Малозаметный самолет короткого взлета и посадки

Изобретение относится к области авиационной техники. Малозаметный самолет короткого взлета и посадки (МСКВП) содержит стреловидное крыло, составную силовую установку (СУ) с подъемными реактивными двигателями в обтекателях по бортам фюзеляжа и маршевыми реактивными двигателями на подкрыльных пилонах, хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси. МСКВП снабжен в комбинированной СУ парой турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД), обеспечивающих как отбор сжатого воздуха от их компрессоров и его направления по воздухоотводящим каналам к подконсольным соплам (ПКС) переднего горизонтального оперения (ПГО), которое размещено с положительным углом поперечного V и близко к низкорасположенному дельтовидному крылу (НДК) и перед надкрыльными воздухозаборниками (НВЗ). МСКВП выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения КВП с соответствующего самолета с ПКС ПГО и ТРДД с УВТ в транс- или сверхзвуковой самолет. Изобретение направлено на увеличение скорости и дальности полета, целевой нагрузки и весовой отдачи. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции малозаметных самолетов короткого взлета и посадки, имеющих два турбореактивных двухконтурных двигателя с управляемым вектором тяги плоских их сопел и отбором сжатого воздуха от их компрессоров и его направления на подконсольные сопла, используемые для изменения балансировки по тангажу и только при коротком взлете и посадке (КВП), смонтированные на концах переднего горизонтального оперения, близко размещенного к низко расположенному дельтовидному крылу и перед боковыми надкрыльными воздухозаборниками единой мотогондолы.

Известен самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) модели Harrier GR.7 компании Hawker Siddeley (Великобритания), содержащий стреловидное высокорасположенное крыло, подъемно-маршевый турбовентиляторный двигатель с четырьмя поворотными его соплами, размещенными вблизи центра масс попарно слева и справа от фюзеляжа, имеет хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Признаки, совпадающие - в силовой установке имеется подъемно-маршевый турбовентиляторный двигатель (ТВРД) Rolls-Royce Pegasus Mk. 103 тягой 9870 кгс с двумя парами поворотных сопел, расположенных в обтекателях с каждого борта фюзеляжа: два перед передней и два за задней кромкой стреловидного крыла, которые создают тягу соответственно холодным сжатым воздухом от первого контура двигателя, вторые - горячим выхлопом двигателя. ТВРД имеет боковые воздухозаборники, а его поворотные боковые реактивные сопла снабжены дефлекторами, которые при вертикальном взлетном весе 9140 кг могут, отклоняясь на 15° вперед или назад по полету, придавать реактивному потоку газов нужное продольное направление.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что подъемно-маршевый двигатель Pegasus Mk. 103 имеет наружный диаметр 1,219 м при его длине 3,48 м и со степенью двухконтурности 1,2, а боковое расположение сопел по бортам фюзеляжа предопределяет наличие с каждой стороны фюзеляжа развитых обтекателей, увеличивающих ширину средней части фюзеляжа, что усложняет конструкцию, увеличивает аэродинамическое сопротивление и ограничивают скорость полета у земли до 1100 км/ч. Вторая - это то, что возможное осложнение, возникающее на режимах ВВП и зависания в связи с необходимостью разработки защиты от любых сбоев системы управления при отказе синхронного отклонения дефлекторов сопел, приводящего к усложнению автоматической системы управления и необходимости принятия соответствующих мер, чтобы сохранить контроль и стабильность управления. Третья - это то, что для выполнения ВВП, переходных и крейсерских режимов полетов имеется двойная раздельная система создания вертикальной и горизонтальной тяги при соответствующем повороте сопел двигателя при выполнения ВВП и горизонтального полета, что неизбежно ведет к утяжелению конструкции планера, увеличению объема регламентных работ, но и уменьшению весовой отдачи, а также к повышению удельного расхода топлива. В конечном итоге после вертикального взлета все это ограничивает возможность повышения радиуса действия более 520 км и показателей топливной эффективности менее 2758,4 г/т⋅км при целевой нагрузке 1000 кг.

Известен сверхзвуковой самолет проекта QSST консорциума «SAI» г. Невада (США), имеющий конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов, фюзеляж с плавным сопряжением дельтовидного в плане крыла, переднее горизонтальное оперение, вертикальное оперение, выполненное совместно с инвертированным V-образным прямым в плане стабилизатором, содержит два ТВРД в гондолах, передние и задние части которых смонтированы соответственно под крылом типа "чайка" и по внешним их бортам с законцовками стабилизатора и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой вспомогательной и главными опорами.

