RU2672308C1 - Aircraft - Google Patents

Aircraft Download PDF

Info

Publication number
RU2672308C1
RU2672308C1 RU2017127322A RU2017127322A RU2672308C1 RU 2672308 C1 RU2672308 C1 RU 2672308C1 RU 2017127322 A RU2017127322 A RU 2017127322A RU 2017127322 A RU2017127322 A RU 2017127322A RU 2672308 C1 RU2672308 C1 RU 2672308C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
module
separate part
chassis
rest
Prior art date
Application number
RU2017127322A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Валерий Туркубеевич Пчентлешев
Original Assignee
Валерий Туркубеевич Пчентлешев
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Валерий Туркубеевич Пчентлешев filed Critical Валерий Туркубеевич Пчентлешев
Priority to RU2017127322A priority Critical patent/RU2672308C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2672308C1 publication Critical patent/RU2672308C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/02—Undercarriages
    • B64C25/08—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.SUBSTANCE: invention relates to aviation. Aircraft (AC) contains one separate part – a module representing the chassis, and another separate part – a module representing all the other parts of the AC, which is attached to the hinge to a separate part – the chassis module. Separate part – the module, the rest of the AC is rotatable in the longitudinal plane around the hinge axis with respect to a separate part – the chassis module. Separate part – the module of the chassis is made inseparable from the individual part – the module the rest of the AC after take-off of the AC. Between the controls of the AC, located on a separate part – the module, the rest of the AC, and a separate part-the chassis module-has a kinematic connection. Separate part – the module the rest of the AC is rotatable with respect to a separate part – the chassis module due to the impact on the controls of the AC.EFFECT: invention is aimed at reducing weight.8 cl, 2 dwg

Description

Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION

Изобретение имеет отношение к авиации и касается летательных аппаратов (ЛА), в частности, самолетов.The invention relates to aviation and relates to aircraft (LA), in particular, aircraft.

Уровень техникиState of the art

Большинство современных самолетов выполнено по «нормальной» аэродинамической схеме, у которой горизонтальное оперение (ГО) расположено позади крыла.Most modern aircraft are made according to the “normal” aerodynamic scheme, in which the horizontal tail (GO) is located behind the wing.

Недостатком самолетов «нормальной» аэродинамической схемы является то, что подъемная сила на ГО направлена вниз (отрицательна). Крыло получается переразмеренным по площади (его подъемная сила больше веса самолета), что увеличивает веса конструкции крыла и уменьшает аэродинамическое качества крыла и самолета в целом.The disadvantage of aircraft “normal” aerodynamic design is that the lifting force on the GO is directed down (negative). The wing is oversized in area (its lift is greater than the weight of the aircraft), which increases the weight of the wing structure and reduces the aerodynamic quality of the wing and the aircraft as a whole.

Самолеты аэродинамических схем «бесхвостка» и «летающее крыло», теоретически, могут иметь меньший вес конструкции крыла и более высокое аэродинамическое качество (из-за отсутствия у них ГО), по сравнению с самолетами «нормальной» аэродинамической схемы.“Tailless” and “flying wing” aerodynamic aircraft, theoretically, can have a lower wing structure weight and higher aerodynamic quality (due to the lack of GO) compared to “normal” aerodynamic aircraft.

Однако, самолет аэродинамической схемы «бесхвостка (и аэродинамической схемы «летающее крыло»), на практике, не может реализовать свои вышеуказанные теоретические преимущества. Этому препятствует, в том числе, то обстоятельство, что на взлетном режиме полета для подъема носовой стойки шасси (для увеличения угла атаки крыла) необходимо создать кабрирующий момент. На самолете аэродинамической схемы «бесхвостка» кабрирующий момент можно создать за счет того, что концевые участки крыла создают отрицательную подъемную силу. Это вынуждает переразмеривать по площади крыло, что увеличивает вес конструкции крыла и снижает аэродинамическое качество крыла и самолета в целом.However, an airplane with a tailless aerodynamic design (and a flying wing aerodynamic design), in practice, cannot realize its theoretical advantages mentioned above. This is hindered, among other things, by the fact that in take-off flight mode to raise the nose landing gear (to increase the angle of attack of the wing) it is necessary to create a convertible moment. On a tailless airplane aerodynamic airplane, the cabling moment can be created due to the fact that the end sections of the wing create negative lift. This forces the wing to be re-sized over the area, which increases the weight of the wing structure and reduces the aerodynamic quality of the wing and the aircraft as a whole.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является любой самолет аэродинамической схемы «бесхвостка» или «летающее крыло».Closest to the claimed invention is any aircraft aerodynamic scheme "tailless" or "flying wing".

