Результат интеллектуальной деятельности: Самолёт-амфибия со складывающимся крылом

Область применения

Изобретение относится к самолетостроению, а именно к самолетам-амфибиям, в частности, самолётам-амфибиям со складывающимся крылом.

Уровень техники

Известен самолёт-амфибия Lisa-Akoya (Jane’s All the World’s Aircraft 2011-12, с. 207-208, ISBN 978-0-7106-2955-5) с высокорасположенным крылом, T-образным хвостовым оперением с установленным на нём двигателем с винтом, с основными передними гидрокрыльями большого удлинения и задним гидрокрылом. Каждое полукрыло этого самолёта может поворачиваться назад, складываясь вдоль фюзеляжа. Основные подводные крылья имеют возможность поворота вверх для уменьшения вертикального габарита, но не предназначены для установки самолёта на поверхность при убранном шасси.

Недостатками известного решения является увеличение веса из-за выноса двигателя на киль, что ведёт к увеличению веса фюзеляжа и хвостового оперения при заданных требованиях на прочность и жёсткость конструкции, а также низкая жёсткость и относительно большой вес крепления поворотного узла крыла; кроме того, значительная боковая парусность со сложенным крылом, что опасно с точки зрения эксплуатации, при этом кабина не имеет достаточного пояса безопасности из-за выноса вперед для уравновешивания хвостового расположения двигателя, а узлы крепления крыла и управления складыванием открыты и потому не имеют достаточной защиты от коррозии, что также снижает безопасность эксплуатации, при этом отсутствие переходов на крыло вдоль фюзеляжа и сложение крыла вдоль фюзеляжа усложняет причаливание к пирсу для загрузки-выгрузки или посадки-высадки экипажа.

Наиболее близким к заявленному изобретению является самолет -амфибия, раскрытый в патенте US20060284010A1, содержащий фюзеляж, крыло, винтовой движитель в профилированном кольце, интегрированном с рулями высоты и направления, подводные гидродинамические устройства в виде боковых гидрокрыльев и задней водной опоры.

Недостатками известного решения является отсутствие эффективного решения для интеграции фюзеляжа, крыла, кольцевого оперения, которое могло бы разрешить противоречие между габаритами и вытеснением объёма воды, что в конечном итоге связано с увеличением веса самолётов-амфибий по сравнению с сухопутными и росту их габаритов, что также осложняет перевозку и хранение. Использование гидрокрыльев для вытеснения воды в указанном патенте также не является эффективным компоновочным решением из-за малого отношения их объёма к площади.

Раскрытие сущности изобретения

Техническим результатом данного изобретения является обеспечение возможности более эффективного использования внутренних объёмов и снижения веса самолета, а также уменьшения габаритов самолёта для перевозки и хранения, упрощения посадки-высадки экипажа и разгрузки-выгрузки, повышения безопасности эксплуатации.

Самолёт-амфибия, содержащий фюзеляж, поплавки, крыло с законцовками, хвостовое оперение, движитель, силовую установку, шасси, гидродинамические несущие устройства, водный руль, отличающийся тем, что поплавки соединены с фюзеляжем и крылом и хвостовым оперением с помощью переходов с высокой удельной прочностью и жёсткостью; причём каждое полукрыло разделено на корневую и консольную секции, соединённые шарниром, а корневая секция прикреплена с использованием шарнирного соединения к встроенным поплавкам самолёта через силовой выступ с замкнутым контуром обшивки; причём передний узел шарнира выступа выполнен в виде уплотнённого трубчато-фланцевого соединения; причём канал управления поворотом и фиксацией консоли крыла проходит через уплотнение в корневой секции крыла внутрь трубчатой части корневого шарнира.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором хвостовое оперение выполнено в виде профилированного кольца с интегрированными рулями высоты, направления и винтовым движителем.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором в крыло является среднерасположенным.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором поплавки имеют возможность использования своей верхней поверхности как палубы.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором поплавки имеют протяжённость от носовой до хвостовой оконечности фюзеляжа.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором поплавки конструктивно выполнены отдельно от фюзеляжа.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором поплавки конструктивно выполнены как часть фюзеляжа.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, содержащий встроенные в поплавки перед крылом объёмы с выходными люками.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором при полном сложении крыла обеспечивается возможность реализации шатровой конфигурации сложенного крыла.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором при промежуточной конфигурации сложения крыла поднятая консольная секция крыла занимает горизонтальное положение.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором корневая секция крыла имеет возможность фиксации через фланец корневого шарнира во внутреннем объёме самолёта.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором корневая секция крыла имеет возможность фиксации за корневой переход крыла.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором канал управления и фиксации консоли крыла основан на переносной тяге с шарнирно-рычажным механизмом.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором нижняя поверхность выступа корневой секции крыла является элементом обшивки самолёта.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором под нижней поверхностью выступа корневой секции крыла имеется элемент обшивки днища самолёта.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором законцовка смещена назад относительно силового выступа и имеет возможность попадания в вырез поплавка между корнем крылом и фюзеляжем такой, что перед вырезом образуется интегральный объём с палубой над ним.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт с возможностью размещения расходного вещества объёме перед вырезом под законцовку.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором крыльевые аэронавигационные огни устанавливаются на переходе от передней кромки консоли к смещённой законцовке и при полном сложении крыла имеют возможность нахождения над корневым переходом крыла.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, который содержит законцовку, которая при сложении крыла имеет возможность реализации функции поплавка.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, который содержит законцовку и несущие гидродинамические устройства в виде гидрокрыльев и задней опоры, таких что при стоянке на них законцовка не касается поверхности земли.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, который содержит законцовку, которая при стоянке на шасси не касается земли.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором несущие гидродинамические устройства являются присоединёнными гидрокрыльями и задней водной опорой, имеющими возможность установки и скольжения самолёта по твёрдой поверхности за счёт участков, стойких к истиранию.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором подводные гидродинамические поверхности являются присоединёнными гидрокрыльями, имеющими возможность сокращения вертикального габарита при частично или полностью убранном шасси за счёт уменьшенного удлинения.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором имеется несущее гидродинамическое устройство в виде задней водной опоры, которая разделена на пяту и заднее гидрокрыло, имеющие возможность защиты водного руля направления.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, содержащий несущие гидродинамические устройства в виде гидрокрыльев увеличенной стреловидности.