Признаки, совпадающие - наличие того, что дельтовидное в плане крыло со стреловидностью по передней кромке +60°, имеющее при его размахе Lкр=19,2 м удлинение λ=2,0 и тонкий профиль с относительной толщиной 3,2%, выполнено по типу "чайка, оснащено впереди крыла трапециевидное ПГО, увеличивающим несущую способность комбинации «ПГО-крыло», и в задней части крыла гондолами ТВРД, передние и задние части которых смонтированы соответственно под округленными изломами крыла типа "чайка" и под законцовками инвертированного V-образного стабилизатора. Конструкция планера самолета выполнена из титановых сплавов, имеет развитое вертикальное оперение, смонтированное на конце фюзеляжа длиной 40,35 м, консоли стабилизатора которого расположены вниз под большим отрицательным углом поперечного V=-25°. Два ТВРД силовой установки смонтированы в подкрыльных гондолах и обеспечивают на высоте 15,5 км крейсерскую скорость полета до 1909 и максимальную - 2147 км/ч, но и дальность его полета около 4 тыс. миль.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что дельтовидное в плане крыло без дополнительного управления подъемной силой не обеспечивают способности уменьшения скорости взлета и посадки. Вторая - это то, что два ТВРД смонтированы в подкрыльных гондолах, имеющих площадь миделя почти сопоставимую с площадью миделя центральной части фюзеляжа, это также не способствуют уменьшению аэродинамического сопротивления, снижению удельного расхода топлива, а при отказе одного из них увеличивается также и асимметричность горизонтальной тяги. Третья - это то, что концевые части крыла для увеличения его подъемной силы имеют значительную кривизну и крутку, что создает приемлемое протекание концевого срыва, но треугольная форма крыла в плане ухудшает естественное ламинарное сверхзвуковое обтекание его профиля и, особенно, на внешних поверхностях, так как треугольное крыло больше всего расположено к концевому срыву. Четвертая - это то, что вертикальное оперение не обеспечивает продольно-поперечной стабильности, и для улучшения этого фюзеляж самолета имеет увеличенную длину, превышающую размах крыла в 2,1 раза, что значительно увеличивает массу его планера. Пятая - это то, что стойки главного колесного шасси смонтированы под изломами высокорасположенного крыла типа "чайка" и, следовательно, весьма осложняет в сложенном их состоянии размещение в нишах корневой части крыла и фюзеляжа, но и увеличивает их высоту, что также ведет к увеличению массы его планера.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является СВВП компании Hawker Siddeley (Великобритания) проекта HS.141, содержащий стреловидное крыло, составную силовую установку (СУ) с подъемными реактивными двигателями в обтекателях по бортам фюзеляжа и маршевыми реактивными двигателями на подкрыльных пилонах, имеет хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Признаки, совпадающие - в данном реактивном СВВП по восемь двигателей расположены в нижних обтекателях с каждого борта фюзеляжа: четыре перед передней и четыре за задней кромкой стреловидного крыла. В составной силовой установке имеется две группы двигателей: два маршевых турбовентиляторных двигателя Rolls-Royce RB.220 тягой по 12250 кгс и 16 подъемных турбовентиляторных двигателей Rolls-Royce RB.202 тягой по 4670 кгс. Подъемные двигатели, начинают работу, впускные и выпускные створки открываются, освобождая верхние и нижние стороны обтекателей. Подъемные двигатели имеют воздухозаборники и снабжены соплами с дефлекторами, которые при выполнении ВВП могут отклоняться на 15° вперед или назад по полету, придавая реактивному потоку газов нужное продольное направление.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что каждый подъемный двигатель RB.202 имеет наружный диаметр 1,5 м при его длине 1,15 м и со степенью двухконтурности 9,5:1, а их групповое расположение по бортам фюзеляжа предопределяет наличие с каждой стороны фюзеляжа развитых обтекателей, увеличивающих ширину нижней части фюзеляжа почти вдвое, что усложняет конструкцию, увеличивает аэродинамическое сопротивление и ограничивают скорость полета до 695 км/ч. Вторая - это то, что возможное осложнение возникает в связи с необходимостью разработки защиты от возможных сбоев системы управления при отказе любого из подъемных двигателей во время выполнения ВВП и зависания, приводящих к асимметричности тяги, что потребуют немедленной остановки его противолежащего двигателя по другую сторону СВВП, приводящего в ситуации такого рода к усложнению автоматической системы управления и снижению стабильности поперечной управляемости. Третья - это то, что для выполнения ВВП, переходных и крейсерских режимов полетов имеется двойная раздельная система создания вертикальной и горизонтальной тяги соответственно подъемными и маршевыми двигателями при выполнении ВВП и горизонтального полета, что неизбежно ведет к утяжелению конструкции планера, увеличению объема регламентных работ, но и уменьшению весовой отдачи, так как при горизонтальном его полете сами подъемные двигатели, увеличивая паразитную массу, бесполезны, а при выполнении ВВП и зависания также и маршевые двигатели не используются. Все это в конечном итоге приводит к увеличению удельного расхода топлива, ограничивающего дальность полета до 724 км и показателей топливной эффективности до 2054,8 г/т⋅км при целевой нагрузке 10200 кг.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном СВВП проекта HS.141 фирмы Hawker Siddeley увеличение целевой нагрузки и весовой отдачи, уменьшение инфракрасной и визуальной заметности, увеличение скорости и дальности полета, повышение транспортной и топливной эффективности при самолетных режимах полета как на транс- или сверхзвуковых скоростях полета.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного СВВП HS.141 фирмы Hawker Siddeley, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он снабжен в комбинированной СУ парой турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД), обеспечивающих как отбор сжатого воздуха от их компрессоров и его направления по воздухоотводящим каналам к подконсольным соплам (ПКС) переднего горизонтального оперения (ПГО), предназначенным для создания реактивной силы регулируемой величины и направления для осуществления подъема и управления по тангажу и только при коротком взлете и посадке (КВП), так и управление вектором тяги (УВТ) для создания совместно с ПКС ПГО подъемно-маршевой тяги и изменения продольной балансировки при выполнении КВП, но и маршевую реактивную тягу при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета после отключения отбора сжатого воздуха от ТРДД на ПКС трапециевидного ПГО, размещенного с положительным углом поперечного V и близко к низко расположенному дельтовидному крылу (НДК) и перед надкрыльными воздухозаборниками (НВЗ), смонтированными по бокам фюзеляжа, выполненного по правилу площадей с плавным его сопряжением с НДК в интегральной аэродинамической компоновке утка с единым несущим корпусом и ПГО, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения КВП с соответствующего самолета с ПКС ПГО и ТРДД с УВТ в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно при максимальном или нормальном взлетном весе, но и обратно, при этом на режимах КВП для осуществления подъема и изменения балансировки по тангажу ПГО выполнено с возможностью синфазного синхронного отклонения его закрылок совместно с отклонением внутренних и внешних закрылок НДК, снабжено внутренними воздухоотводящими от компрессоров ТРДД каналами ПКС, синхронно взаимодействующими на режимах создания сбалансированной реактивной силы от ПКС ПГО и подъемно-маршевой тяги от ТРДД с УВТ в струйных системах, размещенных спереди и сзади от центра масс соответственно холодного и горячего выхлопа реактивной струи, причем при виде сверху консоли ПГО, расположенные за кабиной пилота в наиболее широкой части наплывов НДК так, что задняя его кромка размещена параллельно передней кромке соответствующего бокового НВЗ, имеющего S-образную при виде сверху конструкцию левого и правого воздуховодов мотогондолы, при этом внешние секции НДК, выполненные с аэродинамическим выступом по передней кромке, снабжены цельно-поворотными в вертикальной продольной плоскости трапециевидными концевыми частями, смонтированными с положительным углом поперечного V, используемыми при дифференциальном и синфазном их отклонении вверх/вниз в качестве элевонов НДК и экранирующими с боков сопла ТРДД, причем по внешним бортам фюзеляжа и на концах внутренних секций НДК и над его закрылками смонтированы высокорасположенный стабилизатор (ВС) и вертикальные кили (ВК), образующие надкрыльное двухкилевое оперение (НДО), при этом скошенные боковые стороны фюзеляжа в соответствующих его носовой, центральной и кормовой частях, включая и мотогондолу с ее боковыми НВЗ, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют трапециевидное поперечное сечение, но и нижнюю развитую часть фюзеляжа граненной конфигурации при виде спереди с острой нижней линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая носовые фюзеляжные наплывы, ПГО, наплывы НДК и переднюю кромку клиновидного профиля НДК, имеющего внутренние трапециевидные секции с размахом равновеликим размаху ПГО, причем боковые наклонные стороны кормовой части единой мотогондолы смонтированы между разнесенных хвостовых балок, снабженных подфюзеляжными трапециевидными килями, отклоненными наружу, имеющими на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, при этом планер с внутренними отсеками вооружения в нижней и боковых достаточного объема частях фюзеляжа выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием.