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Задачей заявляемого изобретения является снижение веса конструкции крыла и увеличение аэродинамического качества заявляемого изобретения, по сравнению с прототипом.The task of the invention is to reduce the weight of the wing structure and increase the aerodynamic quality of the invention, compared with the prototype.

Очевидно, если такая задача может быть решена, то это "неочевидное" решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техники, поскольку у прототипа она не решена.Obviously, if such a problem can be solved, then this is a "non-obvious" solution for a specialist who is knowledgeable in the relevant field of technology, since the prototype has not solved it.

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, в варианте одноместного самолета, имеет следующие общие с прототипом существенные признаки: летательный аппарат, имеет, крыло, шасси, по меньшей мере один двигатель, по меньшей мере один тянущий воздушный винт.The invention, in one of the possible variants of its execution, in the variant of a single-seat aircraft, has the following essential features in common with the prototype: an aircraft, has, a wing, a chassis, at least one engine, at least one pulling propeller.

Отличительными от прототипа существенными признаками являются: ЛА выполнен в виде двух отдельных частей-модулей, одна отдельная часть-модуль представляет собой шасси, а другая отдельная часть-модуль представляет собой все остальные части ЛА, отдельная часть-модуль остальная часть ЛА шарнирно прикреплена к отдельной части-модулю шасси, при этом, ось данного шарнира перпендикулярна плоскости симметрии ЛА, отдельная часть-модуль остальная часть ЛА выполнена с возможностью поворота в продольной плоскости вокруг оси вышеуказанного шарнира относительно отдельной части-модуля шасси.Distinctive features from the prototype are: the aircraft is made in the form of two separate parts-modules, one separate part-module is a chassis, and the other separate part-module is all the other parts of the aircraft, a separate part-module, the rest of the aircraft is pivotally attached to a separate part of the chassis module, while the axis of this hinge is perpendicular to the plane of symmetry of the aircraft, a separate part of the module the rest of the aircraft is made to rotate in the longitudinal plane around the axis of the above hinge with respect to a separate part of the module chassis.

Таким образом, заявляемый летательный аппарат выполнен по аэродинамической схеме «бесхвостка». Выполнение шасси в виде отдельной части-модуля, и шарнирное крепление отдельной части-модуля остальная часть ЛА к отдельной части-модулю шасси, позволяет заявляемому изобретению в конце пробега при взлете поворачивать (в продольной плоскости) отдельную часть-модуль остальная часть ЛА относительно отдельной части-модуля шасси, увеличивая тем самым угол атаки крыла. Это повышает аэродинамическое качество заявляемого изобретения (по сравнению самолетами аэродинамических схем «бесхвостка» и «летающее крыло»), так как у него нет необходимости, для увеличения угла атаки крыла, поднимать носовую стойку шасси за счет создания на части крыла отрицательной подъемной силу (как у известных самолетов аэродинамических схем «бесхвостка» и «летающее крыло»). Это также позволяет у заявляемого изобретения не переразмеривать по площади крыло, что снижает вес конструкции крыла.Thus, the claimed aircraft is made according to the aerodynamic scheme "tailless". The implementation of the chassis as a separate part-module, and hinging a separate part-module the rest of the aircraft to a separate part-module of the chassis, allows the claimed invention at the end of the run to take off (in the longitudinal plane) to rotate a separate part-module the rest of the aircraft relative to a separate part -module landing gear, thereby increasing the angle of attack of the wing. This improves the aerodynamic quality of the claimed invention (as compared to the tailless and the flying wing aerodynamic schemes), since it does not need to raise the nose strut of the landing gear due to the creation of a negative lift on the wing part (as in well-known aircraft of aerodynamic schemes “tailless” and “flying wing”). This also allows the claimed invention not to oversize the wing area, which reduces the weight of the wing structure.

Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings

На ФИГ. 1 и 2 схематично показан один из возможных вариантов исполнения заявляемого изобретения, в варианте одноместного самолета аэродинамической схемы «бесхвостка», где обозначено: 1 и 2 - правая и левая консоли крыла, соответственно; 3 и 4 - элевоны, размещенные на правой 1 и левой 2 консолях крыла, соответственно; 5 и 6 - рули высоты, размещенные на правой 1 и левой 2 консолях крыла, соответственно; 7 и 8 - двухкилевое цельноповоротное вертикальное оперение, размещенное на концах правой 1 и левой 2 консолях крыла, соответственно; 9 - центральная балка; 10 - сидение пилота; 11 - колонка штурвала управления; 12 - качалка; 13 - тяга управления; 14 - штурвал управления; 15 и 16 - правая и левая педали управления, соответственно; 17 и 18 - правое и левое колеса основных опор шасси, соответственно; 19 - колесо передней опоры шасси; 20 - рессора основных опор шасси; 21 - рессора передней опоры шасси; 22 - корпус шасси; 23 - кронштейн навески шасси; 24 - электродвигатель; 25 - тянущий воздушный винта; Осс - ось симметрии самолета; Онш - ось навески части-модуля шасси. Стрелкой с надписью Н.П. обозначено направление полета.In FIG. 1 and 2 schematically shows one of the possible embodiments of the claimed invention, in a variant of a single-seat aircraft aerodynamic scheme "tailless", where it is indicated: 1 and 2 - the right and left wing consoles, respectively; 3 and 4 - elevons located on the right 1 and left 2 wing consoles, respectively; 5 and 6 - elevators located on the right 1 and left 2 wing consoles, respectively; 7 and 8 - two-keel all-rotating vertical tail, located at the ends of the right 1 and left 2 wing consoles, respectively; 9 - the central beam; 10 - pilot seat; 11 - a column of a control wheel; 12 - a rocking chair; 13 - thrust control; 14 - control wheel; 15 and 16 - right and left control pedals, respectively; 17 and 18 - the right and left wheels of the main landing gear, respectively; 19 - wheel of the front landing gear; 20 - spring of the main landing gear; 21 - spring front landing gear; 22 - chassis chassis; 23 - an arm of a hinge of the chassis; 24 - electric motor; 25 - pulling propeller; Oss - axis of symmetry of the aircraft; Onsh is the hinge axis of the chassis module. Arrow with the inscription N.P. the direction of flight is indicated.

На ФИГ. 1 показан вид сбоку (слева) заявляемого изобретения. Сплошными линиями показано положение отдельной части-модуля остальная часть ЛА относительно отдельной детали-модуля шасси в его положение при взлете. Штрих-пунктирными линиями показано положение отдельной части-модуля остальная часть ЛА относительно отдельной детали-модуля шасси в его положение в момент отрыва от взлетно-посадочной полосы. На ФИГ. 2 показан вид сверху (в плане) заявляемого изобретения.In FIG. 1 shows a side view (left) of the claimed invention. The solid lines show the position of a separate module part of the rest of the aircraft relative to a separate part of the landing gear module in its position during take-off. The dashed-dotted lines show the position of a separate module part of the remaining part of the aircraft relative to a separate part of the landing gear module in its position at the moment of separation from the runway. In FIG. 2 shows a top view (in plan) of the claimed invention.

Осуществление изобретенияThe implementation of the invention

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, в варианте одноместного самолета аэродинамической схемы «бесхвостка» (ФИГ. 1 и 2), представляет собой следующее. Имеется крыло прямой стреловидности (например, для определенности, с углом стреловидности по четвертям хорд равным 22°) большого удлинения с правой 1 и левой 2 консолями. На концах консолей 1 и 2 крыла расположены элевоны 3 и 4, соответственно. У корневой части консолей 1 и 2 крыла расположены передние рули высоты 5 и 6, соответственно. На самолете имеется двухкилевое цельноповоротное вертикальное оперение 7 и 8, расположенное на концах консолей 1 и 2 крыла, соответственно (как один из возможных вариантов исполнения). Имеется центральная балка 9 коробчатой конструкции (как один из возможных вариантов исполнения), к которой прикреплены консоли 1 и 2 крыла. С верхней стороны к задней части центральной балки 9 прикреплено сидение пилота 10, выполненное в виде седла (например, по типу седла на мотоцикле). В полете пилот сидит в сидении 10 верхом на центральной балке 9 (как мотоциклист сидит на мотоцикле). В полете пилот пристегнут к сидению 10 ремнями безопасности (на фигурах не показаны). С верхней стороны к средней части центральной балки 9 шарнирно прикреплена колонка штурвала управления 11 с жестко закрепленной на ней качалкой 12. К верхней стороне колонки штурвала управления 11 шарнирно прикреплен штурвал управления 14. К средней части центральной балки 9 шарнирно прикреплены педали управления 15 и 16. К передней стороне центральной балки прикреплен электродвигатель 24, к которому спереди прикреплен тянущий воздушный винт 25. Проводка управления, идущая от органов управления (от колонки штурвала управления 11, от штурвала управления 14, и от педалей управления 15 и 16) к аэродинамическим органам управления (к элевонам 3 и 4, к рулям высоты 5 и 6, и к двухкилевому цельноповоротному вертикальному оперению 7 и 8) на фигурах не показана. Все вышеперечисленное представляет собой первую отдельную часть-модуль остальная часть ЛА.The invention, in one of the possible variants of its execution, in a variant of a single-seat aircraft aerodynamic scheme "tailless" (FIG. 1 and 2), is the following. There is a wing of direct sweep (for example, for definiteness, with a sweep angle in the quarters of the chords equal to 22 °) of large elongation with the right 1 and left 2 consoles. At the ends of the wing consoles 1 and 2, elevons 3 and 4 are located, respectively. At the root of the wing consoles 1 and 2, the front rudders of heights 5 and 6, respectively, are located. The aircraft has a two-keel all-turning vertical tail unit 7 and 8, located at the ends of the wing consoles 1 and 2, respectively (as one of the possible options). There is a central beam 9 of a box design (as one of the possible options), to which the wing consoles 1 and 2 are attached. On the upper side to the rear of the central beam 9 is attached the pilot seat 10, made in the form of a saddle (for example, like a saddle on a motorcycle). In flight, the pilot sits in a seat 10 astride the central beam 9 (as a motorcyclist sits on a motorcycle). In flight, the pilot is fastened to the seat with 10 safety belts (not shown in the figures). From the upper side to the middle part of the central beam 9, the steering wheel column 11 is pivotally attached to the rocker 12. The control wheel 14 is pivotally attached to the upper side of the column of the control wheel 11. The control pedals 15 and 16 are pivotally attached to the middle part of the central beam 9. An electric motor 24 is attached to the front side of the central beam, to which a pulling propeller 25 is attached in front. Control wiring from the controls (from the column of the control wheel 11, from the control wheel 14, and from the control pedals 15 and 16) to the aerodynamic controls (to the elevons 3 and 4, to the elevators 5 and 6, and to the two-keel all-turning vertical tail unit 7 and 8) is not shown in the figures. All of the above is the first separate part-module of the rest of the aircraft.

