Усовершенствованный самолет, предназначенный для выполнения фигур высшего пилотажа - RU2274586C2

Чертежи

Описание

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к усовершенствованному самолету, предназначенному для выполнения фигур высшего пилотажа, на котором применены два двигателя, причем один из двигателей расположен в носовой части фюзеляжа, а второй двигатель расположен в хвостовой части фюзеляжа.

Предпосылки создания изобретения

Для обычных самолетов, предназначенных для выполнения фигур высшего пилотажа, характерно применение самых разнообразных конструкций и двигателей. Например, спроецированный компанией, "Куртис Питтс" самолет, предназначенный для выполнения фигур высшего пилотажа, представляет собой одномоторный-двукрылый самолет, построенный с использованием трубчато-матерчатой конструкции. Самолет "Бич Т34А Ментор" представляет собой одномоторный цельнометаллический моноплан с низкорасположенным крылом. Самолеты марки "Декатлон" представляют собой самолеты трубчато-матерчатой конструкции с расчаленными посредством стоек высокорасположенными крыльями. На российском одномоторном самолете Як-52 применен звездообразный поршневой двигатель. Несмотря на то, что эти известные самолеты, предназначающиеся для выполнения фигур высшего пилотажа, имеют самые разнообразные конструкции крыльев, конструкция двигателей, а при выполнении их используются разные технические приемы, - все они имеют лишь один двигатель.

Критическим параметром для летных качеств самолета, предназначенного для выполнения фигур высшего пилотажа, является его мощность, приходящаяся на единицу веса. Для того, чтобы осуществлять соответствующие маневры в вертикальном направлении при выполнении фигур высшего пилотажа, необходимо обеспечить, чтобы самолет, предназначенный для выполнения фигур высшего пилотажа, обладал большим запасом мощности. Выходная мощность авиационного двигателя возрастает с увеличением числа его цилиндров, а также с увеличением размера этих цилиндров. Однако в этом направлении уже достигнут некий практически приемлемый предел, потому что для обеспечения дальнейшего процентного прироста мощности двигателя требуется теперь еще больший процентный прирост веса двигателя. Таким образом, дальнейшее повышение мощности самолета, предназначенного для выполнения фигур высшего пилотажа, за счет применения большего двигателя приводит в результате к уменьшению нагрузки на единицу мощности, т.е. к снижению такого показателя, как удельная мощность в л.с. на единицу веса.

В данной области техники известно использование мощности для вращения воздушного винта с приводом от газотурбинного двигателя. Несмотря на то, что такие, так называемые, "турбовинтовые" комбинации и способны обеспечивать повышенную удельную мощность в л.с. при заданном весе по сравнению с тем, на что способны поршневые двигатели, тем не менее эти турбовинтовые силовые установки не достаточно хорошо приспособлены к применению их на самолетах, предназначающихся для выполнения фигур высшего пилотажа. Для таких самолетов нужно обеспечить приемлемые возможности для полета их по вертикали. Однако указанные силовые установки не способны обеспечить приемлемые возможности с точки зрения мгновенного выполнения самолетом соответствующих маневров из-за того, что такие силовые установки имеют круглые опоры двигателя.

Таким образом, назрела потребность в создании такого самолета, предназначенного для выполнения фигур высшего пилотажа, который имел бы повышенную мощность, но при пониженной нагрузке на единицу мощности. Такой усовершенствованный самолет, предназначенный для выполнения фигур высшего пилотажа, обладал бы как улучшенными возможностями для совершения полета по вертикали, так и улучшенными возможностями с точки зрения мгновенного выполнения им соответствующих маневров. В отличие от известных самолетов, предназначающихся для выполнения фигур высшего пилотажа, в предложенном заявителями изобретении предусматривается использование двухмоторной конструкции, в соответствии с которой один из двигателей располагается в носовой части фюзеляжа самолета, а второй двигатель располагается в хвостовой части фюзеляжа. При применении такой компоновки обеспечивается соответствующее повышение удельной мощности в л. с. без какого-либо ущерба для летных качеств самолета, предназначенного для выполнения фигур высшего пилотажа.

