации самолет может эксплуатироваться с взлетно-посадочных полос с твердым покрытием.In this configuration, the aircraft can be operated from paved runways.

Естественно, самолет может использоваться и в "смешанной" конфигурации амфибийного шасси, когда взлет совершается или с сухопутного аэродрома или с водной поверхности, а посадка, наоборот, совершается или на водную поверхность или на взлетно-посадочную полосу с твердым покрытием.Naturally, an airplane can also be used in a “mixed” configuration of an amphibious landing gear, when takeoff takes place either from a land airfield or from a water surface, and landing, on the contrary, takes place either on a water surface or on a hard-coated runway.

Заявленный многоцелевой самолет, как и любой другой самолет, имеет конкретные геометрические значения своих аэродинамических поверхностей и их The claimed multi-purpose aircraft, like any other aircraft, has specific geometric meanings of its aerodynamic surfaces and their

взаимное относительное значение и влияние на его аэродинамические характеристики.mutual relative importance and influence on its aerodynamic characteristics.

Для достижения лучших летно-технических характеристик по обоим вариантам выбраны определенные параметры и соотношения несущих и управляющих аэродинамических поверхностей, при которых удлинение крыла 2 λ выбрано в пределах от λ = 10,3 - 10,6, относительная площадь элеронов 12 крыла 2 выбрана равной S_эл/S_кр = 0,11, относительная площадь закрылков 11 крыла 2 выбрана равной S_зкр/S_кр= 0,115, относительная площадь вертикального 4 оперения выбрана равной S_во/S_кр = 0,18, а относительная площадь горизонтального 5 оперения выбрана равной S_го/S_кр = 0,325, где:To achieve the best flight performance in both cases, certain parameters and ratios of the bearing and control aerodynamic surfaces were selected for which the wing extension 2 λ was chosen in the range from λ = 10.3 - 10.6, the relative area of the ailerons 12 of the wing 2 was chosen equal to S _el / S _cr = 0.11, the relative area of the flaps 11 of the wing 2 is chosen equal to S _ccr / S _cr = 0.115, the relative area of the vertical 4 plumage is chosen equal to S _in / S _cr = 0.18, and the relative area of the horizontal 5 plumage is chosen equal to S _go / S _cr = 0.325, where:

S_кр - площадь крыла 2, м², S_эл - площадь элеронов 12, м², S_зкр - площадь закрылков 11, м². S_во - площадь вертикального 4 оперения, м, S_го - площадь горизонтального 5 оперения, м².S _cr - the area of the wing 2, m ² , S _el - the area of the ailerons 12, m ² , S _zkr - the area of the flaps 11, m ² . S _in - the area of the vertical 4 plumage, m, S _go - the area of the horizontal 5 plumage, m ² .

При этом, крылу 2 придана геометрическая крутка, равная (- 2°).At the same time, wing 2 is given a geometric twist equal to (- 2 °).

Использование подкосного крыла 2 большого удлинения позволяет снизить массу конструкции и получить высокое аэродинамическое качество, что дает возможность увеличить полезную нагрузку до величины составляющей 35%-45% от взлетной массы самолета.The use of a large elongated strut wing 2 allows to reduce the mass of the structure and to obtain high aerodynamic quality, which makes it possible to increase the payload to a value of 35% -45% of the take-off weight of the aircraft.

Предлагаемые соотношение взаимосвязанных геометрических параметров аэродинамических поверхностей самолета в сочетании с их формой и расположением относительно друг друга обеспечивают улучшение взлетно-посадочных характеристик, улучшение эксплуатационных качеств, сохранение высокого аэродинамического качества и несущественное изменение продольной устойчивости в широком диапазоне изменения центровки самолета независимо от варианта загрузки, что обуславливает снижение расхода топлива в крейсерском полете.The proposed correlation of the interconnected geometric parameters of the aerodynamic surfaces of the aircraft, combined with their shape and location relative to each other, provide improved take-off and landing performance, improved performance, maintaining high aerodynamic quality and a slight change in longitudinal stability over a wide range of aircraft alignment irrespective of the loading option, which causes a decrease in fuel consumption in cruising flight.

