Сверхзвуковой конвертируемый самолет



Сверхзвуковой конвертируемый самолет
Сверхзвуковой конвертируемый самолет

 


Владельцы патента RU 2432299:

Дуров Дмитрий Сергеевич (RU)

Изобретение относится к области авиационной техники. Многоцелевой сверхзвуковой конвертируемый самолет имеет планер с плавным сопряжением низкорасположенного крыла W-образной формы в плане и фюзеляжа, силовую установку, крыльевые гондолы, трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой и главными опорами. Самолет выполнен по аэродинамической схеме «утка» с тремя поверхностями управления тангажом: передним горизонтальным оперением, флапперонами средней части крыла и цельноповоротными щитками. Силовая установка включает основной и два вспомогательных турбореактивных двухконтурных двигателя. Крыло выполнено изменяемой геометрии. Планер снабжен кормовым и крыльевыми щитками, выполнен с близко расположенным передним горизонтальным оперением и цельноповоротными щитками, расположенными по внешним бортам двух хвостовых балок для торможения, каждая из которых снабжена сверху килем хвостового оперения. Фюзеляж имеет ромбовидную форму поперечного сечения, выполнен с усеченным V-образным низом, оснащен для основного двигателя подфюзеляжным плоским воздухозаборником. Крыло имеет наплывы U-образной формы в плане со стреловидными обтекателями, образующими кессон с узлами навеса трех поверхностей управления тангажем, среднюю часть с флапперонами до крыльевых гондол и отклоняемые стреловидные концевые части, смонтированные на гондолах. Верхние поверхности трапециевидных в плане кормового и крыльевых щитков покрыты теплостойким материалом, поглощающим тепло, и расположены на конце соответствующей гондолы в продолжение нижней части с возможностью уменьшения инфракрасного излучения. Изобретение направлено на повышение аэродинамической эффективности и дальности полета. 2 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных и пилотируемых реактивных самолетов с крылом изменяемой геометрии и трехдвигательной конвертируемой силовой установкой, обеспечивающие возможность преобразования полетной конфигурации со сверхзвукового самолета в самолет с большими сверхзвуковыми скоростями соответственно с двухкилевым и четырехкилевым оперением как аэродромного, так и, по необходимости, корабельного базирования.

Известен сверхманевренный сверхзвуковой самолет мод. С-37 «Беркут» ОКБ «им. Сухого» (Россия) [1 стр.523], выполненный по схеме «утка» в интегральной компоновке с двумя поверхностями управления тангажом - цельноповоротное переднее горизонтальное оперение и флаппероны крыла обратной стреловидности, в корневых частях которого смонтированы стреловидные наплывы, плавно переходящие от крыла к фюзеляжу, имеет силовую установку, включающую два турбореактивных двухконтурных двигателя форсажных, расположенные в гондолах между хвостовых балок, двухкилевое оперение с небольшими горизонтальными стабилизаторами, смонтированное по внешним бортам последних и трехопорное колесное шасси, убирающееся с носовой и главными опорами.

Признаки, совпадающие - наличие того, что он выполнен по схеме «утка» с двумя поверхностями управления тангажом, имеет цельноповоротное переднее горизонтальное оперение и флаппероны крыла обратной стреловидности, в корневых частях которого смонтированы стреловидные наплывы. Два турбореактивных двухконтурных двигателя с управляемым вектором тяги (УВТ), создающие на форсажном режиме при взлетном весе 34 т тяговооруженность до 0,911, расположены в гондолах, по внешним бортам которых смонтированы двухкилевое оперение с небольшими горизонтальными стабилизаторами.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консоли крыла обратной стреловидности при его размахе Lкр=16,7 м испытывают достаточные нагрузки на кручение, поэтому его конструкция на 90% выполнена из композиционных материалов, обеспечивающих достаточную жесткость на кручение, но позволяющие на высоте реализовать максимальную скорость его полета не более 2200 км/ч. Вторая - это то, что удлинение (λ) крыла обратной стреловидности составляет λ=4,98, и это весьма ограничивает возможность дальнейшего повышения скорости полета и даже при такой значительной тяговооруженности. Третья - это то, что двухкилевое оперение имеет вертикальные кили, отклоненные наружу от плоскости симметрии под углом 3°, и не создают на больших сверхзвуковых скоростях достаточную устойчивость по крену, что приводит к необходимости увеличения размаха крыла обратной стреловидности и, следовательно, массы конструкции его планера.

