Летательный аппарат

Область техники

Изобретение имеет отношение к летательным аппаратам (ЛА) и касается в частности самолетов с крылом изменяемой стреловидности.

Предшествующий уровень техники

На многих пассажирских и транспортных самолетах используется переставной стабилизатор (горизонтальное оперение). Изменение угла установки стабилизатора (в определенных пределах), по отношению к углу установки крыла, осуществляется посредством механизма управления стабилизатором.

Из (Кестельман В.Н., Федоров А.В. Механизмы управления самолетом. М.: Машиностроение, 1987, с.114-Л 17, рис.3.50, [1]) известен механизм управления переставным стабилизатором отечественного транспортного самолета Ил-76. Переставной стабилизатор управляется винтовым механизмом (подъемником) с верхним и нижним приводами. Винтовой подъемник состоит из ходового винта, одинаковых верхнего и нижнего приводов, верхнего и нижнего узлов подвески. Корпус нижнего привода с помощью карданного подвеса крепится к переднему лонжерону киля, а корпус верхнего привода с помощью карданного подвеса крепится к переднему лонжерону стабилизатора. Каждый привод состоит из гайки, редуктора, электромеханизма управления стабилизатором и механизма концевых выключателей. В крайних положениях электромеханизмы управления стабилизатором останавливаются концевыми выключателями. Ход винта ограничивается также механическими упорами. Положение стабилизатора фиксируется благодаря самоторможению резьбы винта и тормозами в муфтах сцепления-торможения. Управляют отклонением стабилизатора две системы, получающие электропитание от разных источников. Внутри винта находится стержень, который при необходимости может воспринять всю внешнюю нагрузку.

Преимущества вышеуказанного механизма управления переставным стабилизатором: малый вес; компактность; простота конструкции; высокая надежность.

В 6(Н80-е годы 20-го века на сверхзвуковых военных самолетах «нормальной» аэродинамической схемы довольно широко использовали крыло с изменяемой стреловидностью. Это позволяло самолету, с одной стороны, иметь хорошие взлетно-посадочные характеристики (путем уменьшения стреловидности крыла) и высокое аэродинамическое качество на дозвуковой скорости полета, а, с другой стороны, снизить аэродинамическое сопротивление (а, следовательно, увеличить аэродинамическое качество) при полете с максимальной сверхзвуковой скоростью (путем увеличения стреловидности крыла).

Типичным самолетом с изменяемой стреловидностью крыла является американский истребитель F-111 (Бауэрс П. Летательные аппараты не- традиционных схем. М.: Мир, 1991, с.130-434, [2]). У F-111 обе (левая и правая) консоли крыла имеют прямую стреловидность (изменяемую, в зависимости от режима полета). У самолета с изменяемой стреловидностью крыла механизм изменения стреловидности консолей крыла состоит из двух механизмов: силового механизма изменения стреловидности консолей крыла (который, собственно, обеспечивает поворот консолей крыла); механизма синхронизации поворота левой и правой консолей крыла (который обеспечивает равенство углов стреловидности левой и правой поворотных консолей крыла при любом угле их стреловидности).

У всех известных самолетов с изменяемой стреловидностью крыла, таких как, F-111 , Tornado, Су-24, В-1В, F-14 (Современные военные самолеты с 1945 г. по настоящее время. М.: Астрель, 2012, с.26^27, с.48^-49, с.54-^55, с.84-^85, с.188-Л 89, [3]), силовой механизма изменения стреловидности консолей крыла состоял из двух силовых механизмов - из силового механизма изменения стреловидности левой консоли крыла и из силового механизма изменения стреловидности правой консоли крыла. Это увеличивает вес силового механизма изменения стреловидности консолей крыла. Кроме того, силы аэродинамического сопротивления левой и правой поворотных консолей крыла, действующие в силовых механизма изменения стреловидности левой и правой поворотной консоли крыла, замыкались между собой через промежуточную конструкцию центроплана крыла самолета, что увеличивало вес конструкции центроплана крыла.