В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, содержащий вихревой уступ на месте сочленения корневой секции и консоли полукрыла.

Задача обеспечения возможности более эффективного использования внутренних объёмов и снижения веса самолета решается за счёт компоновки, в которой встроенные поплавки соединяют фюзеляж, корневую часть крыла и хвостовое оперение за счёт переходов с высокой удельной жёсткостью, а также за счёт присоединения корневой секции крыла к встроенному поплавку через силовой выступ с шарниром на основе трубчато-фланцевого соединения. Встроенные поплавки имеют значительный внутренний объём и высокое отношение объёма к площади за счёт объединения с крылом, фюзеляжем и оперением. За счёт интеграции поплавков достигается разделение объёмов одновременно при конструктивной близости с внутренними элементами фюзеляжа, крыла и оперения, что удачно для отдельного размещения в поплавках топливных баков, шасси, элементов плавучести и систем спасания, с минимальными размерами соединяющих систем и внутренних усиливающих элементов типа шпангоутов, стрингеров и т.п., что вместе с уменьшением площади обшивки при заданном объёме позволяет снизить вес. Переходы от встроенных поплавков к фюзеляжу, крылу и оперению имеют близкую к треугольной замкнутую форму, соединяют основные части самолёта по относительно большой площади, за счёт чего достигается их высокая удельная жёсткость при снижении веса. Силовой выступ корневой секции крыла с замкнутым контуром имеет высокие жёсткость на кручение и прочность при малом весе, а значительный диаметр фланца позволяет локально разгрузить соединение крыла и облегчить его. Механизм сложения легко автоматизируется за счёт поворота в одной плоскости, а также может быть облегчен, так как нет консольного поворота всего крыла, как в схемах сложения вдоль фюзеляжа. Трубчато-фланцевое соединение позволяет провести коммуникации внутри своей трубчатой части, например, элементы управления, выхлопные трубы, или силовые провода и т.п., или разместить какие-либо агрегаты, или вещества, например, топливо или вещества для обеспечения плавучести. При этом цепь управления консолью проходит внутри корневой секции крыла внутрь трубчатой части шарнира, благодаря чему выступ крыла не имеет разрезов и створок.

В варианте с протяжённостью поплавков от носовой до хвостовой части достигается наибольшая интеграция поплавков с фюзеляжем. В варианте среднепланной компоновки имеется возможность получить наиболее высокое отношение объёма к площади поверхности, что также способствует увеличению использования внутренних объёмов при меньшем весе и большей жёсткости конструкции для заданной прочности, а также получить наибольшую интеграцию систем самолёта. В варианте с хвостовым оперением в виде профилированного кольца с встроенным винтовым движителем достигается повышенная жёсткость и прочность при меньшем весе по сравнению со стандартным хвостовым оперением, состоящим из стабилизатора и киля, особенно T-образным. В варианте, где при сложении крыла законцовка попадает в специальный вырез за передней стенкой выступа крыла, имеется возможность организовать интегральный объём на переходе от крыла к поплавку вблизи положения центровки для размещения расходного вещества, например, топлива. В варианте с несущими гидродинамическими устройствами в виде гидрокрыльев уменьшенного удлинения достигается повышенная жёсткость и прочность их корневой части при заданных нагрузках на их концевую часть. В варианте, когда нижняя поверхность выступа корневой секции крыла также является частью обшивки самолёта, достигается наибольшая весовая отдача от применения выступа и наибольшая жёсткость крепления корневой секции крыла к поплавку.

Задача обеспечения возможности уменьшения габаритов самолёта для перевозки и хранения достигается благодаря сложению крыла, разделённого на корневую и консольную секции, соединённых шарниром друг с другом, с корневой секцией присоединённой к встроенному поплавку через выступ и шарнир на основе трубчато-фланцевого соединения. Ось корневого шарнира находится между верхней и нижней поверхностями обшивки самолёта, что позволяет сократить вертикальный габарит сложенной конфигурации при заданном размахе крыла. Крыло с поперечным изломом, складывающееся к диаметральной плоскости, позволяет иметь меньшую соответствующую длину самолёта, в отличие от схемы продольного складывания.