Известен стратегический сверхзвуковой самолет-разведчик мод. SR-71A фирмы «Локхид» (США) [1 стр.575], имеющий конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов и по схеме «бесхвостка» с плавным сопряжением дельтовидного в плане крыла и фюзеляжа, имеющего плоскую снизу форму и вдоль всей передней его части в продолжение крыла наплывы, смонтированные в корневых частях крыла, оснащенного трапециевидными концевыми частями, два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД), установленные в крыльевых гондолах, двухкилевое оперение, смонтированное на последних и трехопорное колесное шасси, убирающееся с носовой и главными опорами.

Признаки, совпадающие - наличие того, что дельтовидное в плане крыло, имеющее при его размахе Lкр=16,95 м удлинение λ=2,1 и тонкий профиль с относительной толщиной 3,2%, выполнено по задней его кромке с обратной стреловидностью, оснащено впереди крыла наплывами, плавно переходящими к фюзеляжу и увеличивающими несущую способность комбинации «крыло-фюзеляж», чему способствует плоская снизу форма фюзеляжа. Конструкция планера самолета на 95% состоит из титановых сплавов, вертикальное двухкилевое оперение, смонтированное на крыльевых гондолах, имеет кили, расположенные по отношению к плоскости симметрии внутрь под углом 15°. Силовая установка включает два ТРДД, смонтированные в крыльевых гондолах и создающие на форсажном режиме при взлетном его весе 77,11 т тяговооруженность до 0,382, обеспечивают на высоте 24,4 км максимальную скорость полета до 3608…3869 км/ч с дальностью его полета около 5 тыс. км.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что дельтовидное в плане крыло без дополнительного непосредственного управления подъемной силой не обеспечивает способности повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и особенно уменьшения как дистанции, так и скорости взлета-посадки. Вторая - это то, что два ТРДД смонтированы в крыльевых гондолах, имеющих площадь миделя, почти сопоставимую с площадью миделя центральной части фюзеляжа, также не способствуют уменьшению аэродинамического сопротивления, снижению удельного расхода топлива и увеличению дальности полета, а при отказе одного из них увеличивается также и асимметричность горизонтальной тяги. Третья - это то, что трапециевидные концевые части крыла для увеличения его подъемной силы имеют значительную кривизну и крутку, что исключает оснащение его крыла, синхронно отклоняемыми в полете концевыми частями. Четвертая - это то, что вертикальное двухкилевое оперение не обеспечивает продольно-поперечной стабильности, и для улучшения этого фюзеляж самолета имеет увеличенную длину, почти вдвое превышающую размах крыла, что значительно увеличивает массу его конструкции и, следовательно, предопределяет возможность только аэродромного его базирования.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является многоцелевой самолет вертикального взлета и посадки (Россия) [2], имеющий планер из титановых сплавов с плавным сопряжением низкорасположенного крыла W-образной формы в плане и фюзеляжа, имеющего плоскую снизу форму, и вдоль всей передней его части в продолжение крыла оснащен наплывами, силовую установку, крыльевые гондолы, трехопорное колесное шасси, убирающееся с носовой и главными опорами.

Признаки, совпадающие - наличие того, что составное в плане крыло, имеющее тонкий профиль с относительной толщиной 3,5%, выполнено с разновеликими консолями обратной и прямой стреловидности и оснащено впереди крыла наплывами, плавно переходящими к фюзеляжу и увеличивающими несущую способность комбинации «крыло-фюзеляж», чему способствует и плоская снизу форма фюзеляжа, конструкция планера на 95% выполнена из титановых сплавов, два газотурбинных его двигателя, установленные в крыльевых гондолах, создают взлетную тягу, вынесенной в кольцевых каналах трехвинтовой системой, и двухкилевое V-образное хвостовое оперение, смонтированное на гондолах.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что аэродинамическая схема «летающее крыло» с цельноповоротным стабилизатором без дополнительных поверхностей управления тангажом не обеспечивают способности повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и обеспечения непосредственного управления подъемной силой. Вторая - это то, что вертикальные кили V-образного хвостового оперения, отклоненные наружу, служат только для управления по направлению полета и поэтому не могут создавать при переходе на большие сверхзвуковые скорости достаточную устойчивость по рысканью и крену, что приведет к необходимости увеличения высоты килей и размаха его составного крыла в плане. Последнее весьма увеличит потери на балансировку и ограничит возможность дальнейшего повышения скорости и дальности полета.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше многоцелевом самолете вертикального взлета и посадки повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов, решения на сверхзвуковых скоростях полета проблемы увеличения продольного наклона на пикирование при смещении назад аэродинамического фокуса крыла, уменьшения потерь на балансировку и удельного расхода топлива, достижения реального повышения скорости и дальности его полета.