Из (RU N°2577824, В64С, 3/38, опубл. 20.03.2016, [4]) известен самолет аэродинамической схемы «бесхвостка», имеющий, фюзеляж, два ТРДД, размещенные в общей мотогондоле друг над другом в плоскости симметрии самолета, крыло, состоящее из центроплана и левой и правой консолей. Центроплан крыла выполнен с возможностью изменения угла его установки по отношению к фюзеляжу (в продольной плоскости). Левая и правая консоли крыла шарнирно прикреплены к центроплану крыла и имеют возможность изменять свой угол стреловидности в определенных пределах, поворачиваясь в своих вышеуказанных шарнирах. Данный самолет имеет высокоэффективную взлетно- посадочную механизацию, что позволяет устранить все недостатки аэродинамической схемы «бесхвостка» (уменьшить площадь крыла и уменьшить его аэродинамическое сопротивление). Все это повышает аэродинамическое качество самолета. У данного самолета центр давления крыла и в крейсерском полете и на взлетно-посадочных режимах полета находится в одном и том же положении, по отношению к центру масс самолета.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является самолет с изменяемой стреловидностью крыла, известный из ([1], с.17( 178, рис.3.94). Он имеет механизм изменения стреловидности левой и правой консолей крыла, состоящий из следующих агрегатов: гидропривода; редуктора привода крыла; двух винтовых преобразователей; карданных шарниров, с помощью которых соединены между собой гидропривод, редуктор и винтовые преобразователи. В редукторе имеется дифференциал, суммирующий скорость двух одновременно работающих гидродвигателей. Частота вращения дифференциала через карданный шарнир передается редуктору, выходные валы которого соединены с помощью аналогичных карданных шарниров с винтовыми преобразователями. Последние, благодаря передаче винт-гайка качения, преобразуют вращательное движение вала редуктора в поступательное перемещение гайки, которое через шток передается на рычаг поворота консоли крыла. Надежность функционирования системы обеспечивается двумя одинаковыми подканалами, каждый из которых получает питание от независимой гидросистемы самолета. В случае отказа одной из гидросистем, выходной вал отказавшего гидродвигателя стопорится тормозом, и дифференциал воспринимает крутящий момент только от выходного вала работающего гидродвигателя с функционирующей гидросистемой. Редуктор гидропривода предназначен для передачи крутящего момента от гидропривода к винтовым преобразователям. Карданные шарниры обеспечивают передачу крутящего момента при перекосах и смещениях валов от гидропривода к редуктор, и от редуктора к винтовым преобразователям. Винтовой преобразователь преобразует вращательное движение вала редуктора поворота крыла в поступательное перемещение штока, изменяющего угол стреловидности крыла. Винтовой преобразователь состоит из гайки и винта. Один конец винтового преобразователя шарнирно соединен с неподвижной частью крыла, а другой его конец соединен с поворотной консолью крыла. Вращение от вала редуктора передается гайке. Каждая поворотная консоль крыла имеет свой винтовой преобразователь.

Таким образом, у прототипа механизм изменения стреловидности консолей крыла состоит из двух механизмов: силового механизма изменения стреловидности консолей крыла (два винтовых преобразователя - силовые механизмы изменения стреловидности левой и правой консолей крыла, собственно изменяющих стреловидность левой и правой консолей крыла); механизма синхронизации поворота левой и правой консолей крыла (редуктора, два выходных вала которого соединены с помощью карданных шарниров с двумя винтовыми преобразователями).

Недостатки прототипа: большие сложность и вес механизма изменения стреловидности консолей крыла. Раскрытие изобретения

Задачей заявляемого изобретения является устранение недостатков прототипа.

Очевидно, если такая задача может быть решена, то это“неочевидное” решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техни- ки, поскольку у прототипа она не решена.

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, имеет следующие общие с прототипом существенные признаки: летательный аппарат, имеет, фюзеляж, крыло, левая и правая консоли крыла выполнены с возможностью изменения угла их стреловидности, механизм изменения стреловидности левой и правой консолей крыла, состоящий из силового механизма изменения стреловидности левой и правой консолей крыла и механизма синхронизации изменения стреловидности левой и правой консолей крыла.