Вторая отдельная часть-модуль шасси состоит из корпуса шасси 22 коробчатой конструкции (как один из возможных вариантов исполнения), к которому снизу прикреплены рессора основных опор шасси 20 и рессора передней опоры шасси 21. Сверху корпус шасси 22 имеет кронштейн навески шасси 23, шарнирно соединенный с центральной балкой 9. При этом, ось вышеуказанного шарнира (ось навески части-модуля шасси Онш) перпендикулярна оси симметрии самолета Осс (перпендикулярна плоскости симметрии самолета -но может занимать и любое иное приемлемое положение). На каждом конце рессоры основных опор шасси 20 закреплено по одному колесу основных опор шасси 17 и 18. На переднем конце рессоры передней опоры шасси 21 закреплено колесо передней опоры шасси 19 (выполнено свободно-ориентирующимся). Один конец тяги управления 13 прикреплен шарнирно к корпусу шасси 22. Другой конец тяги управления 13 прикреплен шарнирно к концу качалки 12.The second separate part of the chassis module consists of a box chassis 22 (as one of the possible options), to which the spring of the main chassis supports 20 and the spring of the front chassis 21 are attached from below. The chassis body 22 has a chassis hinge bracket 23 pivotally connected from above with a central beam 9. At the same time, the axis of the aforementioned hinge (the hinge axis of the Onsh landing gear module part) is perpendicular to the axis of symmetry of the Oss airplane (perpendicular to the plane of symmetry of the airplane, but it can also occupy any other acceptable position). At each end of the spring of the main landing gear 20, one wheel of the main landing gear 17 and 18 is fixed. At the front end of the spring of the front landing gear 21, the wheel of the front landing gear 19 is fixed (freely oriented). One end of the control rod 13 is pivotally attached to the chassis of the chassis 22. The other end of the control rod 13 is pivotally attached to the end of the rocker 12.

Стрелкой с надписью Н.П. на ФИГ. 1 и 2 показано направление полета заявляемого самолета.Arrow with the inscription N.P. in FIG. 1 and 2 show the direction of flight of the claimed aircraft.

Остальные агрегаты заявляемого изобретения не влияют на получаемый технический результат, а поэтому на фигурах и в описании не указаны.The remaining units of the claimed invention do not affect the obtained technical result, and therefore are not indicated in the figures and in the description.

При разбеге заявляемого изобретения по взлетно-посадочной полосе электродвигатель 24 приводит в действие тянущий воздушный винт 25, который создает требуемую для разбега (и полета) силу тяги. При этом, колонка штурвала управления 11 удерживается пилотом в нейтральном положении (на ФИГ. 1 положение части-модуля остальная часть ЛА в этот момент времени показано сплошными линиями). При этом, угол атаки крыла равен установочному углу крыла (например, равен 3°).During the run of the claimed invention along the runway, the electric motor 24 drives the pulling propeller 25, which creates the required thrust for take-off (and flight). At the same time, the column of the control wheel 11 is held by the pilot in the neutral position (in FIG. 1, the position of the module part, the rest of the aircraft at this point in time, is shown by solid lines). At the same time, the angle of attack of the wing is equal to the installation angle of the wing (for example, equal to 3 °).