В заявленном самолете использованы традиционные авиационные материалы, традиционные авиационные технологии и он может быть изготовлен в условия опытного и серийного производства.The claimed aircraft uses traditional aviation materials, traditional aviation technologies, and it can be manufactured under the conditions of pilot and mass production.

Claims

1. A multi-purpose aircraft made according to the plan of the plan, containing the fuselage, a highly rectangular planed wing with a strut, the tail unit of a normal circuit, a three-leg landing gear with a tail support and a single-engine power unit in the form of an engine mounted in front of the fuselage with a variable pitch propeller, characterized in that, the fuselage is made of rectangular section along its entire length with rounded corners and with a flat base, also along its entire length, the power structure of the fuselage is made according to e "half-monocoque" of mixed riveted and glued-welded construction with fastening of the longitudinal stringers of the fuselage to the aluminum alloy skin with riveting, as well as glue and spot welding, the fuselage is equipped with a rectangular passenger compartment door located on the left side of the fuselage and made movable backward along the flight along the guides, the cockpit doors, one on each side of the fuselage, are made in the form of a hexagon with rounded corners, swinging forward along the flight, the wing and horizontal tail are located in different planes so that the plane of the horizontal tail is located below the wing plane relative to the horizontal plane of the aircraft, moreover, the wing plane and the plane of horizontal tail are parallel to each other, the power structure of the wing is made single-winged with a rear wall and with aluminum alloy skin, fuel tanks located in left and right wing consoles, made in the form of aerodynamically streamlined sealed teardrop-shaped compartments and placed in the toe of each of the wing consoles, mechanism The wing section is made in the form of a two-section flap on each of the wing consoles, the sections of which are interconnected, and ailerons with axial aerodynamic compensation equipped with a controlled trimmer, each of the struts of the wing consoles is made in the form of a beam fixed to the wing force element at a point located on 0.48 ± 1% of the half-span of the wing from the axis of symmetry of the aircraft, and on the power element of the fuselage at a point located from the first frame of the fuselage at a distance of 0.15 ± 2% of the total length of the aircraft, the aircraft is equipped with a fork of the vertical tail located in the upper part of the fuselage and associated with the fuselage and the vertical tail, the horizontal tail provided with struts of the stabilizer is made rectangular in plan and has an inverted aerodynamic profile, which creates a negative lift force, and each of the struts of the stabilizer is fixed to the power the element of the latter at a point located at a distance of 0.45 ± 2% of the half-span of the horizontal tail from the axis of symmetry of the aircraft, and on the power element of the fuselage in to the point located from the first fuselage frame at a distance of 0.66 ± 0.5% of the total length of the aircraft, the horizontal stabilizer heights are made with horn aerodynamic compensation, each of which is equipped with a controlled trimmer located at the root of the elevator, the vertical tail is made with rounded upper front edge, trapezoidal, has a rudder with horn aerodynamic compensation, and a straight rear edge, and equipped with a controlled trimmer, the rear edge of which is made high falling over the trailing edge of the rudder, the power plant, made in the form of an engine located in front of the fuselage, mounted on a motor mount and closed by a removable hood, is equipped with a horizontally oriented air intake with rounded corners located in the lower part of the hood under the engine, the engine hood is elongated horizontally, made with a pointed nose, smoothly interfaced with the fuselage of the aircraft, and of variable cross-section along the length - from a round screw at the junction of the propeller to a rectangular one with rounded corners at the point of coupling and connection with the fuselage, the propeller screw is reversed, and the propeller blades are equipped with an anti-icing system located along the front edge of each blade with an offset to the axis of rotation of the propeller, the airplane landing gear is made of spring type, the main pillars of which are made in the form of straight structural elements, each of which is formed by a tubular spring closed by a cowl on which a wheel or ski is mounted, and the tail support of the chassis is also made of spring type of tubular of the spring, on which it is mounted swiveling wheel or ski.