Отличительными от прототипа существенными признаками является: вышеуказанный силовой механизм изменения стреловидности левой и правой консолей крыла выполнен в виде единого силового механизма для левой и правой консолей крыла; при этом, вышеуказанный силовой механизм изменения стреловидности левой и правой консолей крыла одним своим концом выполнен с возможностью взаимодействия с левой консолью крыла, а другим своим концом выполнен с возможностью взаимодействия с правой консолью крыла, вышеуказанный механизм синхронизации изменения стреловидности левой и правой консолей крыла выполнен, например, в виде рычажного механизма, состоящего из двуплечей качалки и двух тяг, при этом, ось вращения вышеуказанной качалки закреплена вне левой и правой консолей крыла, например, на центроплане крыла, один конец одной из вышеуказанных тяг шарнирно закреплен на левой поворотной консоли крыла, а другой конец этой тяги шарнирно закреплен на одном из плеч вышеуказанной качалки, один конец второй из вышеуказанных тяг шарнирно закреплен на правой поворотной консоли крыла, а другой конец второй тяги шарнирно закреплен на втором из плеч вышеуказанной качалки.

За счет такого конструктивного исполнения заявляемого изобретения усилия от левой и правой поворотных консолей крыла замыкаются крат- чайшим путем непосредственно на силовом механизме изменения стре- ловидности левой и правой консолями крыла, а в механизме синхрони- зации изменения стреловидности левой и правой консолей крыла дейст- вуют лишь незначительные усилия от разности аэродинамических со- противлений левой и правой консолей крыла. Все это снижает относи- тельный вес конструкции механизма изменения стреловидности левой и правой консоли крыла и повышает его надежность.

Краткое описание фигур чертежей

На ФИГ.1- З показан один из возможных вариантов исполнения заяв- ляемого изобретения, где цифрами обозначено: 1 и la - центроплан крыла в его положении при горизонтальном крейсерском полете и на взлетно-посадочных режимах полета, соответственно; 2 и 2а - правая поворотная консоль крыла в ее положении при горизонтальном крейсер- ском полете и на взлетно-посадочных режимах полета, соответственно; 3 и За - левая поворотная консоль крыла в ее положении при горизон- тальном крейсерском полете и на взлетно-посадочных режимах полета, соответственно; 4 - общая мотогондола двигателей; 5 и 6 - верхний и нижний двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД), соответст- венно; 7 - фюзеляж; 8Ή3 - элевоны крыла; 14 и 15 - расщепляющиеся щитки крыла; 16 и 17 - воздухозаборники верхнего ТРДД 5 и нижнего ТРДД 6, соответственно; 18 - разделительная щека; 19 - ходовой винт; 20 и 21 - одинаковые левый и правый приводы; 22 и 23 - одинаковые левый и правый узлы подвески (карданные подвесы); 24 - двуплечая качалка; 25 и 26 - две одинаковые тяги; 27 - шарнир правой поворотной консоли крыла 2; 28 - шарнир левой поворотной консоли крыла 3; 29 - механизм изменения угла установки центроплана крыла 1. Стрелкой с надписью Н.П. на ФИГ.1 показано направление полета самолета. Положения цен- троплана крыла 1 , правой 2 и левой 3 консолей крыла в горизонтальном крейсерском полете на ФИГ.1 -КЗ показано сплошными линиями. Поло- жения механизма изменения угла установки центроплана крыла 1 и ме- ханизма синхронизации изменения стреловидности правой 2 и левой 3 консолей крыла в горизонтальном крейсерском полете на ФИГ.1 -КЗ по- казано пунктирными линиями. Положения центроплана крыла 1а, пра- вой 2а и левой За консолей крыла на взлетно-посадочных режимах поле- та на ФИГ.1-КЗ показано штрихпунктирными линиями. Положения ме- ханизма изменения угла установки центроплана крыла 1а и механизма синхронизации изменения стреловидности правой 2а и левой За консо- лей крыла на взлетно-посадочных режимах полета на ФИГ.1-КЗ показано штрихпунктирными линиями.

На ФИГ.1 показан вид заявляемого самолета сбоку (слева).

На ФИГ.2 показан вид заявляемого самолета сверху. Показано местно- го выносного вида ,4.