Кроме того, упомянутое НДО, имеющее как при виде сверху прямой или обратной стреловидности его горизонтальный прямой ВС, консоли которого параллельно размещены соответственно задней кромке внешних или внутренних секций НДК, выполнен с наклоненными во внутрь к оси симметрии ВК, имеющими цельно-поворотные стреловидные или трапециевидные концевые части, так и при виде спереди консоли ВС и ВК, которые параллельно размещены верхней поверхности НДК и наклонным боковым сторонам фюзеляжа, мотогондолы соответственно, но и ВС, образующий схему биплан с задней частью внутренней секции НДК, увеличивает площадь сечения последней, что инициирует инвертированную ударную волну, движущуюся навстречу головной, уменьшенной носовым V-образным в плане фюзеляжным наплывом, а значит, в результате их интерференции интенсивность результирующей ударной волны уменьшается, но и распределение мощности последней по большей площади, включая ПГО, приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии и отводу звукового удара, возникающего в момент преодоления звукового барьера, и вверх, и по бокам, но и, приглушая звуковое возмущение и являясь гасителем звукового удара, удерживает дольше на высоте его полета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли.

Кроме того, на режимах КВП каждый ТРДД, выполненный с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе сжатого воздуха на ПКС упомянутого ПГО, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги между плоских сопел ТРДД с УВТ, размещенных между килей упомянутого НДО, экранирующего ТРДД с плоскими соплами, смонтированными сверху над гребенчатой поверхностью с термопоглощающим слоем хвостовой части фюзеляжа, имеющей между концами хвостовых балок пилообразную в плане заднюю ее кромку, при этом внутренние и внешние секции НДК, имеющие пилообразную в плане заднюю кромку соответственно с обратной и прямой стреловидностью, размещенную параллельно соответственно задней и передней кромке соответствующей консоли ПГО, причем каждый боковой НВЗ, выполненный с автоматически регулируемым центральным клином, имеет при виде сбоку прямой или обратной стреловидности переднюю кромку входного устройства НВЗ, которая параллельно размещена задней или передней кромке подфюзеляжного киля соответственно и снабжен для отделения пограничного слоя от фюзеляжа V-образными при виде спереди пластинчатыми отсекателями, верхние и нижние из которых размещены при этом соответственно параллельно боковой стороне фюзеляжа и верхней поверхности НДК, улучшая экранирование лопаток компрессора ТРДД и отведение пограничного слоя, повышает коэффициент восстановления полного давления, но и уменьшает заметность и его аэродинамическое сопротивление, при этом НДК с предкрылком по всему размаху имеет внешние его секции, выполненные складывающимися с каждой стороны во внутрь к оси симметрии и вдоль единой линии, параллельно размещенной к последней, причем каждый упомянутый ТРДД с переходником 25, обеспечивающим как управление площадью критического и выходного многоугольных сечений его сопла в суживающейся или расширяющейся частях, так и плавное удобообтекаемое изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное плоское сопло, снабженное и нижней граненной стенкой 26, имеющей при виде сзади V-образную конфигурацию, и верхней створкой 27, состоящей из синхронно отклоняемых между вертикальных боковых стенок 24 вниз двух ее частей прямоугольной 28 и пятиугольной 29 формы в плане соответственно на углы 22,5° и 22,5°, но и вокруг первой 30 и второй 31 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 27 соприкасается с нижней граненной стенкой 26, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней створки 27, так и на ее V-образных гранях люк с двумя прямоугольными в плане передними 32 и двумя трапециевидными в плане задними 33 разновеликими по площади створками, имеющими на противоположных сторонах пятиугольного в плане люка узлы поворота, создающие автоматическое синхронное отклонение отвесно вниз с одновременным поворотом вниз верхней створки 27 так, что две передние меньшие 32 из них отклоняются по полету, а две задние большие 33 - против полета, образующие с незамкнутыми передней и задней боковыми поверхностями пятиугольный люк-сопло (ПЛС), которое, имея площадь и ширину равновеликие переходнику 25 сопла пятигранной формы, создает соответствующее отклонение вектора реактивной тяги с горизонтального на вертикальное, но и обратно, при этом на гранях нижней стенки 26 каждого сопла в диагонально расположенной паре, включающей переднюю прямоугольную 32 и заднюю трапециевидную в плане 33 створки, последняя из которых имеет на нижней ее стороне треугольную 34 при виде сзади концевую часть, выполненную с отгибом, угол которого равновелик углу между граней нижней стенки 26 и создающей при ее первоочередном отклонении вниз перед открыванием диагонально размещенных других плоских прямоугольной 32 и трапециевидной в плане 33 створок непрерывную заднюю поверхность нижнего ПЛС, причем синхронное отклонение прямоугольной 28 и пятиугольной 29 частей верхней створки 27 вниз на 22,5°+7,5° или 22,5°+22,5° с одновременным открыванием попарно передних 32 или задних 33 створок ПЛС, отклоняемых вниз поперечных створок по полету 32 или против 33, образуя их наклон к горизонтали под углом 45°, обеспечивают возможность выполнения короткого взлета или посадки с коротким пробегом соответственно посредством создания наклонно-горизонтальной реактивной тяги или реверса горизонтальной тяги, при этом в ПЛС поперечные прямоугольные в плане нижние створки 32 выполнены с возможностью их синхронного отклонения вверх на угол 22,5° наравне с пятиугольной 29 частью верхней створки 27, что создает на самолетных режимах полета возможность при синфазном и дифференциальном их отклонении вверх/вниз в левом и правом ПЛС изменение балансировки по тангажу и крену соответственно, причем снизу хвостовой части фюзеляжа под гребенчатой поверхностью вдоль оси симметрии размещен обтекатель, имеющий на его конце отсек с выдвижной штангой магнитометра и в нижней его нише с открываемыми створками опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции при барражирующем его полете, при этом после режима короткого взлета при переходе на самолетные режимы полета с работающими ТРДД, создающими реактивную тягу, два ПКС ПГО, которые как отключены/подключены от/к компрессорам ТРДД, так и когда не отклонены/отклонены вниз закрылки ПГО со створками 29, 32 плоских сопел УВТ обеспечивают два способа реализации горизонтального крейсерского/барражирующего полета соответственно с транс- или сверхзвуковой скоростью/малой дозвуковой скоростью полета.