В варианте хвостовым оперением в виде профилированного кольца с интегрированными рулями высоты и направления и с винтовым движителем достигаются более компактные размеры, чем с открытым винтом при требуемой тяге, а хвостовое оперение имеет большую эффективную площадь при заданных поперечных габаритах, что позволяет сократить размеры самолёта в продольном направлении при заданных требованиях на устойчивость. Возможен вариант шатровой конфигурации сложения крыла, что достигается благодаря положению оси корневого шарнира между верхней и нижней обшивкой, при этом шатровая конфигурация позволяет дополнительно уменьшить вертикальный габарит при заданном размахе крыла. Возможен вариант, когда консольная секция крыла при сложении устанавливается в горизонтальном положении, что позволяет сократить размах крыла при хранении в или перевозке в частично сложенной конфигурации с ограничениями по габаритам в нижней части самолёта. В вариантах с удлинённой законцовкой, длина которой зависит от требуемого зазора до поверхности земли при стоянке на шасси или гидрокрыльях с задней опорой, достигается дополнительное уменьшение вертикального габарита при заданном размахе крыла. В варианте с несущими гидродинамическими устройствами в виде гидрокрыльев уменьшенного удлинения (при заданном угле наклона вниз) достигается меньший вертикальный габарит при хранении или перевозке с частично или полностью убранным шасси по сравнению со схемами с гидрокрыльями.

Задача обеспечения возможности упрощения посадки-высадки экипажа и загрузки-выгрузки достигается за счёт сложения крыла, разделённого на корневые и консольные секции, шарнирно присоединённые друг к другу, при этом корневая секция присоединена к поплавку через силовой выступ. Крыло в сложенном состоянии имеет небольшую боковую площадь, и вместе с встроенными поплавками образуется буфер для подхода к пирсу. В разложенном состоянии силовой уступ за счёт своей жёсткости и прочности может использоваться для прохода людей и установки грузов. Имеющаяся возможность подъёма крыла способствует близкому подводу самолёта к пирсу.

Верхняя часть поплавков может быть выполнена в виде палубы с относительно малой кривизной поверхности. В варианте со смещённой законцовкой и соответствующим вырезом на встроенном поплавке увеличивается размер доступной палубы. В варианте с гидрокрыльями малого удлинения упрощается подвод к берегу или пирсу, так как снижается вероятность зацепления гидрокрыльями дна за счёт их меньших габаритов. В варианте, где законцовка при сложении крыла может выполнять функцию поплавка повышается остойчивость при загрузке и выгрузке на воде.

Задача возможности повышения безопасности эксплуатации решается за счёт механизма поперечного сложения крыла с силовым выступом, компоновки с встроенными поплавками, объединяющими фюзеляж, корень крыла и хвостовое оперение. Крыло с поперечным изломом, складывающееся к диаметральной плоскости самолёта, позволяет уменьшить парусность сложенной конфигурации по сравнению с продольным складыванием крыла. Механизм сложения крыла с уплотнённым трубчато-фланцевым соединением и проходящей в него частью канала управления (которая может быть тягой, тросиком, проводом, гидравлической линией и т.п.) от консоли позволяет повысить надёжность защиты от воды за счёт расположения систем управления механизма во внутреннем объёме самолёта, причём уплотнения за счёт своей простой формы имеют повышенную надёжность. Выступ корневой секции крыла с замкнутым контуром позволяет избавиться от створок и их уплотнения. Встроенные поплавки образуют пояс безопасности вокруг фюзеляжа, могут быть заполнены материалом типа пены для обеспечения плавучести.

В варианте с шатровой конфигурацией при сложении крыла повышается безопасность перевозки и хранения за счёт улучшенного заднего обзора для перевозки автотранспортом и прижимающей силы, возникающей при боковом ветре. В варианте с хвостовым оперением в виде профилированного кольца с встроенными рулями высоты, направления и винтовым движителем образуются боковые зоны видимости значительной площади, что важно для заднего обзора при перевозке автотранспортом, повышая безопасность перевозки, при этом профилированное кольцо образует пояс безопасности вокруг воздушного винта движителя. В варианте встроенных поплавков с объёмами, имеющими выходные люки, возможно расположение спасательных средств непосредственно рядом с кабиной, а люки использовать как спасательные, что особенно важно при перевороте самолёта на воде, когда кабина при перевороте окажется вблизи, частично или полностью под водой. Среднепланная компоновка способствует увеличению поперечного размера этих люков. Вариант с возможностью подъёма консолей крыла при швартовке способствует снижению вероятности их случайного повреждения. Повышению уровня безопасности также способствует вариант с несущими гидродинамическими устройствами в виде гидрокрыльев увеличенной стреловидности, что позволяет надёжно отсекать посторонние предметы в воде типа водорослей с меньшим риском налипания на переднюю кромку. Вариант с использованием компактных гидрокрыльев малого удлинения, ведёт к меньшей склонности к зарыванию при посадке. Вариант с использованием гидрокрыльев с нижними поверхностями, стойкими к истиранию, позволяет снизить вероятность повреждения гидрокрыльев при аварийной посадке на твёрдую поверхность или при хранении и транспортировке, что повышает безопасность эксплуатации. Вариант с фиксацией крыла через фланец внутри фюзеляжа позволяет убрать силовой механизм фиксации максимально далеко от воды, защитив его тем самым от коррозии. Вариант исполнения, где силовой выступ закрыт снизу обшивкой днища обеспечивает дополнительную защиту корневого шарнира от воды. Вариант механизма сложения консоли крыла, основанный на управляющей переносной тяге, проходящей внутрь трубчатой части шарнира через уплотнение, и на рычажно-шарнирных соединениях, не имеет скользящих соединений типа ухо-палец, позволяет надежно защитить его от коррозии за счёт простых уплотнений в шарнирах, обеспечивает высокую жёсткость соединения. В варианте, где законцовка при сложении крыла может выполнять функцию поплавка повышается безопасность перемещения и хранения на воде при сложенной конфигурации крыла. Возможен вариант, в котором группа аэронавигационных огней расположена на переходе от законцовки к консоли крыла и при его сложении оказывается выше корневого перехода крыла