На ФИГ.З показан выносной вид А узла поворота левой и правой кон- солей крыла при виде сверху. Варианты осуществление изобретения

Заявляемый самолет, в одном из возможных вариантов его исполне- ния, в варианте дозвукового административного самолета, представляет собой следующее. Имеется, стреловидное (прямой стреловидности) крыло (ФИГ.1 -КЗ) изменяемой стреловидности, состоящее из центропла- на 1, правой 2 и левой 3 поворотных консолей. Имеются, два ТРДД (верхний 5 и нижний 6), размещенные в общей мотогондоле 4 друг над другом в плоскости симметрии самолета, фюзеляж 7. Центроплан крыла 1 шарнирно (ось вышеуказанного шарнира перпендикулярна плоскости симметрии самолета) прикреплено к мотогондоле 4 (мотогондола 4 рас- положена с нижней стороны центроплана крыла 1). Таким образом, цен- троплан крыла 1 выполнен с возможностью изменения угла его установ- ки по отношению к мотогондоле 4 и фюзеляжу 7 (в продольной плоско- сти). Правая 2 и левая 3 поворотные консоли крыла шарнирно прикреп- лены к центроплану крыла 1. При этом, правая 2 и левая 3 поворотные консоли крыла имеют возможность изменять свой угол стреловидности в определенных пределах, поворачиваясь в своих вышеуказанных шар- нирах 27 и 28, соответственно. Узел крепления правой 2 и левой 3 пово- ротных консолей крыла к центроплану крыла 1 (на ФИГ.2 и 3 показан схематично) выполнен, например, как у известных самолетов с изменяе- мой стреловидностью крыла, например, как у вышеуказанного самолета F-l 11 (но может быть выполнен любым иным приемлемым образом).

Механизм изменения стреловидности правой 2 и левой 3 поворотных консолей крыла состоит из: собственно силового механизма, изменяю- щего стреловидность правой 2 и левой 3 поворотных консолей крыла; механизма синхронизации изменения стреловидности правой 2 и левой 3 поворотных консолей крыла. Силовой механизм изменения стреловидности левой и правой консолей крыла у заявляемого изобретения аналогичен по устройству вышеуказанному механизму переставного стабилизатора отечественного транспортного самолета Ил-76, известного из ([1], с.114 117, рис.3.50). Он состоит из ходового винта 19, одинаковых левого 20 и правого 21 приводов, одинаковых левого 22 и правого 23 узлов подвески (карданные подвесы). Тоесть, силовой механизм изменения стреловидности левой и правой консолей крыла у заявляемого изобретения выполнен в виде винтового домкрата. Корпус левого привода 20 с помощью карданного подвеса 22 крепится к левой консоли крыла 3 (на некотором расстоянии от оси шарнира 28 левой поворотной консоли крыла 3 - чтобы было плечо для поворота консоли 3 вполне конкретной величины), а корпус правого привода 21 с помощью карданного подвеса 23 крепится к правой консоли крыла 2 (на некотором расстоянии от оси шарнира 27 правой поворотной консоли крыла 2 - чтобы было плечо для поворота консоли 2 вполне конкретной величины). Каждый из приводов 20 и 21 состоит из гайки, редуктора, электромеханизма управления поворотом левой и правой консолями крыла и механизма концевых выключателей (на ФИГ.1-КЗ не показаны). В крайних положениях электромеханизмы управления поворотом левой и правой консолей крыла останавливаются концевыми выключателями. Ход ходового винта 19 ограничивается также механическими упорами (на ФИГ.1-КЗ не показаны). Положения левой и правой поворотных консолей крыла фиксируется благодаря самоторможению резьбы ходового винта и тормозами в муфтах сцепления-торможения (на ФИГ.1-КЗ не показаны). Управляют изменением стреловидности левой и правой поворотных консолей крыла две системы, получающие электропитание от разных источников (на ФИГ.1-КЗ не показаны). Внутри ходового винта находится стержень (на ФИГ.1 -КЗ не показан), который при необходимости может воспринять всю внешнюю нагрузку. Силовой механизм изменения стреловидности левой и правой консолей крыла на ФИГ.1 -КЗ показан схематично.