После достижения заявляемым изобретением требуемой скорости пилот начинает перемещать колонку штурвала управления 11 (вокруг оси ее вращения) на себя, тем самым воздействуя на аэродинамические органы управления самолетом (на элевоны 3 и 4, и рули высоты 5 и 6). При этом, вокруг оси вращения колонки штурвала управления 11 вращается и жестко закрепленная на ней качалка 12. Качалка 12 воздействует на прикрепленную шарнирно к ней тягу управления 13. Другой конец тяги управления 13 воздействует на прикрепленный шарнирно к ней корпус шасси 22. Это заставляет поворачиваться вокруг оси навески части-модуля шасси Онш отдельную часть-модуль остальная часть ЛА (в продольной плоскости), тем самым увеличивая угол атаки крыла. При перемещении пилотом колонки штурвала управления 11 в ее крайнее заднее положение угол атаки крыла равен взлетному положению, после чего происходит отрыв заявляемого изобретения от взлетно-посадочной полосы. В этот момент времени положение части-модуля остальная часть ЛА на ФИГ. 1 показано штрихпунктирными линиями. При этом, вектор подъемной силы крыла и вектор тяги тянущего воздушного винта 25 проходят через ось навески части-модуля шасси Онш (но могут и не проходить - располагаться произвольным образом). Это сделано с целью минимизации усилий на колонке штурвала управления 11.After the claimed invention reaches the required speed, the pilot begins to move the column of the control wheel 11 (around the axis of its rotation) on himself, thereby acting on the aerodynamic controls of the aircraft (on elevons 3 and 4, and elevators 5 and 6). At the same time, a rocker 12 is rotated around the axis of rotation of the column of the control wheel 11. The rocking chair 12 acts on the control rod 13 hinged to it. The other end of the control rod 13 acts on the chassis body hinged to it 22. This makes it rotate around the hinge axis of the chassis module-part Onsh separate part-module of the rest of the aircraft (in the longitudinal plane), thereby increasing the angle of attack of the wing. When the pilot moves the column of the control wheel 11 to its extreme rear position, the angle of attack of the wing is equal to the take-off position, after which the claimed invention is torn off from the runway. At this point in time, the position of the module part is the rest of the aircraft in FIG. 1 is shown by dash-dotted lines. At the same time, the wing lift vector and the thrust vector of the propeller propeller 25 pass through the hinge axis of the Onsh chassis module (but may not pass — they can be positioned arbitrarily). This is done in order to minimize efforts on the column of the control wheel 11.

Таким образом, выполнение в заявляемом изобретении шасси в виде отдельной части-модуля и остальной части ЛА в виде отдельной части-модуля, соединенных между собой шарнирно, позволяет в конце пробега при взлете поворачивать (в продольной плоскости) отдельную часть-модуль остальная часть ЛА относительно отдельной части-модуля шасси вокруг оси навески части-модуля шасси Онш, что позволяет увеличить угол атаки крыла при минимальной площади крыла (так как у заявляемого изобретения в этом момент никакая часть крыла не создает отрицательной подъемной силы). Все это позволяет уменьшить вес конструкции крыла и увеличить аэродинамическое качество у заявляемого изобретения, по сравнению с известными самолетами аэродинамических схем «бесхвостака» и «летающее крыло».Thus, the implementation in the claimed invention of the chassis in the form of a separate part-module and the rest of the aircraft as a separate part-module, pivotally interconnected, allows at the end of the run to take off (in the longitudinal plane) to rotate a separate part-module the rest of the aircraft relative to of a separate part-module of the chassis around the hinge axis of the part-module of the chassis Onsh, which allows you to increase the angle of attack of the wing with a minimum wing area (since the claimed invention at this moment no part of the wing creates a negative lift force). All this allows to reduce the weight of the wing structure and increase the aerodynamic quality of the claimed invention, in comparison with the known aircraft tailless and "flying wing" aerodynamic schemes.