Отличительным признаком предлагаемого изобретения от указанного выше известного многоцелевого самолета вертикального взлета и посадки, наиболее близкого к нему, является наличие того, что он выполнен по аэродинамической схеме «утка» с тремя поверхностями управления тангажом: передним горизонтальным оперением, флапперонами средней части крыла и цельноповоротными щитками, силовой установкой, включающей основной и два вспомогательных турбореактивных двухконтурных двигателя, и с упомянутым крылом изменяемой геометрии, с возможностью преобразования полетной конфигурации, планер снабжен кормовым и крыльевыми щитками, выполнен с близко расположенным передним горизонтальным оперением и цельноповортными щитками, расположенными по внешним бортам двух хвостовых балок для торможения, каждая из которых снабжена сверху килем хвостового оперения, наклоненным наружу от плоскости симметрии, фюзеляж имеет ромбовидную форму поперечного сечения, выполнен с усеченным V-образным низом, оснащен для основного двигателя подфюзеляжным плоским воздухозаборником, стенки которого повторяют аналогичные углы поверхностей фюзеляжа, углы стреловидности передней кромки консолей переднего горизонтального и каждого киля хвостового оперения, крыло имеет наплывы U-образной формы в плане со стреловидными обтекателями, создающими дополнительную несущую поверхность, образующими кессон с узлами навеса трех поверхностей управления тангажом, среднюю часть с флапперонами до крыльевых гондол и отклоняемые стреловидные концевые части, смонтированные на гондолах с возможностью установки с положительным углом поперечного V, углы стреловидности передней кромки средней и концевых частей крыла повторяют аналогичные углы соответственно задней и передней кромок близко расположенного переднего горизонтального оперения и обеспечивают выполнения после поворота функции двух дополнительных килей с образованием четырехкилевой схемы планера в полете, обеспечивая уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшения устойчивости по тангажу, рысканию и крену, при этом верхние поверхности трапециевидных в плане кормового и крыльевых щитков, которые покрыты теплостойким материалом, поглощающим тепло, и расположены на конце соответствующей гондолы в продолжение нижней части с возможностью уменьшения инфракрасного излучения.