Механизм синхронизации изменения стреловидности левой 3 и правой 2 консолей крыла (служит для обеспечения равенства углов стреловидности левой 3 и правой 2 поворотных консолей крыла в любом их положении) выполнен в виде двуплечей качалки 24 (с равным размером плеч) и двух одинаковых тяг 25 и 26. При этом, ось вращения вышеуказанной качалки 24 закреплена на центроплане крыла 1 (тоесть, закреплена вне левой 3 и правой 2 поворотных консолей крыла). Один конец тяги 25 шарнирно (например, посредством сферического (или карданного) шарнира или любым иным приемлемым способом) закреплен на левой поворотной консоли крыла 3 (на некотором расстоянии от оси шарнира 28 левой консоли крыла 3 - чтобы было плечо вполне конкретной величины), а другой конец тяги 25 шарнирно (например, посредством сферического (или карданного) шарнира или любым иным приемлемым способом) закреплен на одном из плеч вышеуказанной качалки 24, Один конец тяги 26 шарнирно (например, посредством сферического (или карданного) шарнира или любым иным приемлемым способом) закреплен на правой поворотной консоли крыла 2 (на некотором расстоянии от оси шарнира 27 правой консоли крыла 2 - чтобы было плечо вполне конкретной величины), а другой конец тяги 26 шарнирно (например, посредством сферического (или карданного) шарнира или любым иным приемлемым способом) закреплен на втором из плеч вышеуказанной качалки 24. Ось вращения качалки 24 и оси крепления тяг 25 и 26 к качалке 24 лежат на одной прямой - для того чтобы при изменении стреловидности левой 3 и правой 2 консолей крыла их углы стреловидности были равны. Расстояние (плечо) между шарниром крепления качалки 25 к левой консоли крыла 3 и шарниром 28, с одной стороны, и расстояние (плечо) между шарниром крепления качалки 26 к правой консоли крыла 2 и шарниром 27, с другой стороны, равны между собой (ось шарнира крепления качалки 25 к левой консоли крыла 3 и ось шарнира крепления качалки 26 к правой консоли крыла 2 расположены симметрично относительно плоскости симметрии самолета) - для того чтобы при изменении стреловидности левой 3 и правой 2 консолей крыла их углы стреловидности были равны.

Механизм изменения угла установки центроплана крыла 29 выполнен также, как вышеуказанный силовой механизм изменения стреловидности левой 3 и правой 2 консолей крыла (но может быть выполнен любым иным приемлемым образов). Он состоит из ходового винта, одинаковых переднего и заднего приводов, одинаковых переднего и заднего узлов подвески (карданные подвесы). Корпус переднего привода с помощью карданного подвеса крепится к центроплану крыла 1, а корпус заднего привода с помощью карданного подвеса крепится к неподвижной части самолета (к мотогондоле 4 двигателей). Тоесть, механизм изменения угла установки центроплана крыла 29 у заявляемого изобретения выполнен в виде винтового домкрата.

Фюзеляж 7 прикреплен к центроплану крыла 1 посредством общей мо- тогондолы 4 (воздухозаборников 16 и 17). Тоесть, фюзеляж 7 прикреп- лен к нижней стороне мотогондолы 4, причем, фюзеляж 7 и мотогондола 4 соединены между собой неподвижно.

Таким образом, центроплан крыла 1 (а, следовательно, и все крыло, включая левую 3 и правую 2 поворотные консоли крыла) выполнен с возможностью изменения угла установки (в продольной плоскости) по отношению к мотогондоле 4 и фюзеляжу 7. На левой 3 и правой 2 пово- ротных консолях крыла имеются элевоны 8-ЛЗ и расщепляющиеся щит- ки 14 и 15 (расположенные на концах правой 2 и левой 3 поворотных консолях крыла).