Краткое описание изобретения

Данное изобретение представляет собой усовершенствованную конструкцию самолета, предназначенного для выполнения фигур высшего пилотажа, в котором применяется два двигателя. Первый двигатель расположен в носовой части фюзеляжа, а второй двигатель расположен в хвостовой части фюзеляжа. Каждый из двигателей обладает достаточной мощностью для обеспечения безопасного взлета самолета, сохранения им соответствующей высоты полета и его приземления. Таким образом, даже в том случае, если во время взлета откажет один из двигателей, предложенный заявителями самолет, предназначенный для выполнения фигур высшего пилотажа, будет все же иметь достаточно мощности для того, чтобы при этом продолжить взлет, безопасно пролететь с соблюдением норм организации движения авиатранспорта и безопасно приземлиться.

Кроме того, составляющие силы тяги обоих двигателей направлены соосно друг другу вдоль продольной оси фюзеляжа. Таким образом, даже в том весьма маловероятном случае, если во время полета откажет один из двигателей, не произойдет никакого изменения в направлении результирующего вектора силы тяги. Поэтому даже в том случае, если какой-то из двигателей отказал бы при совершении того или иного маневра при выполнении соответствующей фигуры высшего пилотажа, пилот смог бы тем не менее безопасно завершить данный маневр при выполнении этой фигуры высшего пилотажа, а затем безопасно возвратиться на аэродром и совершить безопасную посадку.

Данное изобретение дополнительно охватывает собой также систему смазки, которая работоспособна при любой ориентации самолета, т.е. прямой, перевернутой или вертикальной. В этой системе смазки применяется два масляных насоса, которые получают масло, поступающее от противоположных сторон двигателя.

Краткое описание чертежей

Настоящее изобретение станет более понятным по ознакомлении с нижеследующим подробным описанием, которое ведется со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых одними и теми же позициями обозначены одинаковые элементы и на которых:

фиг.1 изображает вид сверху в плане на самолет, согласно изобретению;

фиг.2 - первый, вид сбоку на самолет по фиг.1;

фиг.3 - второй вид сбоку на самолет по фиг.1;

фиг.4 - вид сверху, отражающий две составляющие силы тяги для самолета, согласно изобретению;

фиг.5 - вид, показывающий суммарную составляющую силы тяги и центр тяжести для самолета, согласно изобретению;

фиг.6 - обобщенную схему составных частей системы смазки, применяемой в самолете, согласно изобретению;

фиг.7 - вид сбоку на двукрылый вариант самолета, согласно изобретению;

Подробное описание предпочтительных вариантов осуществления изобретения

Предложенное заявителями изобретение представляет собой самолет с низкорасположенным крылом, предназначенный для выполнения фигур высшего пилотажа. Рассматриваемому самолету может быть присвоена категория вплоть примерно до +/- 10q по классификации для самолетов, предназначающихся для выполнения фигур высшего пилотажа. В первом варианте своего осуществления настоящее изобретение, предложенное заявителями, представляет собой одноместный самолет. Во втором варианте своего осуществления настоящее изобретение, предложенное заявителями, представляет собой самолет, в котором могут разместиться два человека, сидящих бок о бок друг с другом. В отдельном варианте исполнения самолета, предложенного заявителями, в нем могут разместиться два человека, сидящих один позади другого.

Как показано на фиг.1, предложенный заявителями самолет 10, предназначенный для выполнения фигур высшего пилотажа, содержит фюзеляж 12. Фюзеляж 12 имеет носовую часть 14 и хвостовую часть 16. Продольная ось 70 фюзеляжа проходит от носовой части 14 к хвостовой части 16.

Фюзеляж 12 может быть построен с использованием цельнометаллической конструкции либо при его изготовлении могут сочетаться металл, дерево, композиционные материала и тканый материал. Предпочтительно было бы, чтобы фюзеляж 12 построен был в виде сварной рамы из стальных труб, закрытой снаружи оболочкой из тканого материала. Такая матерчатая оболочка может быть выполнена из дакрона и обработана нитролаком или бутиратным лаком. Однако предпочтительно было бы выполнить матерчатую оболочку из углеродоволоконного материала.