Благодаря наличию этих признаков осуществляется возможность программирования тяги двигателей силовой установки (СУ) и изменения геометрии крыла, позволяющие совмещать особенности сверхзвукового самолета с составным крылом W-образной формы в плане, двухкилевым хвостовым оперением и работающими одним основным или двумя вспомогательными ТРДД или самолета с большими сверхзвуковыми скоростями, имеющим три работающих ТРДД и наряду с двухкилевым хвостовым оперением и крыло обратной стреловидности с дополнительными на его концах килями оперения. При этом он выполнен по аэродинамической схеме «утка» в интегральной компоновке с тремя поверхностями управления тангажом: цельноповоротным передним горизонтальным оперением (ЦПГО), имеющим отрицательный угол поперечного V, флапперонами составного крыла в плане и цельноповоротными щитками, расположенными по внешним бортам хвостовых балок, снабженных каждая из них сверху килем хвостового оперения и между них кормовым щитком, расположенным в удалении от плоского сопла основного двигателя, смонтированного в гондоле над крылом. Конвертируемая силовая установка, включающая основной и два вспомогательных ТРДД, имеющих тяговые характеристики, которые соотносятся так, что если тяга основного двигателя составляет в пределах больше 51%, но меньше 58% от суммарной располагаемой тяги силовой установки, то тяга каждого вспомогательного двигателя - в пределах меньше 24,5%, но больше 21%. Это позволяет, меняя очередность работы ТРДД в соответствии с режимами полета и изменяя для этого его полетную конфигурацию, уменьшить балансировочное индуктивное сопротивление и оптимизировать эффективность крейсерского полета. Центральные корневые части крыла, смонтированные с фюзеляжем, имеющим ромбовидную форму поперечного сечения с V-образным низом, оснащены для основного двигателя подфюзеляжным плоским воздухозаборником, стенки которого повторяют аналогичные углы поверхностей фюзеляжа, и образующие с наплывами крыла, имеющими U-образную форму в плане со стреловидными обтекателями, кессон с узлами навеса трех поверхностей управления тангажом. Вдоль хорд изломов составного крыла в плане размещены над крылом для вспомогательных двигателей крыльевые гондолы, по внешним бортам которых смонтированы отклоняемые вверх и обратно стреловидные концевые части крыла, изменяющие в полете его геометрию, выполнены с внешними флапперонами, используемыми и для управления, и торможения в качестве одного из трех воздушных тормозов совместно с цельноповоротными щитками и ЦПГО при повороте последнего вниз на угол -60°, снабжены возможностью синхронизации их отклонения вдоль внешних бортов крыльевых гондол так, что, отклоняясь вверх и уменьшая удлинение крыла, преобразуют, удваивая эффективную площадь вертикальных поверхностей путевой устойчивости, планер с четырехкилевым оперением. Все это позволяет на сверхзвуковых скоростях уменьшить сдвиг фокуса крыла назад, улучшить устойчивость по тангажу, рысканию и крену. Кроме того, используя в схеме «утка» полезный эффект (компенсация сдвига фокуса от сжимаемости воздуха) от близко расположенного ЦПГО с наплывами крыла и достаточную их эффективность на режимах взлета-посадки, усиленную сдувом пограничного слоя и суперциркуляцией, позволяют уменьшить потери на балансировку, а вопросы устойчивости и балансировки решать при использовании средств автоматики в управлении поворота ЦПГО на угол от -60° до +20°. При изменении числа М полета и геометрии крыла статический коэффициент усиления его автомата может программироваться так, что нейтральная центровка (приведенный фокус) самолета будет сохраняться постоянной или изменяться в соответствии с изменением его центровки. Например, автоматическая система устойчивости при транс- и сверхзвуковых скоростях программируется на минимальное балансировочное индуктивное сопротивление соответственно при неустойчивом и нейтрально устойчивом самолете схемы «утка». Для сохранения высокого аэродинамического балансировочного качества такого самолета в его компоновке используются ЦПГО и составное крыло W-образной формы в плане, имеющее положительный угол поперечного V его концевых частей, улучшающих сдув пограничного слоя с их носка и внешних флапперонов, повышают взлетно-посадочные характеристики, а также кормовой с крыльевыми сопловыми щитками, присоединяя внешние потоки воздуха к обтекаемым поверхностям щитков, улучшают устойчивость в продольном канале. Трапециевидные в плане кормовой и крыльевые щитки, верхние поверхности которых покрыты теплостойким материалом, поглощающим тепло, расположенные на конце каждой гондолы и в продолжение нижней ее части и прикрывающие снизу каждое плоское сопло соответственно основного и вспомогательных ТРДД, большей своей частью расположенных над крылом так, что их выхлопы в газовоздушном потоке, присоединенном с внешним потоком воздуха к обтекаемой поверхности соответствующих щитков, значительно улучшают устойчивость в продольном канале и уменьшают инфракрасное излучение основного и вспомогательных ТРДД, выхлопы которых ограничиваются и с боков соответственно двумя основными и двумя дополнительными килями четырехкилевого оперения. Все это позволяет, программируя тягу ТРДД конвертируемой СУ в соответствии с режимами полета и изменяя для этого геометрию крыла самолета, достигать возможности преобразования в полете его конфигурации со сверхзвукового самолета в самолет с большими сверхзвуковыми скоростями и обратно.

Предлагаемое изобретение многоцелевого сверхзвукового конвертируемого самолета (СКС) с изменяемой геометрией крыла и трехдвигательной конвертируемой СУ иллюстрируется общими видами, представленными на фиг.1 и 2.

На фиг.1 изображен многоцелевой СКС; общий вид спереди самолета в полетной конфигурации на больших сверхзвуковых скоростях с работающими в СУ тремя ТРДД, снабженного крылом обратной стреловидности и четырехкилевым оперением.

На фиг.2 изображен многоцелевой СКС; общий вид сверху самолета в полетной конфигурации при взлете-посадке и сверхзвуковом полете соответственно с работающими в СУ тремя и одним основным или двумя вспомогательными ТРДД, снабженного составным крылом W-образной формы в плане и двухкилевым оперением.