Крыло в заявляемом изобретении имеет отрицательную геометриче- скую крутку и отрицательный угол поперечного V. В передней части мотогондолы 4 имеются воздухозаборники 16 и 17 верхнего 5 и нижнего 6 двигателей, соответственно. Каналы воздухозаборников 16 и 17 разде- лены между собой горизонтальной перегородкой и имеют разделитель- ную щеку 18 (служит для исключения влияния течения воздуха в одном воздухозаборнике (например, при помпаже в нем) на течение воздуха в другом воздухозаборнике). Между центропланом крыла 1 и мотогондо- лой 4 имеется щель для слива погранслоя.

У заявляемого самолета нет ни горизонтального оперения, ни верти- кального оперения - он выполнен по схеме бескилевая «бесхвостка».

Остальные агрегаты заявляемого самолета не влияют на получаемый технический результат, а поэтому на фигурах и в описании не указаны.

В горизонтальном крейсерском полете (с дозвуковой скоростью) у за- являемого самолета центроплан крыла 1, посредством вышеуказанного механизм изменения угла установки центроплана крыла 29, устанавли- вается на крейсерский (например, минимальный) угол установки (крей- серский угол атаки). Левая 3 и правая 2 поворотные консоли крыла ус- танавливаются, посредством вышеуказанного силового (поворотного) механизма изменения стреловидности консолей крыла, на крейсерский (например, максимальный) угол стреловидности (равный по величине для левой 3 и правой 2 консолей крыла), например, равный 30° (по пе- редней кромке крыла) - как у известных дозвуковых реактивных адми- нистративных самолетов. В крейсерском полете левая 3 и правая 2 пово- ротные консоли крыла имеют прямую стреловидность. При этом, син- хронность (одинаковый угол стреловидности) левой 3 и правой 2 пово- ротных консолей крыла обеспечивается посредством вышеуказанного механизма синхронизации изменения стреловидности левой 3 и правой 2 консолей крыла (выполнен в виде двуплечей качалки 24 (плечи распо- ложены симметрично относительно оси вращения качалки) и двух оди- наковых тяг 25 и 26, при этом, ось вращения вышеуказанной качалки 24 закреплена (неподвижно) на центроплане крыла 1). Один конец тяги 25 шарнирно закреплен на левой поворотной консоли крыла 3, а другой ко- нец тяги 25 шарнирно закреплен на одном из плеч вышеуказанной ка- чалки 24, Один конец тяги 26 шарнирно закреплен на правой поворот- ной консоли крыла 2, а другой конец тяги 26 шарнирно закреплен на втором из плеч вышеуказанной качалки 24. Центр давления крыла у за- являемого самолета находится в таком положении, по отношению к цен- тру масс самолета, которое обеспечивает требуемую степень статиче- ской устойчивости заявляемого самолета по тангажу. Фюзеляж 7 и мо- тогондола 4 сохраняют свои горизонтальные положения.

При посадке (и при взлете) у заявляемого самолета центроплан крыла, посредством вышеуказанного механизм изменения угла установки цен- троплана крыла 29, устанавливается на взлетно-посадочный (например, максимальный) угол установки (взлетно-посадочный угол атаки - кото- рый больше чем крейсерский угол атаки) и занимает положение 1а. Ле- вая и правая поворотные консоли крыла устанавливаются, посредством вышеуказанного силового (поворотного) механизма изменения стрело- видности консолей крыла, на взлетно-посадочный (например, мини- мальный - меньший, чем при крейсерском полете) угол стреловидности (одинаковый по величине для правой и левой консоли крыла— что обеспечивается механизмом синхронизации изменения стреловидности левой и правой консолей крыла), и занимают положения За и 2а (на ФИГ.1 -КЗ показано штрихпунктирной линией), соответственно. При по- садке (и взлете) заявляемого самолета его левая За и правая 2а консоли крыла имеют прямую стреловидность. Элевоны 8^13 откланяются на положительные углы атаки, таким образом, выполняя функцию взлетно- посадочной механизации (увеличивая коэффициент подъемной силы крыла). При посадке (и взлете) правая 2а и левая За консоли крыла, по- ворачиваясь относительно осей своих шарниров 27 и 28, соответственно, уменьшают свой угол стреловидности до нужной величины, которая оп- ределяется тем, чтобы центр давления крыла (с работающей механиза- цией крыла) находился в том же положении, по отношению к центру масс самолета, что и в крейсерском полете, обеспечивая, таким образом, нужную степень статической устойчивости заявляемого самолета по тангажу. Фюзеляж 7 и мотогондола 4 сохраняют свои горизонтальные положения. При этом, стреловидность левой и правой консолей крыла нужно будет изменять (уменьшать) на величину угла ~ 8° (по сравнению с их крейсерским положением). Это объясняется тем, что при изменении стреловидности консолей крыла центр масс самолета перемещается (в направлении продольной оси самолета) на незначительную величину (~ на 2% от средней аэродинамической хорды), в то время как центр давле- ния крыла перемещается (в направлении продольной оси самолета) на гораздо большую величину (при изменении угла стреловидности консо- лей крыла на ~ 8° - на 25% от средней аэродинамической хорды).