Первый двигатель 18 расположен в носовой части 14. Первый двигатель 18 может представлять собой газотурбинный двигатель или же, что предпочтительно, являться поршневым двигателем. В предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения первый двигатель 18 имеет горизонтальное расположение цилиндров, при котором размер его в направлении, параллельном продольной оси 70, больше, чем два других его размера в направлениях, перпендикулярных к продольной оси 70. Первый двигатель 18 имеет четыре цилиндра или же, что предпочтительно, шесть цилиндров, которые и в том, и в другом случае представляют собой горизонтально расположенные оппозитные цилиндры. Первый двигатель 18 развивает мощность в пределах примерно от 150 до 350 л.с., предпочтительно в пределах примерно от 250 л.с. до 350 л.с. Первый двигатель 18 может быть либо воздушного охлаждения, либо жидкостного охлаждения. Из соображений обеспечения меньшего веса, предпочтительно было бы, чтобы первый, двигатель 18 был воздушного охлаждения. С целью уменьшения лобового сопротивления до минимально возможного первый двигатель 18 плотно закрывается обтекателем.

В предпочтительных вариантах осуществления настоящего изобретения первый воздушный винт 20 связан с первым двигателем 18 и приводится им во вращение. Первый воздушный винт 20 может иметь две лопасти, предпочтительно три лопасти, а наиболее предпочтительно четыре лопасти. В любом из этих вариантов исполнения воздушного винта пилот может по своему усмотрению варьировать шаг лопастей воздушного винта.

Второй двигатель 22 расположен в хвостовой части 16 фюзеляжа 12. Второй двигатель может представлять собой газотурбинный двигатель или же, что предпочтительно, являться поршневым двигателем. В варианте осуществления настоящего изобретения с поршневым двигателем второй двигатель 22 имеет четыре цилиндра или же, что предпочтительно, шесть цилиндров, которые и в том и в другом случае представляют собой горизонтально расположенные оппозитные цилиндры. Второй двигатель 22 развивает мощность в пределах примерно от 150 до 350 л.с., предпочтительно в пределах примерно от 250 л.с. до 350 л.с. Второй двигатель 22 может быть либо воздушного охлаждения, либо жидкостного охлаждения. В целях обеспечения меньшего веса предпочтительно было бы, чтобы второй двигатель 22 был воздушного охлаждения.

В предпочтительных вариантах осуществления настоящего изобретения второй воздушный винт 24 связан с вторым двигателем 22 и приводится им во вращение. Второй воздушный винт 24 может иметь две лопасти, предпочтительно он имеет три лопасти, а наиболее предпочтительно четыре лопасти. В любом из этих вариантов исполнения воздушного винта, пилот может по своему усмотрению варьировать шаг лопастей воздушного винта.

Первый двигатель 18 и второй двигатель 22 в предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения представляют собой либо модифицированные шестицилиндровые двигатели марки "Лайкаминг 10-540", либо модифицированные шестицилиндровые двигатели марки "Континенталь 10 520", имеющие сухой вес без заправки в пределах примерно от 400 фунтов (181,6 кг) до 450 фунтов (204,3 кг). Эти двигатели имеют степень сжатая около 10,0 и способны развивать мощность в пределах примерно от 300 до 350 л.с.

Первое крыло 30 соединяется с фюзеляжем 12 и отходит от него в наружном направлении. Первое крыло 30 имеет переднюю кромочную часть 72 и заднюю кромочную часть 74. Кроме того, первое крыло имеет проксимальную, или внутреннюю, часть 80 и дистальную, или наружную, часть 82. Первое крыло 30 имеет конфигурацию стреловидного крыла, при которой проксимальная часть 80 шире, чем дистальная часть 82. Первый элерон 34 представляет собой наружную часть задней кромки 74. Первый элерон 34 подвижно соединен с крылом 30, и пилот может по своему усмотрению варьировать положение первого элерона 34.

Второе крыло 32 соединяется с фюзеляжем 12 и отходит от него в наружном направлении. Второе крыло 32 имеет переднюю кромочную часть 76 и заднюю кромочную часть 78. Кроме того, второе крыло 32 имеет проксимальную, или внутреннюю, часть 84 и дистальную, или наружнюю, часть 86. Второе крыло 32 имеет конфигурацию стреловидного крыла, при которой проксимальная часть 84 шире, чем дистальная часть 86. Второй элерон 36 представляет собой наружную часть задней кромки 78. Второй элерон 36 подвижно соединен с крылом 32, и пилот может по своему усмотрению варьировать положение второго элерона 36.