Многоцелевой сверхзвуковой конвертируемый самолет, представленный на фиг.1 и 2, имеет конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов и с плавным сопряжением низкорасположенного составного крыла 1 W-образной формы в плане и фюзеляжа 2, снабжен стреловидными, синхронно отклоняемыми вверх и обратно, концевыми частями 3, изменяющие геометрию крыла 1, подфюзеляжным воздухозаборником 4 основного ТРДД и наплывами 5 со стреловидными обтекателями 6, смонтированными в корневых частях крыла 1. Его планер выполнен по аэродинамической схеме «утка» с близко расположенным его ЦПГО в интегральной компоновке с тремя поверхностями управления тангажом: ЦПГО 7, консоли которого смонтированы по правилу площадей с наплывами 5 и на концах последних с отрицательным углом поперечного V, флапперонами 8 средней части 9 крыла 1 и цельноповоротными щитками 10, расположенными по внешним бортам хвостовых балок 11, снабженных каждая из них сверху килем, отклоненным наружу, двухкилевого оперения 12 с рулями направления 13 и между них кормовым щитком 14 в конце фюзеляжа 2, снабженного в кормовой гондоле 15 над крылом 1 основным ТРДД (см. фиг.2). Центральные корневые части 16 крыла 1, смонтированные по правилу площадей с фюзеляжем 2, имеющим ромбовидную форму поперечного его сечения с V-образным его низом, с наплывами 5, имеющими U-образную форму в плане со стреловидными обтекателями 6, создающими с последними дополнительную несущую поверхность, образуют кессон с узлами навеса трех поверхностей управления тангажом. Цельноповоротные щитки 10 имеют с кормовым щитком 14 совместную заднюю их кромку, параллельно расположенную задней кромке средней части 9 крыла 1. Вдоль хорд изломов составного крыла 1 в плане для вспомогательных двигателей размещены крыльевые гондолы 17, большая часть которых расположена над крылом, и по внешним их бортам смонтированы с положительным углом поперечного V и под углом (+ψкр) отклоняемые стреловидные концевые части 3 с внешними флапперонами 18, используемыми как для управления, так и торможения в качестве одного из трех воздушных тормозов совместно с цельноповоротными щитками 10 и ЦПГО 7 при повороте последнего вниз на угол -60°. Для удобства размещения на палубе (ангаре) и возможности эксплуатации на кораблях консоли ЦПГО 7 и стреловидные концевые части 3 складываются вверх. На концах хвостовых балок 11 могут располагаться отсеки с тормозными парашютами или под фюзеляжем 2 - тормозной гак. В конвертируемой СУ могут работать один основной или два вспомогательных или все три без форсажных ТРДД. В конструкции крыльевых гондол 17 для изменения площади горла их воздухозаборников 19 предусмотрено перемещение конусообразного центрального осесимметричного тела 20 вперед-назад. Вблизи передней части каждой крыльевой гондолы 17 для дополнительного всасывания или перепуска воздуха открываются дополнительные отверстия (на фиг.1 и 2 не показаны). Конструкция подфюзеляжного плоского воздухозаборника 4, стенки которого нижняя с верхней, боковые и V-образная в плане передняя часть повторяют соответственно аналогичные углы наклона соответствующих поверхностей фюзеляжа 1 и стреловидности передней кромки ЦПГО 7, обеспечивает устойчивую работу основного ТРДД в широком диапазоне скоростей и углов атаки. Автоматически регулируемый воздухозаборник 4, выполненный с подвижной рампой со щелями для слива пограничного слоя с ее плоскости, имеет верхнюю его часть с плоскостью для отсечения пограничного слоя воздуха с фюзеляжем 2 и створки перепуска воздуха. При изменении положения рампы изменяется не только площадь входа воздушного потока, но и система скачков, возникающих при сверхзвуковых скоростях на передних кромках воздухозаборника 4 и на отдельных участках подвижной рампы. При достижении сверхзвуковой скорости полета подвижная рампа, выполняющая роль входной ступени компрессора, и каждое центральное тело 20 снабжены возможностью автоматического сдвига, уменьшая площадь входа, отводят ударную волну от воздухозаборников 4 и 19 и входа в соответствующие ТРДД. В СУ истекающие из ТРДД продукты сгорания несколько охлаждаются подачей воздуха за их турбины и некоторого увеличения тяги благодаря подогреву воздуха, обтекающего сопла, и поглощаются теплостойкими трапециевидными в плане сопловыми щитками 14 и 21, расположенными снизу и позади плоских сопел соответственно основного и вспомогательных ТРДД, имеющих на конце теплопоглощающие кожухи, снижая тепловые нагрузки на стенки сопел, уменьшает инфракрасное излучение и уровень шума истекающих газов. При трансзвуковых скоростях полета СКС, не изменяя геометрии его крыла, используется в СУ два вспомогательных ТРДД и составное крыло 1 W-образной формы в плане, имеющее предкрылки 22 по всему его размаху. При сверхзвуковых скоростях полета СКС с работающим одним основным или тремя ТРДД в СУ возможность синхронного отклонения стреловидных концевых частей 3 вверх вдоль внешних бортов крыльевых гондол 17 (например, отклоняясь вверх с угла ψкр=6° на угол ψкр=75°) преобразует составное крыло 1 W-образной формы в плане в крыло обратной стреловидности 9 малого удлинения и двухкилевое оперение планера - в четырехкилевую схему планера, дополнительные кили 3 из которых, удваивающие эффективную площадь вертикальных поверхностей путевой устойчивости и имеющие равные углы стреловидности передней и задней кромок с двухкилевым оперением 12, расположены параллельно наклоненным наружу от плоскости симметрии килям последнего (см. фиг.1).