Таким образом, у заявляемого самолета левая и правая поворотные консоли крыла, посредством силового механизма изменения стреловид- ности крыла, непосредственно соединены между собой. Тоесть, для ле- вой и правой поворотных консолей крыла используется один и тот же силовой механизм изменения стреловидности консоли крыла (вышеука- занный силовой механизм изменения стреловидности консолей крыла (в силовом отношении) соединен только с левой и правой консолями кры- ла). При этом, если бы не было механизма синхронизации изменения стреловидности левой и правой консолей крыла, то левая и правая пово- ротные консоли крыла могли бы занимать произвольное (неопределен- ное) положение (например, левая поворотная консоль крыла могла бы иметь больший угол стреловидности, чем угол стреловидности правой поворотной консоли крыла, или наоборот). Для того, чтобы этого не происходило - для того чтобы углы стреловидности левой и правой по- воротных консолей крыла на любом режиме полета самолета были оди- наковы, на заявляемом самолете имеется механизм синхронизации из- менения стреловидности левой и правой поворотных консолей крыла. При этом, на него действует сила только когда сила аэродинамического сопротивления левой и правой поворотных консолей крыла не равны между собой, например, при разворотах самолета по курсу, причем, ве- личина этой силы в несколько раз меньше, чем сила, действующая в вышеуказанном силовом механизме изменения стреловидности консо- лей крыла. Основная сила от аэродинамического сопротивления правой и левой консолей крыла воспринимается (замыкается на) силовым меха- низмом изменения стреловидности консолей крыла.

Таким образом, у заявляемого самолета механизм изменения угла ус- тановки центроплана крыла и силовой механизм изменения стреловид- ности консолей крыла выполнены одинаковыми. При этом, эти меха- низмы хорошо отработаны (они используются на переставных стабили- заторах у существующих самолетов, в том числе, пассажирских). Такое исполнение вышеуказанных механизма изменения угла установки цен- троплана крыла и силового механизма изменения стреловидности кон- солей крыла у заявляемого изобретения позволяет упростить конструк- цию, снизить массу и повысить надежность вышеуказанных механизмов и крыла.

В заявляемом изобретении силовой механизм изменения стреловид- ности левой и правой консолей крыла представляет собой плоский ме- ханизм (при деформациях конструкции левой и правой консолей крыла и центроплана крыла он будет, на самом деле, пространственным меха- низмом, нормальная работа которого обеспечивается наличием у него двух карданных подвесов (22 и 23)).

В заявляемом изобретении механизм синхронизации поворота левой и правой консолей крыла представляет собой плоский рычажный меха- низм (при деформациях конструкции консолей крыла и центроплана крыла он будет, на самом деле, пространственным механизмом, нор- мальная работа которого обеспечивается наличием у него сферических шарниров (подшипников)), состоящий из одного двуплечего рычага с равными величинами плеч (одной двуплечей качалки) и двух тяг равной длины. При этом, этот механизм имеет простейшую форму, что повы- шает его надежность и снижает его вес.

Заявляемый самолет управляется: по тангажу и крену - посредством отклонения элевонов 8Ή3; по курсу - путем отклонения расщепляю- щихся щитков 14 и 15, расположенных на концах консолей 2 и 3 крыла (например, как это имеет место у известного американского бомбарди- ровщика В-2, выполненного по аэродинамической схеме «летающее крыло»). При этом, возможен вариант управления заявляемым самоле- том по тангажу, когда передние (внутренние) элевоны 12 и 13, с одной стороны, и задние (внешние) элевоны 8 и 9, с другой стороны, отклоня- ются дифференцировано (отклоняются в разные стороны).