Описание чертежей

Фиг. 1. Схема компоновки самолёта в соответствии с изобретением (изометрия).

Фиг. 2. Поперечное сечение самолёта перед крылом.

Фиг. 3. Схема компоновки самолёта с промежуточным положением складываемого крыла (изометрия).

Фиг. 4. Схема компоновки самолёта с полностью сложенным крылом (изометрия).

Фиг. 5. Схема компоновки самолёта с полностью сложенным крылом (вид спереди).

Фиг. 6. Схема компоновки самолёта с полностью сложенным крылом (вид сбоку).

Фиг. 7. Корневой шарнир крыла.

Фиг. 8. Механизм крыла в рабочем положении.

Фиг. 9. Механизм крыла в полностью сложенном состоянии.

Фиг. 10. Схема уступа в месте сложения крыла.

Детальное описание изобретения

На Фиг. 1 показан самолёт амфибийного типа, с встроенными боковыми поплавками (1), обеспечивающими связность между среднерасположенным крылом (2), фюзеляжем (3) и профилированным кольцом (4), с интегрированными рулями высоты (5) и направления (6). Сочленение поплавка с фюзеляжем имеет протяжённость от носовой (7) до задней (8) оконечности фюзеляжа. Фюзеляж (3) имеет кабину (9). Внутри профилированного кольца (4) вращается воздушный винт (10). Между встроенными поплавками и фюзеляжем имеются конструктивные переходы (11) и (12); между встроенными поплавками и боковыми поверхностями кольца находятся конструктивные переходы по типу форкилей (13); нижняя часть профилированного кольца (4) соединена по сечению с задними торцевыми оконечностями (14) поплавков (1); в месте сочленения корня крыла с поплавком имеется передний интегральный переход (15) к передней кромке и задний переход (16).

Крыло разделено на секции: корневую (19), присоединённую к встроенному поплавку (1) через выступ (20) и внешнюю, которая состоит из консоли (21) вместе с законцовкой (22), преимущественно с переходом (23). На консольной части располагается элерон (24), или любое другое устройство управления по крену, например, интерцептор. К нижней части фюзеляжа присоединены гидрокрылья (25).

На Фиг. 2 показано сечение самолёта в месте непосредственно перед переходом (15); на верхней поверхности поплавка имеется палуба (17). Между поплавками и фюзеляжем находятся переборки для разделения объёмов (18).

На Фиг. 3 показано промежуточное положение при складывании крыла, консоли (21) занимают практически горизонтальное положение.

На Фиг. 4 показано конечное положение при складывании крыла, обозначена палубная часть (26) над передним конструктивным переходом (15). Законцовка (22) попадает в вырезы (27). Показано предпочтительное положение аэронавигационного огня (28) над палубой.

На Фиг. 5 показана шатровая конфигурация при полном сложении крыла с зонами видимости (29) для обратного обзора боковых зеркал автотранспорта.

На Фиг. 6 показана стоянка самолёта в максимально компактной конфигурации со сложенным крылом - на подводных крыльях (25) и задней пяте (30) имеющих в нижних частях подошвы (31). Также на задней оконечности корпуса имеется крылышко (32) и водный руль направления (33). Возможна установка выносных антенн (34) сверху при тех же допустимых высотных габаритах, например, при перевозке в контейнере (35). Показаны спасательные люки (36) во встроенных поплавках (1).

На Фиг. 7 показан узел поворота корневой секции (19) крыла. Лонжеронная коробка крыла, продолжением которой является выступ (20) имеет переднюю (37) и заднюю (38) стенки; имеются соответствующие передняя (39) и задняя (40) усиленные стенки поплавка (1). Передний узел корневого шарнира включает в себя трубчатую часть (41), которая защемлена в передней стенке (37) лонжеронной коробки и может качаться в отверстии передней усиленной стенки поплавка (39); при этом имеется сальник (42) для уплотнения соединения. Трубчатая часть (41) проходит через стенку и на конце имеет фланец (43), на котором имеется ушко с шарниром (44) для управления перестановкой фланца. На фланце также имеется усиленная щека (45) с отверстием (46) для силовой фиксации крыла. Переносная тяга (47) складывания консоли крыла проходит в канале (48) и опирается на линейный подшипник (49). Имеется кронштейн, состоящий из основной щеки (50), проставки (51) и внутренней щеки (52). Переносная тяга (47) связана с внутренней щекой (52) через поводок (53) с шарнирами. Внутренняя щека (52) и поводок (53) заведены в полость (54), расположенную за передней стенкой (37) лонжеронной коробки. Полость (54) может частично перерезать трубчатую часть (41). Задний узел (55) шарнира корневой секции (19) крыла в виде цилиндрической кинематической пары, связывает заднюю стенку (38) лонжеронной коробки и заднюю стенку (40) встроенного поплавка (1), соосен переднему узлу и может быть выполнен как продолжение (56) трубчатой части (41). Объём выступа заполнен материалом высокой плавучести типа пены (57).

