RU2228283C1 - Самолет - Google Patents
Самолет Download PDFInfo
- Publication number
- RU2228283C1 RU2228283C1 RU2003107373/11A RU2003107373A RU2228283C1 RU 2228283 C1 RU2228283 C1 RU 2228283C1 RU 2003107373/11 A RU2003107373/11 A RU 2003107373/11A RU 2003107373 A RU2003107373 A RU 2003107373A RU 2228283 C1 RU2228283 C1 RU 2228283C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- root part
- wing
- slider
- guide
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к летательным аппаратам. Самолет содержит фюзеляж с хвостовым оперением, состоящим из киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, складывающееся крыло, гидравлический механизм складывания крыла, два колесных шасси и заднюю опору. Самолет снабжен четырьмя механизмами жесткости, попарно смонтированными в носовой и хвостовой частях консолей крыла. Каждый механизм выполнен в виде двух направляющих с продольным отверстием в центре. Одна из направляющих закреплена в коренной части, а другая - в концевой части ползуна, помещенного в продольное отверстие направляющей коренной части. Предусмотрен гидроцилиндр, корпусом жестко связанный с коренной частью, а штоком - с ползуном. Продольные отверстия направляющих расположены соосно друг другу. Ползун в поперечном сечении выполнен по форме круга. Изобретение направлено на повышение прочности коренной и концевых частей в месте стыка. 8 ил.
Description
Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к самолетам.
Известен самолет, состоящий из фюзеляжа с хвостовым оперением в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, двумя крыльями, расположенными друг над другом, к нижнему из которых прикреплены два шасси с колесами и поплавками (Журнал "Крылья родины", 1999 г., №10, - с.19).
Недостатком самолета является невозможность использования для стоянки площадок ограниченных размером по ширине из-за большого размаха крыла.
Ближайшем аналогом изобретения является самолет, включающий фюзеляж с хвостовым оперением в виде киля с рулем направления и стабилизатора, с складывающимся крылом, которое состоит из коренной части, жестко связанной с фюзеляжем и двумя концевыми частями, которые шарнирно соединены между собой, и моногондолами, в которых смонтированы колесные шасси, заднюю опору (Журнал "Авиация и космонавтика", 1999 г., №12, рис. Грум-ман F7 Г-2N, - с.25).
Недостатком самолета является необходимость значительного усиления прочности коренной и концевых частей на участке стыка.
Техническим результатом, достигаемым самолетом, согласно изобретению, является повышение прочности коренной и концевых частей в месте стыка.
Указанный результат достигается тем, что самолет, содержащий фюзеляж с хвостовым оперением в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, складывающимся крылом, гидравлический механизм складывания, два колесных шасси, заднюю опору, согласно изобретению в полости носовой и хвостовой частей консолей крыла попарно смонтированы четыре гидравлических механизма жесткости, каждый выполненный в виде двух направляющих с продольным отверстием в центре, одна из которых закреплена в коренной части, а другая - в концевой части, ползуна, помещенного в продольное отверстие направляющей коренной части, гидроцилиндра, корпусом жестко связанным с коренной частью, а штоком - с ползуном, при этом продольные отверстия направляющих соосны друг к другу, а глубина ввода ползуна в отверстие направляющей концевой части определена соотношением
С=(2...3)·Д,
где С - длина участка ползуна, вводимого в отверстие направляющей концевой части;
Д - диаметр ползуна,
причем ползун в поперечном сечении выполнен по форме круга.
Предлагаемый самолет поясняется чертежами, где
на фиг.1 показан самолет, вид сбоку;
на фиг.2 - то же, вид сверху в плане по А на фиг.1;
на фиг.3 - то же, со сложенными концевыми частями, вид спереди;
на фиг.4 изображен гидравлический механизм жесткости при горизонтальном расположении концевой части консолей крыла;
на фиг.5 - то же, при сложенных концевых частях крыла;
на фиг.6 показан механизм жесткости, поперечный разрез по Б-Б на фиг.4;
на фиг.7 показан ползун;
на фиг.8 показан механизм жесткости при сложенной концевой части, поперечный разрез по В-В на фиг.5.
Самолет включает фюзеляж 1 с хвостовым оперением в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты. Крыло 2 состоит из коренной части "а" и двух концевых частей "б". Четыре шарнира 3 попарно связывают между собой корневую "а" и концевые "б" части крыла. Два гидроцилиндра 4 расположены с боковых сторон фюзеляжа 1, каждый из которых корпусом шарнирно соединен с коренной частью "а", а штоком - с концевой частью "б". Четыре гидравлических механизма жесткости попарно смонтированы в полости носовой и хвостовой частях левой и правой консоли крыла 2. Каждый механизм состоит из направляющей 5 с продольным отверстием в центре, закрепленной в концевой части "б", направляющей 6 с таким же отверстием, выполненным вдоль продольной оси в центре, расположенной в коренной части "а", ползуна 7, выполненного в виде круглого стержня, помещенного в отверстие направляющей 6, гидроцилиндра 8, расположенного сбоку фюзеляжа 1, жестко корпусом соединенного с коренной частью "а", а штоком - с ползуном 7.
Самолет работает следующим образом.
Для стоянки на площадке, неограниченной размером по ширине, а также для перемещения в воздушной среде концевые части "б" располагают горизонтально, фиг.1, 2. При этом штоки выходят из гидроцилиндров 4, воздействуют на концевые части "б" и удерживают их в горизонтальном положении. Для более надежного фиксирования положения концевых частей "б" в горизонтальном положении в продольное отверстие направляющих 5 вводят ползуны 7 на величину, равную С=(2...3)·Д, где С - длина участка ползуна, введенного в отверстие направляющей 5, Д - диаметр ползуна. Благодаря чему повышают жесткость связи концевых частей "б" с коренной частью "а". Этим значительно уменьшают колебания концевых частей "б" при перемещении в воздушной среде.