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить малозаметный СВВП, который снабжен в комбинированной СУ парой турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД), обеспечивающих как отбор сжатого воздуха от их компрессоров и его направления по воздухоотводящим каналам к подконсольным соплам (ПКС) переднего горизонтального оперения (ПГО), предназначенным для создания реактивной силы регулируемой величины и направления для осуществления подъема и управления по тангажу и только КВП, так и управление вектором тяги (УВТ) для создания совместно с ПКС ПГО подъемно-маршевой тяги и изменения продольной балансировки при выполнении КВП, но и маршевую реактивную тягу при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета после отключения отбора сжатого воздуха от ТРДД на ПКС трапециевидного ПГО, размещенного с положительным углом поперечного V и близко к низко расположенному дельтовидному крылу (НДК) и перед надкрыльными воздухозаборниками (НВЗ), смонтированными по бокам фюзеляжа, выполненного по правилу площадей с плавным его сопряжением с НДК в интегральной аэродинамической компоновке утка с единым несущим корпусом и ПГО, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения КВП с соответствующего самолета с ПКС ПГО и ТРДД с УВТ в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно при максимальном или нормальном взлетном весе, но и обратно, при этом на режимах КВП для осуществления подъема и изменения балансировки по тангажу ПГО выполнено с возможностью синфазного синхронного отклонения его закрылок совместно с отклонением внутренних и внешних закрылок НДК, снабжено внутренними воздухоотводящими от компрессоров ТРДД каналами ПКС, синхронно взаимодействующими на режимах создания сбалансированной реактивной силы от ПКС ПГО и подъемно-маршевой тяги от ТРДД с УВТ в струйных системах, размещенных спереди и сзади от центра масс соответственно холодного и горячего выхлопа реактивной струи, причем при виде сверху консоли ПГО, расположенные за кабиной пилота в наиболее широкой части наплывов НДК так, что задняя его кромка размещена параллельно передней кромке соответствующего бокового НВЗ, имеющего S-образную при виде сверху конструкцию левого и правого воздуховодов мотогондолы, при этом внешние секции НДК, выполненные с аэродинамическим выступом по передней кромке, снабжены цельно-поворотными в вертикальной продольной плоскости трапециевидными концевыми частями, смонтированными с положительным углом поперечного V, используемыми при дифференциальном и синфазном их отклонении вверх/вниз в качестве элевонов НДК и экранирующими с боков сопла ТРД Д, причем по внешним бортам фюзеляжа и на концах внутренних секций НДК и над его закрылками смонтированы высокорасположенный стабилизатор (ВС) и вертикальные кили (ВК), образующие надкрыльное двухкилевое оперение (НДО), при этом скошенные боковые стороны фюзеляжа в соответствующих его носовой, центральной и кормовой частях, включая и мотогондолу с ее боковыми НВЗ, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют трапециевидное поперечное сечение, но и нижнюю развитую часть фюзеляжа граненной конфигурации при виде спереди с острой нижней линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая носовые фюзеляжные наплывы, ПГО, наплывы НДК и переднюю кромку клиновидного профиля НДК, имеющего внутренние трапециевидные секции с размахом равновеликим размаху ПГО, причем боковые наклонные стороны кормовой части единой мотогондолы смонтированы между разнесенных хвостовых балок, снабженных подфюзеляжными трапециевидными килями, отклоненными наружу, имеющими на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, при этом планер с внутренними отсеками вооружения в нижней и боковых достаточного объема частях фюзеляжа выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием. Все это позволит в малозаметном СКВП на взлетно-посадочных режимах повысить продольную управляемость, а размещение ТРДД с УВТ между хвостовых балок и инвертируемого V-образного НДО позволит упростить систему воздуховодов для ПКС и экранировать ТРДД, снабженные плоскими соплами, смонтированными сверху над гребенчатой поверхностью с термо-поглощающим слоем хвостовой части фюзеляжа, уменьшающей ИК-излучение ТРДД и имеющей пилообразную в плане заднюю ее кромку. Развитые наплывы НДК и носовая часть фюзеляжа с ПГО ограждают от радаров турбины ТРДД наравне со скосом передней кромки боковых НВЗ, но и увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ клиновидного НДК, что позволит достичь улучшенного большого ламинарного течения. Боковые НВЗ, воздуховоды которых выполнены с S-образностью при виде сверху, ограждают турбины ТРДД от облучения радаром РЛС. Это позволит повысить безопасность полетов и использовать ТРДД меньших габаритов на 72-85% в их поперечнике, что уменьшит мидель мотогондолы и ее аэродинамическое сопротивление, а ПКС ПГО позволят повысить наклонно-маршевую тяговооруженность до 33% в сравнении с отклоненными одними передними створками в плоских соплах ТРДД. Размещение двух ПКС ПГО позволит уменьшить вес планера, улучшить весовую отдачу и повысить дальность полета СКВП аэродромного или корабельного базирования, выполненного по малозаметной технологии. Последнее увеличивает вероятность поражения подводной цели, повышает эффективность противолодочной обороны, особенно, с отклоненными закрылками ПГО совместно с передними створками плоских сопел в каждом ПЛС при барражирующем его полете со скоростью 260 км/ч.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения малозаметного СКВП с ПКС на концах ПГО и двумя бесфорсажными ТРДД с УВТ плоских сопел, размещенных сверху хвостовой части фюзеляжа над его термопоглощающей гребенчатой поверхностью, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в) с расположением в ТРДД плоского сопла с передней и задней парами поперечных створок 32 и 33в двух проекциях на виде г):

а) в полетной конфигурации СКВП с отклоненными вниз закрылками ПГО с работающими его ПКС, но и в плоских соплах УВТ - верхними створками 27 под углом 30° и передней пары поперечных нижних створок 32 отвесно вниз под углом 45°;

б) в полетной конфигурации самолета с не работающими ПКС ПГО и НДК, в задней части последнего имеется надкрыльный инвертированный V-образный стабилизатор с прямой стреловидностью его горизонтальных и вертикально-наклонных во внутрь секций, экранирующих плоские сопла ТРДД, создающих реактивную тягу;

в) в полетной конфигурации самолета с реактивной тягой, создаваемой ТРДД с плоскими соплами и с не работающими ПКС ПГО, а на виде сзади с условным размещением правой внешней секции НДК после ее складывания во внутрь.