2. A multi-purpose aircraft made according to the plan of the plan, containing the fuselage, a rectangular wing with a strut, the tail unit of the normal circuit, landing gear and a single-engine power unit in the form of an engine mounted in the front of the fuselage with a variable pitch propeller, characterized in that the fuselage is made of rectangular section along its entire length with rounded corners and with a flat base, also along its entire length, the power structure of the fuselage is made according to the “half-monocoque” scheme of mixed clepe of glued and glued-welded construction with fastening of the longitudinal stringers of the fuselage to the aluminum alloy skin with riveting, as well as for gluing and spot welding, the fuselage is equipped with a cargo-passenger cabin door of rectangular cross section located on the left side of the fuselage and made sliding backward along the flight along the guides, the cabin door pilots one on each side of the fuselage are made in the form of a hexagon with rounded corners, swinging forward along the flight, the wing and the horizontal tail are located in different planes so that the horizontal tail plane is located below the wing plane relative to the aircraft horizontal plane, moreover, the wing plane and the horizontal tail plane are parallel to each other, the wing’s power structure is single-member with the rear wall and with aluminum alloy skin, fuel tanks located in the left and right wing consoles, made in the form of aerodynamically streamlined sealed teardrop-shaped compartments and placed in the toe of each of the wing consoles, the wing mechanization is made in the form of two a projection flap on each of the wing consoles, the sections of which are interconnected, and ailerons with axial aerodynamic compensation equipped with a controlled trimmer, each of the struts of the wing consoles is made in the form of a beam fixed to the wing force element at a point located at a distance of 0.48 ± 1% of the wing span from the axis of symmetry of the aircraft, and on the power element of the fuselage at a point located from the first frame of the fuselage at a distance of 0.15 ± 2% of the total length of the aircraft, the aircraft is equipped with a vertical tail feather, located connected in the upper part of the fuselage, and paired with the fuselage and vertical tail, the horizontal tail equipped with struts of the stabilizer is made rectangular in plan and has an inverted aerodynamic profile, which creates a negative lift force, and each of the struts of the stabilizer is fixed to the power element of the latter at a point located at a distance of 0.45 ± 2% of the half-span of the horizontal tail from the axis of symmetry of the aircraft, and on the power element of the fuselage at a point located from the first the fuselage panout at a distance of 0.66 ± 0.5% of the total aircraft length, the horizontal stabilizer heights are made with horn aerodynamic compensation, each of which is equipped with a controlled trimmer located at the elevator root, the vertical tail is made with a rounded upper trapezoid leading edge forms, has a rudder with horn aerodynamic compensation, and a straight trailing edge, and equipped with a controlled trimmer, the trailing edge of which is protruding beyond the trailing edge of the steering wheel the power plant, made in the form of an engine located in front of the fuselage, mounted on an engine mount and closed by a removable hood, equipped with a horizontally oriented air intake with rounded corners located in the lower part of the hood under the engine, the engine hood is horizontally elongated, made with a pointed nose smoothly interfaced with the fuselage of the aircraft, and of variable cross-section along the length - from a round screw at the junction with the propeller to a rectangular one with rounded corners in the place of collision zheniya and connections with the fuselage, the propeller screw is reversed, and the propeller blades are equipped with an anti-icing system located along the front edge of each blade with an offset to the axis of rotation of the propeller, the aircraft chassis is made amphibious in the form of floats mounted on the main front direct structural elements connected with a fuselage, each of which is formed by a tubular spring closed by a fairing, and additional rear structural elements also connected to the fuselage, while the front wheel the amphibious landing gear is installed in the front of each of the floats from its inner side with the possibility of rotation relative to the horizontal axis forward along the flight to the retracted position, when the wheel of each front strut is located above the bottom of the float, and back along the flight to the released position, and the main wheeled strut an amphibious chassis is installed behind the reed of each of the floats along its longitudinal axis with the possibility of placing it in the retracted position flush with the bottom of the float in its response niche, made zaredannoy of each of the floats.