В заявляемом изобретении в качестве движителя может использовать- ся воздушно-реактивный двигатель (один или несколько) любого типа: одноконтурный турбореактивный двигатель (ТРД); двухконтурный ТРД; прямоточный воздушно-реактивный двигатели (ПВРД) и др.

В заявляемом изобретении в качестве движителя может использоваться один (или более) воздушный винт (тянущий или толкающий), приводимый в действие двигателем (или двигателями) любого приемлемого типа (поршневым, турбовальным, электрическим и ^Д Р·)·

В заявляемом изобретении в качестве движителя может использоваться один (или более) вентилятор, приводимый в действие двигателем (или двигателями) любого приемлемого типа (поршневым, турбовальным, электрическим и др.).

В заявляемом изобретении в качестве движителя могут использоваться другие типы двигателей: жидкостные ракетные двигатели и др.

В заявляемом изобретении движитель (один или несколько) может размещаться в любом приемлемом месте летательного аппарата. На ФИГ.1 -КЗ показан один из возможных мест размещения двигателей (движителей).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него вообще нет двигателя (или движителя), при этом, у него крыло прикреплено шарнирно непосредственно к фюзеляжу, при прочих равных условиях.

В заявляемом изобретении крыло может иметь любую приемлемую форму в плане: прямую или обратную стреловидность; малого удлине- ния; большого удлинения; и др. Например, возможен вариант исполне- ния заявляемого изобретения, когда у него в крейсерском полете крыло имеет прямую стреловидность, а на взлетно-посадочных режимах полета крыло имеет обратную стреловидность.

Заявляемый самолет может быть выполнен по любой приемлемой аэ- родинамической схеме: «бесхвостка» (как рассмотрено выше), «утка», «нормальная», «летающее крыло» (имеется только крыло, состоящее из центроплана крыла и двух поворотных консолей крыла, выполненных с возможностью изменения угла их стреловидности); и др.

Заявляемое изобретение может быть использовано: в качестве пилоти- руемого ЛА любого типа (например, в варианте пассажирского самоле- та); в качестве беспилотного ЛА.

Заявляемый самолет может иметь любую приемлемую скорость поле- та: дозвуковую; сверхзвуковую; гиперзвуковую.

Заявляемое изобретение может быть использовано как в варианте са- молета обычного взлета и посадки, так и в варианте самолета вертикаль- ного взлета и посадки.

В заявляемом изобретении силовой механизм изменения стреловидно- сти консолей крыла может быть любого приемлемого типа: винтовой домкрат (как рассмотрено выше); гидропривод (например, гидроци- линдр); пневмопривод (например, пневмоцилиндр); электропривод и др. При этом, он выполнен в виде единого силового механизма для левой и правой консолей крыла, одним своим концом взаимодействуя с левой поворотной консолью крыла, а другим своим концом взаимодействуя с правой поворотной консолью крыла. Тоесть, вышеуказанный силовой механизм изменения стреловидности консолей крыла (в силовом отно- шении) соединен только с левой и правой консолями крыла. В заявляемом изобретении механизм синхронизации изменения стре- ловидности консолей крыла может быть любого приемлемого типа: ры- чажного механизма (как рассмотрено выше); и др.

В заявляемом изобретении центроплан крыла может быть выполнен как с возможностью изменения его угла установки, так и неподвижным (относительно фюзеляжа).

В заявляемом изобретении оси шарниров крепления правой и левой консолей крыла 27 и 28 к центроплану крыла 1 могут быть расположены как симметрично относительно плоскости симметрии самолета (как по- казано на ФИГ1 и 2), так и любым иным приемлемым образом.

Промышленная применимость

Заявляемое изобретение может быть использовано в качестве лета- тельного аппарата любого приемлемого типа, как пилотируемого (на- пример, пассажирского), так и беспилотного.