Для размещения самолета на участке, ограниченном размером по ширине, концевые части "б" консолей крыла 2 переводят в вертикальное положение, возможно с завалом к продольной оси фюзеляжа, 1, фиг.3, ползуны 7 выводят из отверстия направляющих 5, фиг.5. При этом штоки втягивают в гидроцилиндры 8, а ползуны 7 входят в отверстие направляющих 6. Затем концевые части "б" консолей крыла 2 переводят в вертикальное положение. При этом штоки втягивают в гидроцилиндры 4, а концевые части "б" совершают поворот на шарнирах 3. Благодаря этому уменьшают размах крыла 2, фиг.3.
Снабжение самолета механизмом жесткости обеспечивает надежное фиксирование концевой части консолей крыла в горизонтальном положении.
Кроме того значительно уменьшает колебание концевых частей при перемещении в воздушной среде.
Ввод ползунов в направляющие 5 концевых частей на глубину, равную 2-м...3-м его диаметрам обеспечивает достаточную прочность связи между коренной и концевыми частями консолей крыла; заглубление ползуна в направляющую 5 более чем на три его диаметра значительно увеличивает себестоимость механизма. При вводе ползуна в направляющую 5 меньше чем на два его диаметра не обеспечивает достаточной прочности соединений упомянутых частей консоли крыла.
Устройство согласно изобретению может быть использовано в конструкциях средних и тяжелых типов самолетов со складывающимися концевыми частями консолей крыла.
Claims (1)
- Самолет, содержащий фюзеляж с хвостовым оперением в виде киля с рулем направления и стабилизатора с рулем высоты, складывающееся крыло, гидравлический механизм складывания, два колесных шасси, заднюю опору, отличающийся тем, что в полости носовой и хвостовой частей консолей крыла попарно смонтированы четыре гидравлических механизма жесткости, каждый из которых выполнен в виде двух направляющих с продольным отверстием в центре, одна из которых закреплена в коренной части, а другая - в концевой части, ползуна, помещенного в продольное отверстие направляющей коренной части, гидроцилиндра, корпусом жестко связанным с коренной частью, а штоком - с ползуном, который в поперечном сечении выполнен по форме круга, при этом продольные отверстия направляющих соосны друг другу, а глубина ввода ползуна в отверстие направляющей концевой части определена соотношениемС=(2÷3)Д,где С - длина участка ползуна, вводимого в отверстие направляющей концевой части консоли крыла;Д - диаметр ползуна.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003107373/11A RU2228283C1 (ru) | 2003-03-17 | 2003-03-17 | Самолет |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003107373/11A RU2228283C1 (ru) | 2003-03-17 | 2003-03-17 | Самолет |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2228283C1 true RU2228283C1 (ru) | 2004-05-10 |
RU2003107373A RU2003107373A (ru) | 2004-09-10 |
Family
ID=32679536
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003107373/11A RU2228283C1 (ru) | 2003-03-17 | 2003-03-17 | Самолет |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2228283C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9259984B2 (en) | 2008-07-28 | 2016-02-16 | Fleck Future Concepts Gmbh | Combined air, water and road vehicle |
-
2003
- 2003-03-17 RU RU2003107373/11A patent/RU2228283C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9259984B2 (en) | 2008-07-28 | 2016-02-16 | Fleck Future Concepts Gmbh | Combined air, water and road vehicle |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE69414691T2 (de) | V/stol-flugzeug mit einem freien flügelanstellwinkel und mit einem schwenkbaren heckausleger | |
US5503352A (en) | Light-duty box-wing aeroplane | |
CN107000841B (zh) | 用于改进盒式机翼飞行器概念的方法以及对应的飞行器构造 | |
US7131611B2 (en) | Device and method of control of fixed and variable geometry rhomboid wings | |
CN205675229U (zh) | 折叠式机翼 | |
JPH06255587A (ja) | 航空機 | |
DE3641247A1 (de) | Landeklappenfuehrungsschienen-verkleidung fuer luftfahrzeuge | |
CN101239621B (zh) | 地效飞列 | |
CN206243448U (zh) | 无蒙皮支撑肋尾尖滑块的折叠式机翼 | |
RU2228283C1 (ru) | Самолет | |
US4345401A (en) | Glider | |
RU2384461C2 (ru) | Самолет и способ крещишина уменьшения сопротивления его полету | |
US3025027A (en) | Vertical airfoil | |
DE3509689C2 (ru) | ||
EP2669193A2 (en) | Landing gear for an aircraft | |
CN209126989U (zh) | 无人机助推火箭机体锥座及超音速无人机 | |
DE2803041A1 (de) | Schwanzloses flugzeug | |
CN205891219U (zh) | 一种飞行器的脚架机构和飞行器 | |
CN110422313A (zh) | 一种具有折叠机翼的飞行器 | |
RU50977U1 (ru) | Крыло обратной стреловидности с поворотной частью консолей | |
RU2223201C1 (ru) | Самолет | |
US2457391A (en) | Airplane train | |
CN210000556U (zh) | 连接装置、无人机机架及无人机 | |
DE102012023821A1 (de) | Flugzeug mit mindestens zwei Flugzeugrümpfen und zwei Hauptflügeln | |
DE102023108980B3 (de) | Flugzeug |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080318 |