3. The multipurpose aircraft according to claim 2, characterized in that the wheels of the main strut of the amphibious chassis are made dual.

4. The multi-purpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the cargo-passenger cabin door is movable backward along the flight along rails placed on the cargo-passenger cabin floor, on its ceiling and on the side surface of the fuselage, with rollers on which which interacts with the sliding door in the rails, made horizontally oriented.

5. Multipurpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the cockpit doors, one on each side, are made with the possibility of fixing in the open position.

6. The multi-purpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the cargo-passenger cabin is provided with three windows on each side of the fuselage, two of which, the front ones, are made in rectangular section with rounded corners, and are located on the left side of the fuselage on the sliding door of the cargo-passenger cabin, and the third, rear window, is made in the form of an irregular quadrangle also with rounded corners and with a bevel of its upper side down backward in flight.

7. The multipurpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the fuel tanks located in the toe of each of the wing consoles are coffered.

8. Multipurpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the sections of the two-section flap on each of the wing consoles are interconnected by a plate.

9. The multipurpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the controlled aileron trimmer is located on the aileron of the right wing console with an offset to the flap.

10. Multipurpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that each of the struts of the wing consoles, made in the form of a beam, is closed by a fairing.

11. The multi-purpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the rudder is made without an internal power set, and its skin is made corrugated with a horizontally oriented corrugation.

12. The multi-purpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the propulsion engine is made of a turboprop.

13. The multi-purpose aircraft according to claim 9, characterized in that the exhaust pipes of the turboprop engine are located on the side surfaces of the hood on both sides of it, or in the form of a pipe located in the lower part under the engine hood.

14. The multi-purpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the propeller screw is made of a three-blade.

15. The multi-purpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the anti-icing system of the rotor blades is made electric.

16. The multi-purpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the fuselage is equipped with a support step located on it on the side and located in the area of the sliding door of the passenger-and-freight cabin.

17. The multipurpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the propeller coke in longitudinal section is made in a lively shape.

18. Multipurpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the aircraft is equipped with additional fuel tanks located at the ends of the wing consoles.

19. The multipurpose aircraft according to claim 18, characterized in that the additional fuel tanks located at the ends of the wing consoles are removable.

20. The multi-purpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the tubular spring of each of the main landing gear is made of steel.

21. The multipurpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the tubular spring of each of the main landing gear is made of variable cross-section along the length.

22. The multipurpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the wing elongation λ is selected in the range from λ = 10.3 to 10.6.

23. The multipurpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the wing is made with a geometric twist angle equal to (-2 °).

24. The multipurpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the relative area of the wing ailerons is chosen equal to S _el / S _cr = 0.11, where: S _PL is the area of the ailerons, m ² , and S _cr is the wing area, m ² .

25. The multi-purpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the relative wing flap area is chosen equal to S _zkr / S _cr = 0.115, where: S _zkr is the flap area, m ² , and S _cr - wing area, m ² .

26. The multipurpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the relative area of the vertical tail is chosen equal to S _in / S _cr = 0.18, where: S _in - the area of vertical tail, m ² and S _cr - wing area, m ² .

27. The multi-purpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the relative area of the horizontal tail is chosen equal to S _go / S _cr = 0.325, where: S _go - the area of horizontal tail, m ² and S _cr - wing area, m ² .

28. The multi-purpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the permissible range of alignment during take-off, in flight and on landing is selected from the limiting front in 20% SAX to the limiting rear in 50% SAH, where SAX is the average aerodynamic chord wings.

29. The multipurpose aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the angles of installation of the wing flaps are selected: in flight - 0 °, on takeoff - 20 ° and on landing - 40 °.