Многоцелевой СКС в модификации беспилотного СКС-разведчика может быть снабжен автоматическим разведывательным и регистрирующим оборудованием. Для размещения оптико-электронной, радиотехнической и разведывательной его аппаратуры: средне- и длиннофокусная аэрофотокамеры для боковой перспективной съемки с высокой разрешающей способностью, телевизионная и инфракрасная системы для видовой разведки с системой передачи данных в реальном масштабе времени и широкополосного передатчика с антенной для передачи изображения по телевизионному радиоканалу предусмотрены отсеки в передней части фюзеляжа. Причем в состав данного оборудования могут входить и автоматический радиопеленгатор, автопилот, а также системы радиоэлектронной борьбы с пассивными и активными средствами. Бортовая система управления, включающая основную систему управления, оснащена в случае отказа последней и вспомогательной системой управления, обеспечивающей автоматический возврат его в точку взлета по активизированному маршруту, заранее занесенному в ее оперативную память. Убирающееся трехопорное колесное шасси с носовой опорой и колесом убирается в подфюзеляжный воздухозаборник, главные опоры с колесами - в центроплан (на фиг.1 и 2 не показаны).

Управление многоцелевым СКС при взлете-посадке и при трансзвуковых скоростях полета обеспечивается отклонением рулевых поверхностей 7, 8, 10, 13 и 18. Для соответствующего взлета и посадки на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса, убирающегося шасси. При этом подъемная сила создается составным крылом 1 в плане и развитым близкорасположенным ЦПГО 7, горизонтальная реактивная тяга - тремя ТРДД. Причем три поверхности управления тангажом позволяют совместно реализовать значительную маневренность. Составное крыло 1 в плане большой площади в комбинации с развитым ЦПГО 7 и цельноповоротными щитками 10 позволяют при взлете значительно уменьшить длину разбега. Поскольку прирост подъемной силы от ЦПГО 7 на режимах взлета будет значительно больше (примерно в два раза) за счет большого момента от ЦПГО и соответствующего ему большого отклонения флапперонов 8, 18 и щитков 10. Причем при транс- и сверхзвуковых режимах полета расположенные сзади мотогондол 15 и 17 трех ТРДД кормовой 14 и крыльевые 21 щитки улучшают устойчивость в продольном канале. После взлета и набора высоты производится с транс- и сверхзвуковой скоростью горизонтальный полет, при котором работает в СУ два вспомогательных и затем один главный ТРДД и путевое управление обеспечивается рулями направления 13 двухкилевого оперения 12 (см. фиг.2). Продольное и поперечное управление может осуществляться отклонением соответственно рулевых поверхностей - ЦПГО 7 (флапперонов 8 или щитков 10) и дифференциальным - внешних флапперонов 18, (флапперонов 8).

После набора соответствующей высоты полета и на сверхзвуковых скоростях (при работе одного главного ТРДД) концевые части 3 крыла, синхронно поворачиваясь вверх на угол 69° (пикирующий или кабрирующий момент парируется отклонением вверх или вниз щитков 10), образуют крыло обратной стреловидности 9 и четырехкилевое оперение, внешние кили 3 которого, удваивающие эффективную площадь вертикальных килей, улучшают устойчивость по тангажу, крену и рысканию, которая особенно уменьшается при данных скоростях. Для повышения скорости полета в его СУ включаются все три ТРДД и производится полет на больших сверхзвуковых скоростях (с числом М>3). Поскольку в конвертируемой СУ удельный расход топлива может изменяться в более широких пределах, чем потери в самой СУ, то это обстоятельство используется, чтобы оптимизировать ее конструкцию и удельный расход топлива. Потому что для ТРДД, при прочих равных условиях, удельный расход топлива увеличивается при уменьшении тяги и особенно в разы при использовании форсажной камеры. Поэтому программируемость СУ позволяет оптимизировать эффективность крейсерского полета путем соответствующей очередности работы двигателей: работает два, один или три ТРДД, используемые в полете на транс- и сверхзвуковых или больших сверхзвуковых скоростях, будут работать на режиме, близком к максимальному и, следовательно, будут иметь низкий удельный расход топлива, что и обеспечит большую дальность сверхзвукового полета, при котором путевое управление осуществляется рулями направления 13 и 18 соответственно килей 12 и 3. Продольное и поперечное управление может осуществляться отклонением соответственно рулевых поверхностей - ЦПГО 7 (щитков 10) и дифференциальным - флапперонов 8 (см. фиг.1 и 2). Развитые ЦПГО 7 и U-образные в плане наплывы 5 со стреловидными обтекателями 6, изменяющие и характер обтекания хвостовой части фюзеляжа 2, создавая вихри, при этом увеличивается и относительный объем воздуха, обтекающего четырехкилевое оперение, вследствие чего повышают и путевую устойчивость. Кроме того, наплывы 5 создают дополнительную подъемную силу и их эффективность как несущих поверхностей, достигается максимум в полете с большими сверхзвуковыми скоростями, когда подъемная сила требуется главным образом для того, чтобы парировать тенденцию к увеличению продольного наклона на пикирование при смещении назад аэродинамического фокуса и для уменьшения сопротивления от балансировки. Дополнительная подъемная сила от них создается у передней части фюзеляжа 2, это позволяет, повышая аэродинамическое качество, не отклонять вверх флаппероны 8 средней части 9 крыла, а достаточно уменьшая потери на балансировку, небольшого отклонения вверх щитков 10. Для достижения на сверхзвуковых скоростях необходимых и безопасных летных характеристик в его в гидравлической и топливной системах максимально применены паяные их соединения. Для предотвращения в полете воспламенения топлива при его заправке системы топливом удаляют из него кислород и надувают его топливные баки азотом.