Первое крыло 30 и второе крыло 36 симметричны и имеют суммарный размах в пределах примерно от 15 до 30 футов (от 4,57 до 9,14 м) и площадь в пределах примерно от 75 кв. футов до 150 кв. футов (от 6,97 до 13,94 м²). Сухой вес самолета без заправки находится в пределах примерно от 1000 фунтов до 1600 фунтов (453,6-725,7 кг), при этом результирующая удельная нагрузка на крыло находится в пределах примерно от 10,5 до 14 фунтов/кв.фут (от 51,26 до 68,35 кг/м²). Предложенный заявителями самолет, предназначенный для выполнения фигур высшего пилотажа, имеет нагрузку на единицу мощности в пределах примерно от 2,3 до 3,3 фунтов (от 1,04 до 1,5 кг) на 1 л.с.

Своим первым концом 90 элемент 40 подсоединен к задней кромочной части 74 первого крыла 30. Элемент 40 простирается от задней кромки 74 назад, и своим вторым концом 92 элемент 40 подсоединен к первому горизонтальному стабилизатору 46.

Своим первым концом 94 элемент 42 подсоединен к задней кромочной части 78 второго крыла 32. Элемент 42 простирается от задней кромки 78 назад, и своим вторым концом 96 элемент 42 подсоединен к второму горизонтальному стабилизатору 48.

Как показано на фиг.2, первый горизонтальный стабилизатор 46 выполнен состоящим из подвижной части 98 и неподвижной части 100. Своим вторым концом 92 элемент 40 подсоединен к неподвижной части 100. Подвижная часть 98 крепится к неподвижной части 100 так, чтобы иметь возможность перемещаться, и пилот может по своему усмотрению варьировать положение подвижной части 98.

Как показано на фиг.3, второй горизонтальный стабилизатор 48 состоят из подвижной части 56 и неподвижной части 54. Своим вторым концом 96 элемент 42 подсоединен к неподвижной части 54. Подвижная часть 56 крепится к неподвижной части 54 таким образом, чтобы иметь возможность перемещаться относительно нее, и пилот может по своему усмотрению варьировать положение подвижной части 56.

Фонарь 50 кабины подсоединяется к фюзеляжу 12 с верхней его стороны. Фонарь 50 кабины может быть выполнен в виде единого узла или же, в другом варианте своего исполнения, состоящим из частей 102, 104, 106 и 108, В том случае, если фонарь 50 кабины выполнен в виде единого узла, то он либо крепится шарнирно к фюзеляжу 12 таким образом, чтобы можно было откинуть в сторону фонарь 50 кабины с одной ее стороны, получив тем самым возможность забраться в нее или выбраться из нее. В другом варианте своего исполнения, фонарь 50 кабины может быть закреплен на фюзеляже 12 таким образом, чтобы иметь возможность скольжения относительно него, благодаря чему можно будет, сдвигая фонарь 50 кабины назад, получить возможность забраться в нее или же выбраться из нее. В том случае, если фонарь кабины выполнен состоящим из нескольких частей, то тогда, по меньшей мере, его часть 104 будет либо шарнирно, либо с обеспечением возможности ее скольжения крепиться к фюзеляжу 12. Как в варианте своего исполнения в виде единого узда, так и в другом варианте своего исполнения, когда он состоит из нескольких частей, фонарь 50 кабины изготавливается из ударопрочного прозрачного материала, в качестве которого, помимо всех прочих материалов, могут использоваться поликарбонат, полиметилметакрилат или же слоистые материалы, полученные из этих же материалов вместе со стеклом.

Как показано на фиг.7, в отдельном варианте выполнения предложенного заявителями самолета используется двукрылая компоновка. В этом варианте осуществления настоящего изобретения верхнее крыло 150 соединено как с фонарем 50 кабины, так и с первым крылом 30 и вторым крылом 32 (которое на фиг.7 не показано), располагаясь при этом над ними.