Заявляемое изобретение во время полета управляется: по тангажу - посредством дифференциального (в разные стороны) отклонения, элевонов 3 и 4 (расположенных сзади) с одной стороны, и рулей высоты 5 и 6 (расположенных спереди) с другой стороны (но возможен вариант, когда элевоны 3 и 4 не участвуют в управлении по тангажу, а используются только как элероны - только для управления по крену); по крену - посредством дифференциального (в разные стороны) отклонения элевонов 3 и 4; по курсу -путем отклонения двухкилевого цельноповоротного вертикального оперения 7 и 8, расположенного на концах консолей 1 и 2 крыла. Органами управления самолетом являются: по тангажу - колонка штурвала управления 11; по крену - штурвал управления 14; по курсу - педали управления 15 и 16. Возможно иное исполнение органов управления самолетом (например, в виде боковой ручки).The claimed invention during the flight is controlled: by pitch - by differential (in different directions) deflection, elevons 3 and 4 (located at the rear) on the one hand, and elevators 5 and 6 (located at the front) on the other hand (but it is possible that elevons 3 and 4 do not participate in pitch control, but are used only as ailerons - only for roll control); roll - by means of differential (in different directions) deviations of the elevons 3 and 4; at the rate - by deflecting a two-keel all-turning vertical tail unit 7 and 8, located at the ends of the wing consoles 1 and 2. The aircraft control bodies are: in pitch - control wheel column 11; roll - control wheel 14; at the course - the control pedals 15 and 16. Perhaps a different execution of the aircraft controls (for example, in the form of a side handle).

У заявляемого изобретения центральная балка 9 имеет коробчатую конструкцию (как рамы у мотоциклов и велосипедов), а пилот сидит верхом на сидении 10 (верхом на центральной балке 9) - как водитель сидит на мотоцикле (или на велосипеде). Такое конструктивное исполнение центральной балки 9 и размещение пилота на самолете позволяет у заявляемого изобретения иметь наиболее простую конструкцию самолета, что уменьшает вес конструкции и стоимость самолета. У известных легких самолетов пилот находится в сидячем положении (по типу сидения в легковом автомобиле).For the claimed invention, the central beam 9 has a box-shaped structure (like the frames for motorcycles and bicycles), and the pilot sits astride the seat 10 (astride the central beam 9) - like a driver sits on a motorcycle (or bicycle). This design of the Central beam 9 and the placement of the pilot on the plane allows the claimed invention to have the simplest design of the aircraft, which reduces the weight of the structure and the cost of the aircraft. In well-known light aircraft, the pilot is in a seated position (as in a passenger car).

Выше был рассмотрен один из возможных вариантов конкретного конструктивного исполнения заявляемого изобретения. Возможны и другие варианты исполнения заявляемого изобретения, например, когда самолет имеет закрытый фюзеляж, а пилот (и/или пассажиры) иначе расположен на самолете, например, сидит как у известных самолетов.Above was considered one of the possible options for a specific design of the claimed invention. There are other possible versions of the claimed invention, for example, when the plane has a closed fuselage, and the pilot (and / or passengers) is otherwise located on the plane, for example, it sits like a well-known aircraft.

В заявляемом изобретении взаимодействие между частью-модулем шасси и частью-модулем остальная часть ЛА может быть выполнено любым приемлемым образом: посредством тяг и качалок (как в рассмотренном выше случае, показанном на ФИГ. 1 и 2); посредством гидравлического устройства, например, посредством гидроцилиндра; посредством электродвигателя; и др. Сам по себе вариант такого взаимодействия не принципиален.In the claimed invention, the interaction between the part-module of the landing gear and the part-module, the rest of the aircraft can be performed in any suitable way: by means of rods and rockers (as in the case discussed above, shown in FIGS. 1 and 2); by means of a hydraulic device, for example, by means of a hydraulic cylinder; by electric motor; and others. The option of such interaction is not fundamental in itself.

В заявляемом изобретении кинематическая связь между органами управления самолетом (между частью-модулем остальная часть ЛА) и частью-модулем шасси может иметь место или в течении всего полета (как в рассмотренном выше случае, показанном на ФИГ. 1 и 2), или только при взлете, или др..In the claimed invention, the kinematic relationship between the aircraft controls (between the module part the rest of the aircraft) and the module part of the landing gear can take place either during the entire flight (as in the above case shown in FIGS. 1 and 2), or only when take off, etc.

В заявляемом изобретении крыло может иметь любую приемлемую форму в плане: не стреловидную; стреловидную (прямой (как в рассмотренном выше случае, показанном на ФИГ. 1 и 2) или обратной стреловидности); и др.In the claimed invention, the wing may have any acceptable shape in terms of: not swept; swept (direct (as in the case considered above, shown in FIG. 1 and 2) or reverse sweep); and etc.

Заявляемое изобретение может иметь один (или более) движитель любого приемлемого типа: воздушный винт - тянущий (как в рассмотренном выше случае, показанном на ФИГ. 1 и 2) или толкающий; реактивный двигатель любого приемлемого типа (воздушно-реактивный; жидкостный ракетный двигатель; и др.); и др.The claimed invention may have one (or more) propulsor of any acceptable type: propeller - pulling (as in the case discussed above, shown in FIG. 1 and 2) or pushing; jet engine of any acceptable type (air-jet; liquid rocket engine; etc.); and etc.