Малозаметный СКВП, представленный на фиг. 1, выполнен по интегральной компоновке с плавным сопряжением фюзеляжа 1 и НДК 2 в интегральной аэродинамической компоновке утка, образующей единый несущий корпус с трапециевидным ПГО 3, имеющим перед закрылки 4 левое и правое внешние ПКС 5 струйной системы, смонтированным с положительным углом поперечного V и перед передней кромкой боковых НВЗ 6 единой мотогондолы 7, которая при виде сбоку параллельно размещена передней кромке цельно-поворотных подфюзеляжных килей 8, смонтированных под разнесенными хвостовыми балками 9. На законцовках подфюзеляжных килей 8 имеются видеокамеры 10 и ИК-излучатели 11. По внешним бортам кормовой части фюзеляжа 1 и на концах внутренних секций 19 НДК 2 и над его закрылками 12 смонтированы ВС 13 и ВК 14, образующие НДО, имеющее при виде сверху обратной стреловидности его горизонтальный ВС 13 и наклонные во внутрь к оси симметрии ВК 14, снабженные в их продолжении цельно-поворотными стреловидными концевыми частями 15. Между разнесенных хвостовых балок 9 установлены в мотогондоле 7 два ТРДД 16 со скошенными назад плоскими соплами 17 и УВТ (см. фиг. 1а). С клиновидным профилем малого удлинения НДК 2 имеет предкрылки 18, внутренние трапециевидные секции 19 с закрылками 12 и внешние секции 20 с закрылками 21, выполненные с возможностью их складывания вверх к оси симметрии и снабженные цельно-поворотными концевыми частями 22, смонтированными с положительным углом поперечного V (см фиг. 1б).

В комбинированной СУ два ТРДД 16 выполнены с отбором сжатого холодного воздуха от их компрессоров и его направления по воздуховодам струйной системы (на фиг. 1 не показаны) к ПКС 5, смонтированным на концах консолей ПГО 3 и перераспределением мощности между ПКС 5 ПГО 3 и плоскими соплами 17 ТРДД 16 с УВТ. Оба ТРДД 16 снабжены для режима КВП системой УВТ с плоскими соплами 17, установленными сверху хвостовой части фюзеляжа 1 над гребенчатой поверхностью 23 с термопоглощающим слоем, имеющими две неподвижные вертикальные боковые стенки 24 сопла 17. Каждое плоское сопло 17 бесфорсажного ТРДД 16 имеет переходник 25, обеспечивающий плавное изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное (см. фиг. 1г), снабженное нижней граненной стенкой 26, имеющей при виде сзади V-образную форму, и верхней створкой 27, состоящей из синхронно отклоняемых между боковых стенок 24 вниз и обратно вверх двух ее частей прямоугольной 28 и пятиугольной 29 формы в плане соответственно как на углы 22,5° и 22,5°, так и вокруг первой 30 и второй 31 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 27 соприкасается с нижней граненной стенкой 26, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней створки 27, так и на ее V-образных гранях ПЛС с двумя передними прямоугольными 32 и двумя задними трапециевидными в плане 33 створками, имеющими на противоположных сторонах ПЛС узлы поворота, создающие автоматическое синхронное отклонение отвесно вниз с одновременным поворотом вниз верхней створки 27 так, что две передние 32 из них отклоняются по полету, а две задние 33 против полета, образуя с незамкнутыми передней боковой поверхностью ПЛС, которое, имея площадь и ширину равновеликие переходнику 25 сопла пятигранной формы, создает требуемое отклонение вектора реактивной тяги. На гранях нижней стенки 26 каждого сопла 17 в диагонально расположенной паре, включающей переднюю прямоугольную 32 и заднюю трапециевидную в плане 33 створки, последняя из которых имеет на нижней ее стороне треугольную 34 при виде сзади концевую часть, выполненную с отгибом, угол которого равновелик углу между граней нижней стенки 26 и создающей при ее первоочередном отклонении вниз перед открыванием диагонально размещенных других плоских прямоугольной 32 и трапециевидной в плане 33 створок непрерывную заднюю поверхность нижнего ПЛС. В ПЛС поперечные прямоугольные в плане нижние створки 32 выполнены с возможностью их синхронного отклонения вверх на угол 22,5° наравне с пятиугольной 29 частью верхней створки 27, что создает на самолетных режимах полета возможность при синфазном и дифференциальном их отклонении вверх/вниз в левом и правом ПЛС соответствующего ТРДД изменение балансировки по тангажу и крену соответственно (см. рис. 1г).

Управление малозаметным СКВП обеспечивается изменением тяги ПКС 5 ПГО 3, УВТ 17 ТРДД 16 и отклонением рулевых поверхностей: элевонов 22, рулей высоты 22 и направления 15. При крейсерском полете подъемная сила создается НДК 2 и ПГО 3, маршевая реактивная тяга - ТРДД 16 через сопло 17 при открытой верхней створке 27 и закрытых нижних двух передних 32 и двух задних 33, на режиме КВП - ПКС 5 ПГО 3 и каждым ТРДД 16 через сопло 17 при закрытой верхней створке 27 и открытых нижних створках двух передних 32 (см. фиг. 1г), на режиме перехода - НДК 2 с ПГО 3 с его ПКС 5 и двумя ТРДД 16 с УВТ 17. При переходе к режиму КВП закрылки 12, 21 НДК 2 синхронно отклоняются на максимальные их углы. После создания подъемно-маршевой тяги ПКС 5 ПГО 3, и ТРДД 16 с УВТ 17 обеспечиваются режимы КВП малозаметного СКВП. Управление при этом по тангажу и крену обеспечивается соответственно изменением тяги двух передних ПКС 5 ПГО 3 с двумя задними УВТ 17 и двух левых ПКС 5-УВТ 17 с двумя правыми ПКС 5-УВТ 17 ТРДД 16 или синфазным и дифференциальным отклонением концевых частей 22 НДК 2.

После короткого взлета и набора высоты, убирается механизация НДК 2 и ПГО 3 при переходе на самолетные режимы полета с работающими ТРДД 16, создающими реактивную тягу, два ПКС 5 ПГО 3, которые отключены/подключены от/к компрессорам ТРДД 16, снабжены возможностью обеспечивать два способа реализации горизонтального полета когда не отклонены/отклонены вниз закрылки 4 с ПКС 5 со створками 33, 36 плоских сопел 17 УВТ соответственно как транс- или сверхзвукового крейсерского полета, но и барражирующего малоскоростного полета. При этом два ТРДД 16 создают совместную реактивную тягу и производится транс- или сверхзвуковой крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается килями 15 инвертированного V-образного НДО 13-14. Продольное и поперечное управление в самолетной конфигурации осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением соответственно концевых частей 22 НДК 2.