Верхнее крыло 150 представляет собой единый узел и имеет такой же размах, как и первое крыло 30 и второе крыло 32 вместе взятые. Узел стойки 152 располагается на дистальной части первого крыла 30 и соединяет верхнее крыло 150 с первым крылом 30. Аналогичный узел стойки, который на фиг.7 не показан, располагается на дистальной части второго крыла 32 и соединяет верхнее крыло 150 с вторым крылом 32.

Обратимся снова к фиг.1, где показано, что как в однокрылом, так и в двукрылом вариантах осуществления настоящего изобретения длина лопастей второго воздушного винта 24 отрегулирована таким образом, чтобы он входил в пространство между первым элементом 40 и вторым элементом 42. Руль высоты 44 имеет первый конец 102 и второй конец 104. Своим первым концом 102 он соединен с первым горизонтальным стабилизатором 46 таким образом, чтобы иметь при этом возможность перемещаться относительно него. Своим вторым концом 104 он соединен с вторым горизонтальным стабилизатором 48 таким образом, чтобы иметь при этом возможность перемещаться относительно него. Пилот может по своему усмотрению варьировать положение руля высоты 44.

Данное изобретение охватывает собой и систему смазки, которая обеспечивает непрерывную подачу масла как в первый двигатель 18, так и во второй двигатель 22 во время совершения маневров при выполнении самолетом той или иной фигуры высшего пилотажа. Такая система смазки рассматривается в описании изобретения к патенту США №4531358, который включается в данное описание посредством ссылки на него. В обычных системах подачи масла наблюдается прекращение подвода масла, которое происходит в тех случаях, когда самолет приходит в перевернутое положение, потому что при этом масло, находящееся в масляном баке, оттекает от всасывающего отверстия насоса, что препятствует подаче масляным насосом масла в двигатель. В результате этого возникает потенциальная возможность для развития следующих двух ситуаций, приводящих к катастрофическим последствиям. Во-первых, отдельные составные части двигателя могут отказать в работе из-за отсутствия смазки. Во-вторых, прекращает ощущаться охлаждающее действие циркулирующего масла, в результате чего наблюдается резкое повышение температуры в различных узлах двигателя, которое может затем привести к воспламенению масла, когда в дальнейшем возобновляется нормальный поток масла в системе смазки.

Как показано на фиг.6, в предложенном заявителями изобретении предусматривается применение первой системы подачи масла, которая включает в свой состав первый масляный насос 122, соединенный с масляным баком 124, при этом первый масляный насос 122 обеспечивает поступление масла в первый двигатель 18 через первое отверстие для впуска масла 138. Аналогично первый масляный насос 122 соединен также и с вторым двигателем 22 через первое отверстие 144 для впуска масла в этот двигатель. Для работы в качестве масляного насоса выбирается шестеренчатый насос. Первый масляный насос 122 обеспечивает подачу масла в оба двигателя в тех случаях, когда самолет находится в своем первом, т.е. прямом положении.

Кроме того, в соответствии с предложенным заявителями изобретением предусматривается также наличие второго масляного насоса 120, соединенного с масляным баком 124, при этом второй масляный насос 120 обеспечивает поступление масла в первый двигатель 18 через второе отверстие 140 для впуска масла в этот двигатель. Второе отверстие 140 для впуска масла может быть расположено в любом месте на первом двигателе 18, но предпочтительно было бы, чтобы оно находилось на противоположной стороне относительно первого отверстия 138 для впуска масла в этот двигатель как по отношению к осевой линии, так и в окружном направлении с тем, чтобы двигатель автоматически переходил на питание маслом от второго отверстия 140 для впуска масла в этот двигатель в тех случаях, когда самолет маневрирует таким образом, что прекращается поступление масла в этот двигатель через первое отверстие 138 для впуска масла. Аналогично второй масляный насос 120 соединен также и с вторым двигателем 22 через второе отверстие 142 для впуска масла в этот двигатель. Это второе отверстие 142 для впуска масла может быть расположено в любом месте на втором двигателе 22, но предпочтительно было бы, чтобы оно находилось на противоположной стороне относительно первого отверстия 144 для впуска масла в этот двигатель как по отношению к осевой линии, так и в окружном направлении с тем, чтобы двигатель автоматически переходил на питание маслом от второго отверстия 142 для впуска масла в этот двигатель в тех случаях, когда самолет маневрирует таким образом, что прекращается поступление масла в этот двигатель через первое отверстие 144 для впуска масла. Таким образом, второй масляный насос 120 обеспечивает подачу масла в оба двигателя в тех случаях, когда самолет находится в своем втором, т.е. в перевернутом положении.