Заявляемое изобретение может вообще не иметь движителя - использоваться в качестве планера.The invention may not have a propulsion at all - be used as a glider.

В заявляемом изобретении движитель типа воздушный винт может приводиться в действие от любого источника энергии: от поршневого двигателя внутреннего сгорания (от одного или нескольких); от турбовального двигателя (от одного или нескольких); от электрического двигателя (от одного или нескольких), как в рассмотренном выше случае, показанном на ФИГ. 1 и 2; за счет мускульной силы пилота и др.In the claimed invention, a propeller type propeller can be driven from any energy source: from a reciprocating internal combustion engine (from one or more); from a turboshaft engine (from one or more); from an electric motor (from one or more), as in the case discussed above, shown in FIG. 1 and 2; due to the muscular strength of the pilot, etc.

Заявляемое изобретение может быть использовано на ЛА самолетного типа любой размерности, пилотируемом (одноместном или многоместном) или беспилотном.The claimed invention can be used on aircraft of aircraft type of any dimension, manned (single or multi-seat) or unmanned.

Заявляемое изобретение может быть выполнено по любой приемлемой аэродинамической схеме: «бесхвостка» (как в рассмотренном выше случае, показанном на ФИГ. 1 и 2), «летающее крыло»; «нормальная»; «утка»; и др.The claimed invention can be performed according to any acceptable aerodynamic scheme: “tailless” (as in the above case, shown in FIG. 1 and 2), “flying wing”; “Normal”; "duck"; and etc.

Заявляемое изобретение может иметь шасси любого приемлемого типа: колесное (как в рассмотренном выше случае, показанном на ФИГ. 1 и 2); лыжное; поплавковое (при исполнении заявляемого изобретения в варианте гидросамолета); и др.The invention may have a chassis of any suitable type: wheeled (as in the case discussed above, shown in FIG. 1 and 2); ski float (when performing the claimed invention in a variant of a seaplane); and etc.

Заявляемое изобретение может иметь шасси любой приемлемой схемы: велосипедное; трехопорное с носовой стойкой (как в рассмотренном выше случае, показанном на ФИГ. 1 и 2); трехопорное с хвостовой стойкой; и др.The claimed invention may have a chassis of any acceptable design: bicycle; tricycle with a nose stance (as in the case discussed above, shown in FIG. 1 and 2); tricycle with a tail stand; and etc.

Claims (8)

1. Летательный аппарат (ЛА), содержащий одну отдельную часть – модуль, представляющий шасси, и другую отдельную часть – модуль, представляющий все остальные части ЛА, который прикреплен на шарнире к отдельной части - модулю шасси, при этом отдельная часть - модуль остальная часть ЛА выполнена с возможностью поворота в продольной плоскости вокруг оси вышеуказанного шарнира относительно отдельной части – модуля шасси, отличающийся тем, что отдельная часть – модуль шасси выполнена неотделяемой от отдельной части - модуля остальная часть ЛА после взлета ЛА, между органами управления ЛА, расположенными на отдельной части – модуле остальная часть ЛА, и отдельной частью – модулем шасси имеется кинематическая связь, отдельная часть – модуль остальная часть ЛА выполнена с возможностью вышеуказанного поворота относительно отдельной части – модуля шасси за счет воздействия на вышеуказанные органы управления ЛА.1. Aircraft (LA) containing one separate part - a module representing the landing gear, and another separate part - a module representing all other parts of the aircraft, which is hinged to a separate part - the landing gear module, with a separate part - the rest of the module The aircraft is made to rotate in a longitudinal plane around the axis of the above hinge relative to a separate part - the chassis module, characterized in that a separate part - the chassis module is made inseparable from a separate part - module the rest of the aircraft after the takeoff of the aircraft, between the aircraft controls located on a separate part - the module, the rest of the aircraft, and the separate part - the chassis module, there is a kinematic connection, a separate part - the module the rest of the aircraft is made with the possibility of the above rotation relative to a separate part - the chassis module due to the impact to the above aircraft controls. 2. ЛА по п.1, отличающийся тем, что вышеуказанная кинематическая связь между органами управления ЛА и отдельной частью – модулем шасси выполнена посредством тяг и качалок.2. The aircraft according to claim 1, characterized in that the above kinematic connection between the aircraft controls and a separate part - the chassis module is made by means of rods and rockers. 3. ЛА по п.1, отличающийся тем, что вышеуказанная кинематическая связь между органами управления ЛА и отдельной частью – модулем шасси имеется в течение всего полета ЛА. 3. The aircraft according to claim 1, characterized in that the above kinematic connection between the aircraft controls and a separate part — the landing gear module — is available throughout the flight of the aircraft. 4. ЛА по п.1, отличающийся тем, что ось вышеуказанного шарнира перпендикулярна плоскости симметрии ЛА.4. The aircraft according to claim 1, characterized in that the axis of the above hinge is perpendicular to the plane of symmetry of the aircraft. 5. ЛА по п.1, отличающийся тем, что вышеуказанное шасси выполнено трехопорным с передней опорой.5. The aircraft according to claim 1, characterized in that the aforementioned landing gear is made with three bearings with a front support. 6. ЛА по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что он выполнен по аэродинамической схеме, или «бесхвостка», или «летающее крыло».6. Aircraft according to any one of claims 1 to 5, characterized in that it is made according to the aerodynamic scheme, or “tailless”, or “flying wing”. 7. ЛА по п.6, отличающийся тем, что имеет по меньшей мере один движитель.7. The aircraft according to claim 6, characterized in that it has at least one mover. 8. ЛА по п.7, отличающийся тем, что в качестве вышеуказанного движителя использован тянущий воздушный винт и имеется по меньшей мере один двигатель, например или электродвигатель, или двигатель внутреннего сгорания. 8. The aircraft according to claim 7, characterized in that the pulling propeller is used as the above propulsion and there is at least one engine, for example, either an electric motor or an internal combustion engine.
RU2017127322A 2017-08-01 2017-08-01 Aircraft RU2672308C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017127322A RU2672308C1 (en) 2017-08-01 2017-08-01 Aircraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017127322A RU2672308C1 (en) 2017-08-01 2017-08-01 Aircraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2672308C1 true RU2672308C1 (en) 2018-11-13