На Фиг. 8 показан механизм сложения крыла в развёрнутом положении. поворот корневой секции (19) производится за счёт работы актуатора (58) через тягу (59), конец которой соединён с шарниром (44). Тяга (59) проходит через окно в стенке (18), разделяющей объём фюзеляжа (3) и встроенного поплавка (1). Щека (45) фланца (43) фиксируется в силовом кронштейне (60) через отверстие (46) подвижным пальцевым соединением. Механизм складывания консоли (21) крыла включает в себя переносную тягу (47) с уплотнением (61), поводок (53), кронштейн (62), промежуточную тягу (63), складывающийся фиксатор на основе натягивающего рычага (64) с качалкой (65) на оси (67) и выталкиваемого рычага (68), выносную тягу (69) и промежуточную качалку (70) с её осью (71). Поворот консоли крыла происходит вокруг шарнира (72).

На Фиг. 9 показан механизм сложения крыла в сложенном положении. Показано отверстие (73) в силовом кронштейне (60), соответствующее отверстию (46) в щеке (45) фланца (43). Ближайшие к фюзеляжу части (54) корневой секции (19) крыла оказываются в нижнем положении

На Фиг. 10 показаны вихреобразующий уступ (75), образованный за счёт удлинения носка нервюры консоли, и обтекатель (76) шарнира (72) консоли (21) крыла.

Осуществление изобретения

Изобретение касается самолёта амфибийного типа, в котором встроенные боковые поплавки (1), обладающие развитым внутренним объёмом, обеспечивают связность между среднерасположенным крылом (2), фюзеляжем (3) и хвостовым оперением, предпочтительно в виде профилированного кольца (4), с интегрированными рулями высоты (5) и направления (6). Развитые объёмы встроенных поплавков кроме обеспечения дополнительной плавучести, позволяют размещать топливо, шасси и другие системы фюзеляжа, крепление поворотного крыла и т.д. Причём повышается безопасность эксплуатации за счёт выноса топливных баков и аккумуляторов из фюзеляжа; возможно повышение плавучести за счёт секционирования поплавков, повышается живучесть за счёт дополнительной защиты фюзеляжа благодаря поплавкам, которые обрамляют его. Поплавки предпочтительно имеют максимальную длину от носовой (7) до хвостовой оконечности (8) фюзеляжа для повышения жесткости и увеличения степени конструкционной интеграции (для проводки управления, гидравлических магистралей, механизма уборки-выпуска шасси и т.п.), а также максимизации отношения объёма к площади поверхности самолёта, чему также способствует предпочтительная среднепланная компоновка (так как поперечное сечение корпуса самолёта приближается по форме к кругу). Также возможно размещение спасательных люков (36) на боковых поверхностях встроенных поплавков, что благодаря их близкому расположению к кабине позволяет обеспечить её безопасное покидание, когда самолёт оказывается в перевёрнутом положении на воде; при этом за счёт больших встроенных объёмов поплавков имеется возможность размещения спасательных средств. Увеличению высоты спасательных люков способствует предпочтительная среднепланная компоновка самолёта.

На верхней поверхности поплавков предпочтительно имеется палуба с относительно небольшой кривизной поверхности (17) для прохода людей, установки грузов и т.п. Между поплавками и фюзеляжем могут находиться переборки для разделения их объёмов (18). При этом возможно изготовление поплавков как совместно с фюзеляжем, так и отдельно.

Фюзеляж (3) имеет кабину (9) для размещения грузов или экипажа. Фюзеляж имеет достаточный внутренний объём для двигательной установки и других систем самолёта и вместе с встроенными поплавками (1) обеспечивает плавучесть самолёта. Внутри профилированного кольца (4) предпочтительно вращается воздушный винт (10) движителя. Профилированное кольцо в виде хвостового оперения с интегрированными рулями обладает высокой конструктивной жёсткостью при малом весе и за счёт развитой площади позволяет сократить длину самолёта, что важно для транспортировки и хранения.

Между встроенными поплавками имеются конструктивные переходы, которые могут представлять собой зализы (11) или уступы (12); между встроенными поплавками и боковыми поверхностями кольца находятся конструктивные переходы по типу форкилей (13); нижняя часть профилированного кольца (4) соединена по сечению с задними торцевыми оконечностями (14) поплавков (1); в месте сочленения крыла с поплавком имеется передний переход (15) к передней кромке и задний переход (16). Эти элементы являются переходами с высокой удельной жёсткостью и прочностью между основными конструктивными элементами самолёта, за счёт замкнутой формы, близкой к треугольной и значительной площади сочленения.