Таким образом, многоцелевой СКС, имеющий трехдвигательную СУ и W-образной формы в плане крыло изменяемой геометрии, позволяют, программируя тягу конвертируемой СУ в соответствии с режимами полета и изменяя для этого его полетную конфигурацию, достигать высокого аэродинамического качества и взлетно-посадочных характеристик, большого уровня безопасности и высокой степени наработки на отказ двигателей. В конструкции его планера широко используются щитки, наплывы и обтекатели для обеспечения достаточной устойчивости и уменьшения сопротивления от балансировки на различных режимах полета. Кроме того, объединение аэродинамических обводов конструкции его планера в интегральную компоновку с тремя поверхностями управления тангажом и выполнение его крыла с ламинизированным профилем предопределяют возможность уменьшения на 30% лобового сопротивления и увеличения критической скорости дивергенции крыла обратной стреловидности, что создает возможность достижения больших сверхзвуковых скоростей (с числом М>3) на высоте полета не ниже 18 км. При этом с учетом требований по малой заметности его компоновка имеет ряд основных особенностей: углы стреловидности передней кромки средней и концевых частей крыла повторяют соответственно углы стреловидности задней и передней кромок ЦПГО, и углы наклона основных и дополнительных килей наружу также равны между собой, но и их стреловидности и передней и задней кромок всех четырех килей имеют аналогичные равные углы. Это направлено на уменьшение радиолокационного сечения и, следовательно, может позволить уменьшить эффективную площадь рассеивания и в конфигурации его планера с четырехкилевым оперением. В качестве основного конструкционного материала планера может быть применен титан и титановые сплавы в виде панелей с сотовым заполнителем. Очевидно то, что, выполнив планер такого СКС с покрытием его поверхностей радиопоглощающими материалами, это позволит реализовать возможность его малозаметности в радиолокационном, инфракрасном и визуальном диапазонах, но и предусмотреть в блочно-модульной его конструкции варианты исполнений, например, беспилотного СКС-разведчика, одноместных СКС-перехватчика и сверхманевренного СКС. В СУ последнего отсутствуют сопловые щитки двигателей и используются основной ТРДД с форсажной камерой и два вспомогательных - с УВТ, повышающие маневренность, но при этом создающие и явное увеличение инфракрасного излучения. Причем вначале, помимо чисто технической возможности, могут быть проведены исследования по созданию в первую очередь легкого беспилотного СКС. Это может иметь и важное практическое значение для отработки на нем преобразуемой полетной конфигурации и конвертируемой СУ, поскольку он может являться концептуальным прототипом других СКС. Следует заметить, что, применяя в такой СУ СКС соотношения нижнего 51% и верхнего 24,5% пределов тяги основного и вспомогательных ТРДД (с соответствующей их тяговооруженностью 0,262+0,252), можно достичь сверхзвуковых и больших сверхзвуковых скоростей полета.

Поэтому одним из самых положительных факторов применения программирования тяги конвертируемой СУ и изменения геометрии крыла W-образной формы в плане и даже в конструкции пассажирских самолетов является то, что использование соотношений нижнего 51% и верхнего 24,5% пределов тяги основного и вспомогательных ТРДД (с соответствующей их тяговооруженностью 0,208+0,20), например, в деловых СКС (с пассажировместимостью 17 и 47 человек и суммарной взлетной тягой СУ 8500 и 24900 кгс соответственно) позволит достичь дальности до 7800 км и скорости их полета, соответствующие числу М=3. В дальнейшем с созданием газотурбинных прямоточных двигателей изменяемого цикла, которые как минимум на 20% экономичнее современных ТРДД, обеспечивающих сверхзвуковой полет, позволит в перспективе использовать их в многоцелевых СКС нового поколения со скоростями, соответствующими числу М=4,5 и с дальностью полета до 12…14 тыс. км.