Family

ID=64327903

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017127322A RU2672308C1 (en) 2017-08-01 2017-08-01 Aircraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2672308C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2722732C1 (en) * 2019-08-20 2020-06-03 Петр Николаевич Старков Vehicle with wing
RU2812164C1 (en) * 2023-08-18 2024-01-24 Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") Unmanned aerial vehicle

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3437285A (en) * 1966-08-04 1969-04-08 Dario Manfredi Space vehicle and launching means therefor
RU2175933C2 (en) * 1994-11-21 2001-11-20 Келли Спейс энд Текнолоджи, Инк. Means method and system for launching spacecraft on basis of towed glider

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3437285A (en) * 1966-08-04 1969-04-08 Dario Manfredi Space vehicle and launching means therefor
RU2175933C2 (en) * 1994-11-21 2001-11-20 Келли Спейс энд Текнолоджи, Инк. Means method and system for launching spacecraft on basis of towed glider

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Энциклопедия, Авиация, Научное издательство Большая Российская Энциклопедия, ЦАГИ, 1994, с. 77, 151-153, 301,656. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2722732C1 (en) * 2019-08-20 2020-06-03 Петр Николаевич Старков Vehicle with wing
RU2812164C1 (en) * 2023-08-18 2024-01-24 Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") Unmanned aerial vehicle

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US3954231A (en) Control system for forward wing aircraft
EP0714363B1 (en) Multi-purpose aircraft
CN101314409B (en) Swallow type inclined rotation rotorcraft
US8408488B2 (en) Safety flier—a parachute-glider air-vehicle with vertical take-off and landing capability
EP2470426A2 (en) Aircraft having at least two electrical propulsion groups mounted at a rear portion thereof
CA3073260A1 (en) An airplane with tandem roto-stabilizers
RU2480378C1 (en) Aircraft
RU2672308C1 (en) Aircraft
US3938761A (en) Aircraft with improved field of view for passengers
CN205203366U (en) Approximate level is rotated propeller wing flap lift -rising and is connected wing aircraft
US1568765A (en) Helicopter
RU2132289C1 (en) Vertical take-off and landing flying vehicle
RU2509033C1 (en) Aircraft
WO2018196041A1 (en) Hoverbike
AU2020100605B4 (en) A vtol-capable airplane having angled propulsors
RU190200U1 (en) FLYING AMPHIBIA-TRANSFORMING VEHICLE
US1869871A (en) Airplane
US20040061025A1 (en) Aerodynamics of small airplanes
EP0576806A1 (en) Airplane and the way of its transforming to parking position
RU2005657C1 (en) Autogyro, method of its converting into parking position and method of regulating its center-of-gravity position
RU2692311C1 (en) Transforming hybrid vehicle
RU2028965C1 (en) Amphibian aircraft
US2155881A (en) Aircraft
RU2781871C2 (en) Vehicle with three composite wings
RU2432275C1 (en) Hovercraft