Крыло разделено на две секции: корневую (19), присоединённую к встроенному поплавку (1) через выступ (20), являющийся частью лонжеронной коробки, и внешнюю, которая состоит из консоли (21) вместе с законцовкой (22), причём законцовка сдвинута назад относительно передней стенки выступа назад, что преимущественно получается наплывной переход (23) с консоли на законцовку. Нижняя поверхность выступов предпочтительно являются элементом обшивки самолёта для достижения максимальной весовой отдачи и повышения жёсткости присоединения корневой секции крыла. Возможно перекрытие частью днища нижней обшивки выступа для дополнительной защиты от воды крепления корневой секции крыла. На консольной части располагается элерон (24), или любое другое устройство управления по крену, например, интерцептор. Переходы (15) и (16) обеспечивают жёсткое и прочное крепление шарнира крыла с относительно малым весом, за счёт своей замкнутой формы с несущей обшивкой и большой площади сочленения.

К нижней части фюзеляжа присоединены предпочтительно присоединены несущие гидродинамические устройства в виде гидрокрыльев (25). Предпочтительное применение гидрокрыльев высокой стреловидности (>60 градусов) позволяет эффективно сбрасывать с передней кромки крыла налипающие объекты водоёмов типа водорослей. Предпочтительно имеется несущая гидродинамическая поверхность в виде задней пяты (30), которая вместе с задним гидрокрылом (32) защищает возможные водные рулевые поверхности (33), располагаемые в задней части фюзеляжа. На нижних поверхностях гидрокрыльев и задней пяты преимущественно имеются поверхности (подошвы) стойкие к истиранию (31) для установки самолета на твёрдую поверхность при убранном шасси, что позволяет уменьшить высоту для перевозки и хранения. Также такие поверхности делают несущие гидродинамические устройства приспособленными к аварийной посадке на твёрдую поверхность при убранном шасси. Гидрокрылья имеют предпочтительно малое удлинение, что позволяет получить уширенные корневые части для повышения жёсткости. За счёт уширенной части достигается та же площадь, что и крыльев большого удлинения, возможно добиться меньшего выноса гидрокрыла вниз при заданном угле наклона, который может определяться исходя из других требований, например, гидродинамических. Таким образом, достигается меньшая глубина погружения гидрокрыльев, что делает их менее уязвимыми к подводным препятствиям, упрощается выход из воды на шасси, не требуется складывание гидрокрыльев, минимизируется вертикальный габарит при хранении и перевозке. Эти решения выгодно отличаются от применённых в самолёте-амфибии Lisa Akoya с точки зрения повышения компактности для перевозки и хранения, безопасности эксплуатации, защиты от коррозии и попадания воды в корпус. Компактные гидрокрылья такого типа также менее склонны к зарыванию при посадке с креном, что способствует повышению безопасности полётов.

При сложении крыла внутренняя секция (19) начинает поворачивается к диаметральной плоскости фюзеляжа, а консольная секция (21) при этом поворачивается относительно неё вниз. Крыло может фиксироваться в этом промежуточном положении, что упрощает подвод самолёта к пирсу или берегу.

При полном сложении крыла образуется предпочтительно шатровая конфигурация, что совместно с компактностью профилированного кольца обеспечивает значительные по площади открытые зоны с зонами видимости (29) для обратного обзора боковых зеркал автотранспорта. Компактность движителя в поперечнике также позволяет уменьшить высоту самолёта, такое решение важно для среднеплана. Законцовка (22) в сложенной конфигурации не выходит за габарит ширины, для чего поплавках имеются специальные вырезы (27). Перед вырезом (27) во встроенном поплавке организуется интегральный объём, который практически находится по центру тяжести самолёта для данной аэродинамической схемы; над этим объёмом организовывается участок рабочей части палубы (26). Таким образом, достигается максимальный объём для размещения топливных баков или других систем, которые могут менять вес в полёте и влиять на центровку самолёта. Наличие рабочей палубы такой формы (над переходом) рядом с кабиной упрощает швартовку, посадку экипажа и загрузку, при этом также допускается боковой подвод к персу с сложенным крылом.

Аэронавигационные огни (28) предпочтительно встроены в переход между законцовкой и консолью (23) и оказываются при этом выше перехода (15), что защищает их от воды при стоянке или движении со сложенным крылом на ней. Законцовки (22), а также выступы (20) при складывании крыла предпочтительно опускаются в воду частями (74) и могут обеспечивать остойчивость при стоянке на воде, что повышает безопасность хранения и транспортировки на воде. Так как в сложенном состоянии крылья не создают подъёмной силы и имеют минимальную парусность, фактически возможно использование гидросамолёта или амфибии как аэролодки в сложенной конфигурации для транспортировки собственным ходом. В сложенной конфигурации также не меняется центровка (что позволяет избежать опрокидывания на хвост). Также, за счёт наклона к фюзеляжу при боковом ветре возникает сила прижимающая самолёт к земле, что важно для безопасности транспортировки и хранения.

В предлагаемом изобретении имеется выступ (20) на корневой секции (19) крыла, являющийся продолжением коробки лонжеронов, имеющего замкнутый контур. Имеется соответствующий вырез во встроенном поплавке такой, что выступ может проворачиваться в нём на шарнире с продольной осью, при этом зазоры минимальны и не требуются дополнительные створки или другие элементы для их закрытия и плотного прижима, хотя могут использоваться простые полосовые уплотнения вдоль граней выступа для того, чтобы избежать выброса воды через щели наверх. Выступ (20) имеет замкнутый контур стенок и за счёт этого обладает повышенной жёсткостью, что благоприятствует автоматизации складывания по сравнению с вариантами с поворотом крыла вдоль фюзеляжа, а также стабилизирует крыло на кручение. Внутренний объём лонжеронной коробки крыла и выступа (как ее продолжения) может заполняться (57) практически полностью материалом, обеспечивающим плавучесть, кроме небольшого объёма вдоль передней стенки лонжеронной коробки, необходимого для работы механизма подтягивания (поворота) консоли и объёма корневого шарнира.