Для улучшения рассеивания энергии ударной волны трапециевидное ПГО 3, смонтированное с положительным углом поперечного V, удерживает вверху и приглушает хлопок перехода через звуковой барьер за счет увеличения сечения головной части фюзеляжа 1, а инвертированный V-образный стабилизатор 7 обратной стреловидности совместно с V-образным НДО 13-14 с отклоненными наружу килями 15 образуют модифицированную инвертированную ударную волну, движущуюся навстречу головной, уменьшенной носовым треугольным в плане фюзеляжным наплывом звукового удара, а значит, в результате их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается, а распределение мощности последней по большей площади приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии, но и отводит звуковые удары, возникающие в момент преодоления звукового барьера, вверх, а также, приглушая звуковое возмущение, удерживает дольше на высоте его полета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли, а наличие дополнительной пары килей 8, удерживающих под крылом 2 ударную волну, способствуют также повышению его бесшумности.

Таким образом, малозаметный СКВП с двумя ТРДД и УВТ, питаемыми ПКС ПГО, изменяющими балансировку по тангажу, представляет собой малошумный СКВП, который изменяет свою полетную конфигурацию только благодаря использованию двух ПКС, размещенных на концах ПГО и выполнен по интегральной компоновке планера с ПГО. Поскольку размещение ПКС на концах ПГО и при отклонении его закрылок подъемная сила ПГО увеличится на треть, то выбрана такая схема с установкой ПКС перед его закрылками. При посадке цифровая ЭДСУ обеспечивает искусственную устойчивость СКВП, осуществляя согласованное отклонение концевых частей НДК, которые выполняют роль воздушного тормоза наравне с реверсом горизонтальной тяги плоскими соплами ТРДД. Плоские сопла двух ТРДД, имеющих переходники, обеспечивающие плавное изменение их сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное, выполнены с УВТ. Несмотря на незначительные потери (до 3%) тяги от неоптимальной формы сопел, такая последовательно преобразуемая форма сопла весьма снижает ИК-заметность СКВП и его радиолокационную заметность. Этому способствует интегральная компоновка несущего планера с плавным сопряжением фюзеляжа, ПГО и НДК, широкое применение радиопоглощающих покрытий. Ряд стыков панелей обшивки имеет пилообразные кромки. Все это приводит к улучшению малозаметных характеристик при уменьшении радиолокационной, инфракрасной и визуальной заметности. Чему способствуют также боковые НВЗ, имеющие при виде спереди V-образные пластинчатые отсекатели пограничного слоя.

Такая конструкция позволит решить сразу несколько проблем: экранирование лопаток компрессора ТРДД, отведение пограничного слоя, повышения коэффициента восстановления полного давления. Размещение щели для слива пограничного слоя за носовой частью фюзеляжа уменьшает заметность малошумного сверхзвукового СКВП и его аэродинамическое сопротивление. Такой НВЗ технически проще и легче, так как состоит из рампы, сжимающей поток и формирующей коническое течение. Развитые носовые фюзеляжные наплывы НДК с трапециевидным ПГО, предназначенные для генерирования вихрей при маневрировании на больших углах атаки, создают за счет их совместного участия в реализации подъемной силы возможность наравне выполнения технологии КВП при взлетно-посадочных режимах полета палубных СКВП и достижения высокой тяговооруженности комбинированной СУ, которая обладает наименьшей удельной нагрузкой на мощность, особенно, со струйной системой ПКС ПГО, питаемой от двух бесфорсажных ТРДД с УВТ плоских сопел.

1. Малозаметный самолет короткого взлета и посадки (СКВП), содержащий стреловидное крыло, составную силовую установку (СУ) с подъемными реактивными двигателями в обтекателях по бортам фюзеляжа и маршевыми реактивными двигателями на подкрыльных пилонах, имеет хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси, отличающийся тем, что он снабжен в комбинированной СУ парой турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД), обеспечивающих как отбор сжатого воздуха от их компрессоров и его направления по воздухоотводящим каналам к подконсольным соплам (ПКС) переднего горизонтального оперения (ПГО), предназначенным для создания реактивной силы регулируемой величины и направления для осуществления подъема и управления по тангажу и только при коротком взлете и посадке (КВП), так и управление вектором тяги (УВТ) для создания совместно с ПКС ПГО подъемно-маршевой тяги и изменения продольной балансировки при выполнении КВП, но и маршевую реактивную тягу при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета после отключения отбора сжатого воздуха от ТРДД на ПКС трапециевидного ПГО, размещенного с положительным углом поперечного V и близко к низкорасположенному дельтовидному крылу (НДК) и перед надкрыльными воздухозаборниками (НВЗ), смонтированными по бокам фюзеляжа, выполненного по правилу площадей с плавным его сопряжением с НДК в интегральной аэродинамической компоновке утка с единым несущим корпусом и ПГО, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения КВП с соответствующего самолета с ПКС ПГО и ТРДД с УВТ в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно при максимальном или нормальном взлетном весе, но и обратно, при этом на режимах КВП для осуществления подъема и изменения балансировки по тангажу ПГО выполнено с возможностью синфазного синхронного отклонения его закрылок совместно с отклонением внутренних и внешних закрылок НДК, снабжено внутренними воздухоотводящими от компрессоров ТРДД каналами ПКС, синхронно взаимодействующими на режимах создания сбалансированной реактивной силы от ПКС ПГО и подъемно-маршевой тяги от ТРДД с УВТ в струйных системах, размещенных спереди и сзади от центра масс соответственно холодного и горячего выхлопа реактивной струи, причем при виде сверху консоли ПГО, расположенные за кабиной пилота в наиболее широкой части наплывов НДК так, что задняя его кромка размещена параллельно передней кромке соответствующего бокового НВЗ, имеющего S-образную при виде сверху конструкцию левого и правого воздуховодов мотогондолы, при этом внешние секции НДК, выполненные с аэродинамическим выступом по передней кромке, снабжены цельно-поворотными в вертикальной продольной плоскости трапециевидными концевыми частями, смонтированными с положительным углом поперечного V, используемыми при дифференциальном и синфазном их отклонении вверх/вниз в качестве элевонов НДК и экранирующими с боков сопла ТРДД, причем по внешним бортам фюзеляжа и на концах внутренних секций НДК и над его закрылками смонтированы высокорасположенный стабилизатор (ВС) и вертикальные кили (ВК), образующие надкрыльное двухкилевое оперение (НДО), при этом скошенные боковые стороны фюзеляжа в соответствующих его носовой, центральной и кормовой частях, включая и мотогондолу с ее боковыми НВЗ, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют трапециевидное поперечное сечение, но и нижнюю развитую часть фюзеляжа граненой конфигурации при виде спереди с острой нижней линией, непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая носовые фюзеляжные наплывы, ПГО, наплывы НДК и переднюю кромку клиновидного профиля НДК, имеющего внутренние трапециевидные секции с размахом, равновеликим размаху ПГО, причем боковые наклонные стороны кормовой части единой мотогондолы смонтированы между разнесенных хвостовых балок, снабженных подфюзеляжными трапециевидными килями, отклоненными наружу, имеющими на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, при этом планер с внутренними отсеками вооружения в нижней и боковых достаточного объема частях фюзеляжа выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием.