В отдельном варианте осуществления настоящего изобретения самолет содержит для каждого двигателя свою отдельную систему смазки. При этом в каждой из этих двух систем смазки имеется по два масляных насоса, и конструкция каждой из них соответствует приведенному здесь выше описанию для общей системы смазки, за исключением того, что каждая из указанных двух систем смазки обеспечивает подачу масла только лишь в один из имеющихся двух двигателей.

Как показано на фиг.4, первый двигатель 18 создает первую составляющую 110 силы тяги. Второй двигатель 22 создает вторую составляющую 112 силы тяги. И первый двигатель 18, и второй двигатель 22 располагаются внутри фюзеляжа 12 таким образом, чтобы первая составляющая 110 силы тяги и вторая составляющая силы тяги 112 располагались соосно друг другу вдоль продольной оси 70. Специалистам в данной области должно быть очевидно, что первая составляющая 110 силы тяги и вторая составляющая 112 силы тяги представляют собой векторы, каждый из которых может характеризоваться как направлением, так и величиной. Первая составляющая 110 силы тяги и вторая составляющая 112 силы тяги симметричны относительно продольной оси 70.

На фиг.5 изображена результирующая составляющая 114 силы тяги, которая представляет собой результат сложения векторов первой составляющей 110 силы тяги и второй составляющей 112 силы тяги. Результирующая составляющая 114 силы тяги также симметрична относительно продольной оси 70. Поскольку первая составляющая 110 силы тяги и вторая составляющая 112 силы тяги соосны друг другу, результирующая составляющая 114 силы тяги имеет такое же направление вектора, какое имеют и первая составляющая 110 силы тяги, и вторая составляющая 112 силы тяги каждая в отдельности. Кроме того, в отдельном варианте осуществления настоящего изобретения, результирующая составляющая 114 силы тяги также проходит и непосредственно через центр тяжести 116.

Как первый двигатель 18, так и второй двигатель 22 каждый в отдельности развивает достаточно высокую мощность для того, чтобы самолет имел возможность совершить взлет, выдерживать соответствующую высоту своего полета и/или совершить посадку с обеспечением при этом необходимой безопасности. В том случае, если произойдет такое, что либо первый двигатель 18, либо второй двигатель 22 откажет при совершении того или иного маневра во время выполнения соответствующей фигуры высшего пилотажа, не произойдет практически никакого изменения в направлении действия сохранившейся составляющей силы тяги самолета. Таким образом, управляемость самолета из-за отказа одного из двигателей в момент совершения им маневра при выполнении соответствующей фигуры высшего пилотажа ни в коей мере не ухудшится. Более того, поскольку сохранивший при этом свою работоспособность двигатель обладает достаточно высокой мощностью для завершения исполнения совершаемого самолетом маневра, можно будет продолжить выполнять соответствующую фигуру высшего пилотажа, т.е. предложенное заявителями изобретение обеспечивает безопасность полетов на таком уровне, который до сих пор был недоступен ни для пилотов, выполняющих фигуры высшего пилотажа, ни для наблюдающих это представление зрителей.

Реферат

Изобретение относится к области авиации и предназначено для выполнения фигур высшего пилотажа. Самолет содержит первый двигатель 18, расположенный в носовой части 14 фюзеляжа 12, и второй двигатель 22, расположенный в хвостовой части 16 фюзеляжа 12. Составляющие силы тяги, развиваемой как первым, так и вторым двигателями, направлены соосно друг другу вдоль продольной оси 70 фюзеляжа, проходящей через центр тяжести самолета. Оба двигателя 18 и 22 могут каждый в отдельности развивать достаточно высокую мощность для того, чтобы самолет имел возможность на одном двигателе совершить взлет, выдерживать соответствующую высоту своего полета и/или совершить посадку. Технический результат - повышение маневренности. 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Формула