В качестве переднего узла корневого шарнира крыла используется трубчато-фланцевое соединение, такое что участок трубы (41) жёстко связан с передней стенкой (37) коробчатого лонжерона и проходит в отверстии в усиленной передней стенке (39) внутреннего поплавка (1) в его внутренний объём. Внутри этого объёма на трубе (41) имеется фланец (43), который переставляется на определённые углы за счёт работы актуатора (58) внутри фюзеляжа. Движение от актуатора передаётся через тягу (59) на ушко (44) с шарниром. Актуатор может быть любого типа - чисто механического, электрического, гидравлического и т.д.; фланец при этом может стопориться любым способом - с помощью подвижных пальцев, распорного механизма и т.д. Конкретная реализация для повышенной жёсткости предполагает наличие силовой щеки (45) с отверстием (46), являющейся жёстко связанной с фланцем. В разложенном состоянии полукрыла щека фиксируется через отверстие (73) в силовом кронштейне (60) за счёт подвижного пальца. Так обеспечивается предпочтительное замыкание нагрузки по короткому пути от фланца на верхнюю полку лонжерона фюзеляжа. Важно то, что силовой механизм поворота корневой консоли полностью находится внутри фюзеляжа и не требует герметичного вывода тяг, а узел поворота имеет единственное кольцевое уплотнение (42) и удалён от поверхности воды в том числе за счёт среднепланной схемы. Кольцевое уплотнение (42) может быть любым, например, сальниковым, манжетой или на основе упругих колец. Так как механизм складывания корневой секции крыла находится внутри фюзеляжа и поплавка, то можно относительно легко организовать его контроль и управление из кабины.

Фиксация корневой секции может производится как изнутри фюзеляжа, как в описанном выше варианте, так и снаружи, например, между стенками (37) и (39) с помощью соединения ухо-палец (например, с подвижным в переходе (15) пальцем).

Ось корневого шарнира проходит между полками коробки лонжеронов, что позволяет уменьшить высоту складывания при заданном размахе по сравнению со стандартным положением поворотного узла на верхней половине крыла. Причём выигрыш в реальном применении может быть сопоставимым с поворотом относительно нижней поверхности крыла так как конструктивно проще реализовать наклон секций крыла на фюзеляж (шатровая конфигурация) - корневой нервюре крыла не нужно заходить в объём поплавка, что неизбежно при нижнем положении узла поворота, и при этом не требуются дополнительные створки для закрытия места поворота.

Задний узел (55) корневого шарнира связывает задние стенки лонжеронной коробки (38) и поплавка (40), и может быть выполнен любым в виде цилиндрической кинематической пары соосной с передним узлом, например, на основе пальцево-втулочного соединения, возможно с мерами по самоустанавливаемости (введение шаровой опоры для компенсации несоосности). Возможно использование в цилиндрической паре удлинения (56) трубчатой части от переднего узла, что позитивно скажется на жёсткости шарнира.

Такая схема корневого шарнира (с трубчато-фланцевым соединением) хорошо комбинируется с предложенной компоновкой, потому что встроенные поплавки имеют значительную строительную высоту, большую чем у корня крыла, что позволяет иметь приемлемые нагрузки в механизме, благодаря увеличенному диаметру трубчатой части и фланца (особенно с учётом увеличения высоты встроенных поплавков ближе к фюзеляжу, где происходит ход щеки (45)).

При повороте корневой секции вверх во время складывания крыла одновременно происходит поворот консоли, который вызывается действием механизма её складывания, который предпочтительно основан на переносной тяге, проходящей через уплотнение в корневой секции крыла, и шарнирно-рычажном механизме. При этом переносная тяга механизма (47) перемещается в канале (48) вдоль лонжеронной коробки корневой секции крыла опираясь на линейный подшипник (49). Переносная тяга проведена через уплотнение (61) во внутренний объём трубчатой части (41) корневого шарнира. Уплотнение может быть сальникового типа, или состоять из упругих колец и может быть установлено ближе к краю корневой секции для максимального удаления от поверхности воды. Уплотнение может включать в себя второй линейный подшипник для переносной тяги. Движение переносной тяги при повороте корневой секции вызывается связью её конца с кронштейном (60), жестко завязанным на переднюю стенку встроенного поплавка (1). Этот кронштейн включает в себя основную щеку (50), проставку (51) и внутренней щеку (52), причём основная щека непосредственно закреплена на передней стенке встроенного поплавка. Переносная тяга соединена с помощью поводка (53) на шарнирных соединениях с внутренней щекой, причём ось качания поводка параллельна и смещена относительно оси корневого шарнира. Внутренняя щека и поводок заведены в полость (54), которая позволяет увеличить смещение оси качания поводка и тем самым увеличить ход переносной тяги.