2. Малозаметный СКВП по п. 1, отличающийся тем, что упомянутое НДО, имеющее как при виде сверху прямой или обратной стреловидности его горизонтальный прямой ВС, консоли которого параллельно размещены соответственно задней кромке внешних или внутренних секций НДК, выполнен с наклоненными вовнутрь к оси симметрии ВК, имеющими цельно-поворотные стреловидные или трапециевидные концевые части, так и при виде спереди консоли ВС и ВК, которые параллельно размещены верхней поверхности НДК и наклонным боковым сторонам фюзеляжа, мотогондолы соответственно, но и ВС, образующий схему биплан с задней частью внутренней секции НДК, увеличивает площадь сечения последней, что инициирует инвертированную ударную волну, движущуюся навстречу головной, уменьшенной носовым V-образным в плане фюзеляжным наплывом, а значит, в результате их интерференции интенсивность результирующей ударной волны уменьшается, но и распределение мощности последней по большей площади, включая ПГО, приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии и отводу звукового удара, возникающего в момент преодоления звукового барьера, и вверх, и по бокам, но и, приглушая звуковое возмущение и являясь гасителем звукового удара, удерживает дольше на высоте его полета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли.

3. Малозаметный СКВП по п. 1, отличающийся тем, что на режимах КВП каждый ТРДД, выполненный с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе сжатого воздуха на ПКС упомянутого ПГО, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги между плоских сопел ТРДД с УВТ, размещенных между килей упомянутого НДО, экранирующего ТРДД с плоскими соплами, смонтированными сверху над гребенчатой поверхностью с термопоглощающим слоем хвостовой части фюзеляжа, имеющей между концами хвостовых балок пилообразную в плане заднюю ее кромку, при этом внутренние и внешние секции НДК, имеющие пилообразную в плане заднюю кромку соответственно с обратной и прямой стреловидностью, размещенную параллельно соответственно задней и передней кромке соответствующей консоли ПГО, причем каждый боковой НВЗ, выполненный с автоматически регулируемым центральным клином, имеет при виде сбоку прямой или обратной стреловидности переднюю кромку входного устройства НВЗ, которая параллельно размещена задней или передней кромке подфюзеляжного киля соответственно, и снабжен для отделения пограничного слоя от фюзеляжа V-образными при виде спереди пластинчатыми отсекателями, верхние и нижние из которых размещены при этом соответственно параллельно боковой стороне фюзеляжа и верхней поверхности НДК, улучшая экранирование лопаток компрессора ТРДД и отведение пограничного слоя, повышает коэффициент восстановления полного давления, но и уменьшает заметность и его аэродинамическое сопротивление, при этом НДК с предкрылком по всему размаху имеет внешние его секции, выполненные складывающимися с каждой стороны вовнутрь к оси симметрии и вдоль единой линии, параллельно размещенной к последней, причем каждый упомянутый ТРДД с переходником 25, обеспечивающим как управление площадью критического и выходного многоугольных сечений его сопла в суживающейся или расширяющейся частях, так и плавное удобообтекаемое изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное плоское сопло, снабженное и нижней граненой стенкой 26, имеющей при виде сзади V-образную конфигурацию, и верхней створкой 27, состоящей из синхронно отклоняемых между вертикальных боковых стенок 24 вниз двух ее частей прямоугольной 28 и пятиугольной 29 формы в плане соответственно на углы 22,5° и 22,5°, но и вокруг первой 30 и второй 31 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 27 соприкасается с нижней граненой стенкой 26, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней створки 27, так и на ее V-образных гранях люк с двумя прямоугольными в плане передними 32 и двумя трапециевидными в плане задними 33 разновеликими по площади створками, имеющими на противоположных сторонах пятиугольного в плане люка узлы поворота, создающие автоматическое синхронное отклонение отвесно вниз с одновременным поворотом вниз верхней створки 27 так, что две передние меньшие 32 из них отклоняются по полету, а две задние большие 33 - против полета, образующие с незамкнутыми передней и задней боковыми поверхностями пятиугольный люк-сопло (ПЛС), которое, имея площадь и ширину равновеликие переходнику 25 сопла пятигранной формы, создает соответствующее отклонение вектора реактивной тяги с горизонтального на вертикальное, но и обратно, при этом на гранях нижней стенки 26 каждого сопла в диагонально расположенной паре, включающей переднюю прямоугольную 32 и заднюю трапециевидную в плане 33 створки, последняя из которых имеет на нижней ее стороне треугольную 34 при виде сзади концевую часть, выполненную с отгибом, угол которого равновелик углу между граней нижней стенки 26 и создающей при ее первоочередном отклонении вниз перед открыванием диагонально размещенных других плоских прямоугольной 32 и трапециевидной в плане 33 створок непрерывную заднюю поверхность нижнего ПЛС, причем синхронное отклонение прямоугольной 28 и пятиугольной 29 частей верхней створки 27 вниз на 22,5°+7,5° или 22,5°+22,5° с одновременным открыванием попарно передних 32 или задних 33 створок ПЛС, отклоняемых вниз поперечных створок по полету 32 или против 33, образуя их наклон к горизонтали под углом 45°, обеспечивают возможность выполнения короткого взлета или посадки с коротким пробегом соответственно посредством создания наклонно-горизонтальной реактивной тяги или реверса горизонтальной тяги, при этом в ПЛС поперечные прямоугольные в плане нижние створки 32 выполнены с возможностью их синхронного отклонения вверх на угол 22,5° наравне с пятиугольной 29 частью верхней створки 27, что создает на самолетных режимах полета возможность при синфазном и дифференциальном их отклонении вверх/вниз в левом и правом ПЛС изменение балансировки по тангажу и крену соответственно, причем снизу хвостовой части фюзеляжа под гребенчатой поверхностью вдоль оси симметрии размещен обтекатель, имеющий на его конце отсек с выдвижной штангой магнитометра и в нижней его нише с открываемыми створками опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции при барражирующем его полете, при этом после режима короткого взлета при переходе на самолетные режимы полета с работающими ТРДД, создающими реактивную тягу, два ПКС ПГО, которые как отключены/подключены от/к компрессорам ТРДД, так и когда не отклонены/отклонены вниз закрылки ПГО со створками 29, 32 плоских сопел УВТ обеспечивают два способа реализации горизонтального крейсерского/барражирующего полета соответственно с транс- или сверхзвуковой скоростью/малой дозвуковой скоростью полета.