Многоцелевой сверхзвуковой конвертируемый самолет, имеющий планер из титановых сплавов с плавным сопряжением низкорасположенного крыла W-образной формы в плане и фюзеляжа, имеющего плоскую снизу форму и вдоль всей передней его части в продолжение крыла, оснащенного наплывами, силовую установку, крыльевые гондолы, трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой и главными опорами, отличающийся тем, что он выполнен по аэродинамической схеме «утка» с тремя поверхностями управления тангажом: передним горизонтальным оперением, флапперонами средней части крыла и цельноповоротными щитками, силовой установкой, включающей основной и два вспомогательных турбореактивных двухконтурных двигателя, и с упомянутым крылом изменяемой геометрии, с возможностью преобразования полетной конфигурации, планер снабжен кормовым и крыльевыми щитками, выполнен с близко расположенным передним горизонтальным оперением и цельноповоротными щитками, расположенными по внешним бортам двух хвостовых балок для торможения, каждая из которых снабжена сверху килем хвостового оперения, наклоненными наружу от плоскости симметрии, фюзеляж имеет ромбовидную форму поперечного сечения, выполнен с усеченным V-образным низом, оснащен для основного двигателя подфюзеляжным плоским воздухозаборником, стенки которого повторяют аналогичные углы поверхностей фюзеляжа, углы стреловидности передней кромки консолей переднего горизонтального оперения и каждого киля хвостового оперения, крыло имеет наплывы U-образной формы в плане со стреловидными обтекателями, создающими дополнительную несущую поверхность, образующими кессон с узлами навеса трех поверхностей управления тангажем, среднюю часть с флапперонами до крыльевых гондол и отклоняемые стреловидные концевые части, смонтированные на гондолах с возможностью установки с положительным углом поперечного V, углы стреловидности передней кромки средней и концевых частей крыла повторяют аналогичные углы соответственно задней и передней кромок близко расположенного переднего горизонтального оперения и обеспечивают выполнение после поворота функции двух дополнительных килей с образованием четырехкилевой схемы планера в полете, обеспечивая уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшение устойчивости по тангажу, рысканию и крену, при этом верхние поверхности трапециевидных в плане кормового и крыльевых щитков, которые покрыты теплостойким материалом, поглощающим тепло, и расположены на конце соответствующей гондолы в продолжение нижней части с возможностью уменьшения инфракрасного излучения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к транспортной технике и касается создания стабилизирующихся экранопланов. .

Изобретение относится к авиации, к летательным аппаратам тяжелее воздуха, более конкретно к летательным аппаратам типа «утка», и может быть использовано в конструкции беспилотных летательных аппаратов.

Изобретение относится к высокоскоростному самолету и способам изготовления самолета. .

Изобретение относится к авиации. .

Самолет // 2256587
Изобретение относится к самолетам, выполненным по аэродинамической схеме “утка”. .

Изобретение относится к авиации, более конкретно - к аппаратам тяжелее воздуха, а именно к самолетам схемы “утка”, и может быть использовано в конструкции пассажирских, транспортных самолетов для повышения их экономичности и топливной эффективности.

Изобретение относится к авиации и касается создания самолетов с повышенными экономичностью и топливной эффективностью. .

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при создании пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов, преимущественно для малоразмерных самолетов.

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к многорежимным самолетам, эксплуатируемым на сверх- и дозвуковых скоростях полета в широком диапазоне высот полета. .

Изобретение относится к самолетостроению, в частности к конструкции самолетов истребительной авиации. .

Изобретение относится к административным самолетам большой дальности. .

Изобретение относится к авиации, конкретно к боевым самолетам. .

Изобретение относится к области авиации, а именно к устройствам снижения звукового удара самолета. .

Изобретение относится к области авиации, а именно к пассажирским сверхзвуковым самолетам, к самолетам с обратной стреловидностью крыла и к пассажирским самолетам, имеющим аварийно-спасательные модули.

Изобретение относится к области акустической техники и авиации, а именно к полетам самолетов со сверхзвуковыми скоростями. .

Изобретение относится к области ракетной и космической техники. .

Изобретение относится к высокоскоростному самолету и способам изготовления самолета. .

Изобретение относится к системе воздухозаборника двигателя сверхзвукового летательного аппарата
Наверх