Эта часть механизма (кронштейн, поводок и внутренний конец переносной тяги) непосредственно вблизи поверхности воды находится внутри корпуса самолёта и максимально защищена от коррозии. Движение тяги при повороте корневой секции вверх может осуществляться как в сторону корня крыла, так и наружу в зависимости от относительного положения оси цапфы. Предпочтительное движение тяги - в сторону конца корневой секции (наружу).

Второй конец переносной тяги связан через промежуточную тягу (63) с качалкой (65), которая жёстко связана с натягивающим рычагом (64), имеющими общую ось (67) поворота, закреплённую вблизи верхней части лонжеронной коробки корневой секции крыла. Натягивающий рычаг соединён через шарниры и выталкивающий рычаг (68) с промежуточной качалкой (70), ось (71) которой закреплена вблизи нижней части лонжеронной коробки. Конец промежуточной качалки связан через выносную тягу (69) и шарниры с верхней полкой лонжерона консольной секции. При повороте качалки с натягивающим рычагом под действием переносной тяги происходит поворот промежуточной качалки и, соответственно - поворот консоли крыла. Роль промежуточной качалки состоит в том, что она имеет меньший угол поворота (около 140 градусов), чем консоль (практически 180 градусов), и поэтому ей проще управлять с помощью рычажного механизма; также обеспечивается достаточное плечо между выносной тягой (69) и шарниром (72) консоли крыла. В полностью сложенном состоянии выталкивающий рычаг и натягивающий рычаг могут становится практически в одну линию, что позитивно сказывается на жёсткости сложенной конфигурации.

Раскладывание крыла происходит в обратном порядке. При этом в конечном положении натягивающий рычаг, выталкивающий рычаг и выносная тяга становятся практически параллельными, и передают нагрузку от верхней полки лонжерона консоли крыла на верхнюю полку корневой секции. При этом промежуточная качалка и качалка натягивающего рычага удерживают эту систему от потери устойчивости. Таким образом, консоль надёжно удерживается в разложенном положении без применения подвижных соединений типа ухо-палец, шарниры просто уплотняются (например, с помощью сальников) для защиты от коррозии. Переносная тяга отвечает только за складывание и страховку фиксации консоли крыла, и на неё не передаётся основная силовая нагрузка.

Исполнение механизма складывания и фиксации консоли крыла может быть любым - гидравлическим, электрическим, механическим, или их комбинацией. Важно, что канал управления и фиксации этого механизма проходит через уплотнение внутри корневой секции крыла внутрь корневого шарнира, поэтому не требуется перерезать силовой выступ крыла и обеспечивается надёжное уплотнение. Вариант механизма, состоящего из жёстких тяг, рычагов и качалок, предложенный выше, надёжен и способен выдерживать значительные нагрузки.

Законцовка (22) может иметь максимальную длину, ограничиваемую требуемым зазором между ее краем в сложенном состоянии, и поверхностью на которой стоит самолёт. Причём самолёт может стоять как на шасси, так и подошвах. В случае, когда наклонная законцовка встает практически вертикально по отношению к крылу достигается наибольшая ширина колеи шасси (в случае использования его для основания в полностью сложенном состоянии). Законцовка (22) также может иметь поплавок, подвешенный консольно, или встроенный, который при складывании будет поджиматься под днище, не выходя за габарит ширины сложенной конфигурации

Возможно образование вихревого генератора (75) при увеличенной нервюре складной консоли крыла, что является более технологическим решением (так как образуется естественный уступ). В целом, разделение крыла на секции способствует упрощению их изготовления, особенно из композитных материалов (более компактные матрицы, возможность более длительной работы с материалом до полимеризации). Также это решение обеспечивает большую безопасность эксплуатации, так как вихревой генератор позволяет повысить безопасность полётов за счёт безотрывного обтекания крыла на больших углах атаки.

Компоновка самолёта может сочетаться с шасси: с трёхточечным с передней стойкой, трёхточечным с задней стойкой, четырёхстоечным, с велосипедным шасси и любыми другими существующими вариантами; возможен также вариант гидросамолёта без шасси. Конструкция может состоять из металлических, композитных, деревянных и любых других применимых к авиационной технике материалов с защитой от коррозии в водной среде.

С учетом изложенного, можно сделать вывод о том, что существенные признаки заявленного изобретения не известны из уровня техники и обеспечивают полное соответствие заявленного изобретения условиям патентоспособности «новизна» и «изобретательский уровень».

Заявленное изобретение может быть использовано в промышленности для реализации лёгкого двух-четырёхместного самолёта-амфибии повышенной компактности для целей перевозки и хранения; повышения степени использования внутренних объёмов; на повышение жёсткости конструкции и снижение веса; повышение уровня безопасности эксплуатации, транспортировки, хранения и швартовки; упрощения посадки-высадки экипажа или разгрузки-загрузки; повышения плавучести, достижения лучшей защиты от попадания воды в корпус, улучшения защиты от коррозии.

Компактизация самолёта на основе данной компоновки направлена в том числе на возможность перевозки морским контейнером (35) или наземным транспортом в прицепе за автомобилем. При этом за счёт компактности движителя в профилированном кольце в высотном направлении возможна установка антенн (34) на профилированном кольце, которым не требуется складывание.

Таким образом, заявленное изобретение удовлетворяет условию патентоспособности «промышленная применимость».

Отсюда следует, что, по мнению заявителя, заявленное изобретение полностью соответствует условиям патентоспособности согласно ст. 1350 ГК РФ.