 

Похожие патенты:

Вертолет // 2704643
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Вертолет содержит фюзеляж с днищем, несущий винт на валу, соединенном через редуктор с газотурбинным двигателем, имеющим воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло.

Изобретение относится к сверхзвуковой авиации. Самолет содержит фюзеляж прямоугольного сечения со сквозным продольным каналом с установленными внутри реактивными двигателями.

Группа изобретений относится к области авиации. Самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой включает фюзеляж, крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла, интегральную систему управления, силовую установку с винтомоторными, либо турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями.

Группа изобретений относится к области авиации. Способ создания подъемной силы крыла летательного аппарата, в котором носок крыла летательного аппарата располагают в области набегающего потока истекающей струи одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2.

Группа изобретений относится к области авиации. Реактивный самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой включает кабину управления, фюзеляж, крылья, элементы механизации крыльев и оперения, реактивную силовую установку, систему воздухозаборников, интегрированную систему управления самолетом.

Изобретение относится к авиации и касается создания самолетов-амфибий (гидросамолетов) с реактивными двигателями. Гидросамолет с реактивными двигателями содержит фюзеляж-лодку, крыло, оперение и силовую установку.

Изобретение относится к авиации. Фюзеляж для стартового разгона использует гидропушку, которая состоит из поперечной трубы, заполненной водой, с радиально расположенными соплами на концах.

Изобретение относится к авиационной технике. Магистральный пассажирский самолет на криогенном топливе состоит из фюзеляжа, стреловидного крыла большого удлинения, хвостового оперения, двигателей, расположенных на фюзеляже.

Изобретение относится к авиационной технике. Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двигателей, которые разнесены по оконечностям фюзеляжа.

Изобретение относится к системам управления самолетом. Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета состоит из рабочей части и командной системы.

Изобретение относится к области авиации. Технический результат заключается в осуществлении взлета и посадки самолета с любой взлетно-посадочной полосы.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки - «летающий мотоцикл» состоит из корпуса (1) в виде полого цилиндра, расположенного вертикально, силовой установки (2), опирающейся на четырехколесное шасси (3), двух соосных вертикально-осевых роторов (4) и (5), на которых закреплены сменяемые грузы (13) и лопасти (6), автомата перекоса (7).

Изобретение относится к области бесконтактных способов ведения боевых действий. Способ бесконтактного ведения боевых действий включает этап осуществления разведывательных действий, этап подготовки сил и средств для нанесения поражения разведанных объектов противника и этап доставки с использованием ракетоносцев-доставщиков в зону поражающего радиуса действия вооружения для уничтожения разведанных целей противника.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкции летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Конвертируемый летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло, маршевые и подъемные винтомоторные группы.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных и дистанционно управляемых летательных аппаратов. Силовая установка летательного аппарата на двухподвижном подвесе содержит внешний кольцевой контур с приводом его вращения, внутренний контур в виде стержня с приводом его вращения, установленный внутри внешнего кольцевого контура перпендикулярно оси вращения внешнего кольцевого контура.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат состоит из двигателя, толкающих подъемных винтов, системы привода винтов, системы управления, корпуса, источника крутящего момента и агрегатов, передающих крутящий момент на толкающие подъемные винты, которые обеспечивают возможность вертикального взлета и посадки, а также перемещения в выбранном направлении.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат состоит из двигателя, толкающих подъемных винтов, системы привода винтов, системы управления, салона и корпуса, источника крутящего момента и агрегатов, передающих крутящий момент от источника крутящего момента на толкающие подъемные винты.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям дозвуковых летательных аппаратов. Многофункциональный летательный аппарат дозвукового диапазона скоростей сочетает в себе свойства мультикоптера, аппарата на воздушной подушке, экраноплана, конвертоплана и самолета, использующего дозвуковую авиационную гибридную силовую установку.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных самолетов-вертолетов. Беспилотный малозаметный самолет-вертолет (БМСВ) снабжен на концах левого и правого поворотных профилированных кронштейнов (ППК) однолопастными несущими винтами (НВ), используемыми при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки или на переходных и барражирующих режимах полета.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных самолетов вертикального взлета и посадки. Беспилотный малозаметный самолет ВВП снабжен двумя поперечными подъемными вентиляторами (ПВ), применяемыми только при вертикальном и коротком взлете/посадке или на переходных режимах полета в комбинированной СУ с парой подъемно-маршевых турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) с отбором мощности на привод двух ПВ, работающих без взаимного влияния и перекрытия, и управляемым вектором тяги (УВТ) как для создания подъемной силы и управляющих моментов по тангажу при выполнении ВВП и зависания, так и реактивной тяги при горизонтальном полете.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат состоит из жестко связанных с корпусом блока управления и двух реактивных двигателей, изогнутых и повернутых в разные стороны выхлопных труб для выхода воспламененного топлива, выходящего также и через выхлопное сопло, размещенного впереди этого сопла и жестко связанной с ним конусообразной камеры сгорания с конусообразным выступом впереди, жестко связанной также с вышеупомянутыми выхлопными трубами и имеющей гидравлическую связь с блоком управления.

Изобретение относится к области авиационной техники. Малозаметный самолет короткого взлета и посадки содержит стреловидное крыло, составную силовую установку с подъемными реактивными двигателями в обтекателях по бортам фюзеляжа и маршевыми реактивными двигателями на подкрыльных пилонах, хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси. МСКВП снабжен в комбинированной СУ парой турбореактивных двухконтурных двигателей, обеспечивающих как отбор сжатого воздуха от их компрессоров и его направления по воздухоотводящим каналам к подконсольным соплам переднего горизонтального оперения, которое размещено с положительным углом поперечного V и близко к низкорасположенному дельтовидному крылу и перед надкрыльными воздухозаборниками. МСКВП выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения КВП с соответствующего самолета с ПКС ПГО и ТРДД с УВТ в транс- или сверхзвуковой самолет. Изобретение направлено на увеличение скорости и дальности полета, целевой нагрузки и весовой отдачи. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх