Самолет (варианты)

Группа изобретений относится к области авиации. Самолет включает фюзеляж, силовую установку, кабину управления, интегральную систему управления и составные крылья. В первом варианте самолет включает силовую установку, двигатели которой выполнены турбореактивными двухконтурными (ТРДД) со степенью контурности более 2. Составные крылья расположены в области набегающего потока истекающей струи из двигателей ТРДД. Имеются дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла. Выхлопная часть сопла ТРДД расположена на расстоянии от носка составного крыла на расстоянии не менее чем ΔL = C*max, где C*max - максимальная толщина крыла в вертикальной плоскости вдоль оси реактивного двигателя. Второй, третий и четвертый варианты самолета отличаются использованием силовой установки с различными типами двигателей для различных типов самолетов. Группа изобретений направлена на улучшение аэродинамических характеристик. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 85 ил.

 

Изобретение относится к области авиации, а именно к летательным аппаратам с использованием крыла с измененяемыми аэродинамическими характеристиками и может быть использовано для летательных аппаратов различных типов.

Наиболее заметным представителем оптимального сочетания технических решений для улучшения летных характеристик самолета является самолет Ан-70 (Крылья Родины, 1994 г., N 8, с. 7-9). С точки зрения создания подъемной силы самолета, на данном самолете использован обдув большей части верхней и нижней поверхности крыла мощными струями от турбовинтовых двигателей Д-27, которые установлены в передней части крыльев. За счет данного фактора в сочетании с развитой механизацией крыла вдвое увеличена подъемная сила крыла. Целью настоящего изобретения является использование обдува верхней и нижней части крыла набегающим потоком различных типов двигателей для увеличения подъемной силы крыла летательного аппарата.

Известно расчетное исследование С.А. Чаплыгина («Теория решетчатого крыла», Избранные работы по теории крыла., Ленинград, Гос. Издат. технико-теоретической литературы, 1949 г.) в котором доказано, что подъемная сила крыла входящего в состав многопланного крыла значительно превосходит подъемную силу аналогичного отдельного крыла. Известно исследование многоразрезного крыла С.А. Чаплыгина («Экспериментальная аэродинамика», Мартынов А.К., Гос. Издат. оборонной промышленности., 1949 г. см. фиг. 8.56, стр. 312), в котором приведены данные по значительному увеличению подъемной силы многоразрезного крыла. Недостатком вышеприведенных конструкций крыла является высокое аэродинамическое сопротивление при горизонтальном крейсерском режиме полета. Известен также способ изменения аэродинамических характеристик крыла воздушного судна (патент РФ N2250859, ОАО «ЦК ФПГ «Российский авиционный консорциум», авторы Артемьев В.В., Кануков М.И., Климов В.Т., и др., опубл. 27.04.2005 г.) заключающийся в том, что крыло выполняют составным из малого и большого элементов близкого профиля, при этом в убранном положении из обоих элементов формируют единый профиль, а при выпущенном положении малый элемент отводят от большого профиля для увеличения толщины составного крыла, при этом малый элемент отводят от большого профиля эквидистантно, а соотношение площадей большого и малого профиля составного крыла выбирают равным 1:0,3. Данное решение принято за прототип. К недостаткам данного технического решения следует отнести возникновение каверны необтекаемой формы на верхней плоскости основного профиля крыла при выдвинутом положении крыла малого профиля. Целью данного изобретения является использование трансформируемого многопланного крыла для улучшения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата при различных режимах полета летательного аппарата связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением и посадкой.

Данная цель достигается для самолета включающего фюзеляж, силовую установку из нескольких двигателей, кабину управления, интегральную систему управления, составные крылья содержащие основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом двигатели выполнены турореактивными двухконтурными (ТРДД) со степенью контурности более 2, при этом составные крылья расположены в области набегающего потока истекающей струи из двигателей ТРДД со степенью контурности более 2, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены либо в виде одного или нескольких надкрылков, выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного или нескольких подкрылков, выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде одного или нескольких надкрылков и подкрылков, при этом профиль надкрылков выполнен в виде плоско-выпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылков выполнен в виде плоско-выпуклого либо двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках и подкрылках имеет обтекаемую форму профиля, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из сопел одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом выхлопная часть сопла одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 расположена на расстоянии от носка составного крыла на расстоянии не менее чем Δ L = С*max, где С*max - максимальная толщина составного профиля крыла с учетом выдвинутых надкрылков и подкрылков в вертикальной плоскости вдоль оси двигателя. Данная цель также достигается для самолета с вертикальным взлетом и посадкой который включает фюзеляж, силовую установку из нескольких двигателей, кабину управления, интегральную систему управления, составные крылья содержащие основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла, закрылки и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом двигатели выполнены двухконтурными ТРДД со степенью контурности более 2, при этом составные крылья расположены в области набегающего потока истекающей струи из двигателей ТРДД со степенью контурности более 2, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены либо в виде одного или нескольких надкрылков, выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного или нескольких подкрылков, выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде одного или нескольких надкрылков и подкрылков, при этом профиль одного или нескольких надкрылков выполнен в виде плоско-выпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль одного или нескольких подкрылков выполнен в виде плоско-выпуклого либо двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках и подкрылках имеет обтекаемую форму профиля, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из сопел одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом выхлопная часть сопла одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 расположена на расстоянии от носка составного крыла на расстоянии не менее чем Δ L = C*max, где C*max - максимальная толщина составного профиля крыла с учетом выдвинутых надкрылков и подкрылков в вертикальной плоскости вдоль оси двигателя, при этом для возможности создания устойчивого суммарного уравновешенного силового реактивного момента относительно центра тяжести самолета в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от одиночных либо групп двухконтурных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 направлены, как минимум, в трех направлениях. Данная цель также достигается для самолета включающего фюзеляж, силовую установку с винтомоторными, либо турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями, кабину управления, интегральную систему управления, составные крылья содержащие основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом составные крылья расположены в области набегающего потока истекающей струи из винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены либо в виде одного или нескольких надкрылков, выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного или нескольких подкрылков, выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде одного или нескольких надкрылков и подкрылков, при этом профиль надкрылков выполнен в виде плоско-выпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылков выполнен в виде плоско-выпуклого либо двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках и подкрылках имеет обтекаемую форму профиля. Данная цель также достигается для самолета с вертикальным взлетом и посадкой который включает фюзеляж, силовую установку с винтомоторными, либо турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями, кабину управления, интегральную систему управления, составные крылья, содержащие основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом составные крылья расположены в области набегающего потока истекающей струи из винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены либо в виде одного или нескольких надкрылков, выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного или нескольких подкрылков, выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде одного или нескольких надкрылков и подкрылков, при этом профиль одного или нескольких надкрылков выполнен в виде плоско-выпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль одного или нескольких подкрылков выполнен в виде плоско-выпуклого либо двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках и подкрылках имеет обтекаемую форму профиля, при этом для возможности создания устойчивого суммарного уравновешенного силового реактивного момента относительно центра тяжести самолета в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от одиночных либо групп винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей направлены как минимум в трех направлениях.

Дополнительные выдвигаемые профильные элементы в выдвинутом положении имеют возможность поворота для изменения угла атаки.

На иллюстрационных примерах данного изобретения показаны варианты исполнения трансформируемого крыла летательного аппарата, а также варианты летательных аппаратов с использованием вариантов трансформируемого крыла:

на фиг. 1 - сечение А 1.1 - А 1.1, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками и с выдвинутым надкрылком расположенным в передней части крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенного надкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 2 - сечение А1.2-А1.2, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком, с выдвинутым предкрылком и с выдвинутым надкрылком, расположенными в передней части крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенного надкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 3 - сечение А1.3-А1.3, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 1, 2 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 4 - сечение А1.2-А1.2, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками и с выдвинутыми надкрылками расположенными в передней и хвостовой части основного профиля крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом передний профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 5 - сечение А2.2-А2.2, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком, с выдвинутым предкрылком и с выдвинутыми надкрылками, расположенными в передней и хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом передний профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 6 - сечение A3.2-A3.2, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета по фиг.4, 5 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 7 - сечение А1.3-А1.3, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками и с выдвинутыми надкрылками, расположенными в передней и хвостовой части основного профиля крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом передний профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом передний надкрылок выдвинут на большую высоту чем задний, при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 8 - сечение А2.3-А2.3, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком, с выдвинутым предкрылком и с выдвинутыми надкрылками, расположенными в передней и хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом передний профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом передний надкрылок выдвинут на большую высоту чем задний, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 9 - сечение А3.3-А3.3, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 7, 8 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 10 - сечение А1.4-А1.4, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками, с выдвинутым надкрылком расположенным в передней части крыла и с выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенного надкрылка и подкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом при профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 11 - сечение А2.4-А2.4, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком, с выдвинутым предкрылком и с выдвинутым надкрылком расположенными в передней части крыла и с выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выдвинутого надкрылка и подкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 12 - сечение A3.4-A3.4, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 10, 11 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 13 - сечение А1.5-А1.5, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками, с выдвинутым надкрылком расположенным в передней части крыла и с выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенного надкрылка и подкрылка составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом при профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 14 - сечение А2.5-А2.5, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком, с выдвинутым предкрылком и с выдвинутым надкрылком расположенными в передней части крыла и выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенного надкрылка и подкрылка составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля,при этом при профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 15 - сечение A3.5-A3.5, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 13, 14 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 16 - сечение А1.6-А1.6, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками, с двумя выдвинутыми надкрылками, расположенными в передней и хвостовой части основного профиля крыла и с выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенных надкрылков и подкрылка составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом профиль переднего надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 17 - сечение А2.6-А2.6, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком, с выдвинутым предкрылком и с двумя выдвинутыми надкрылками расположенным в передней и хвостовой части основного профиля крыла и с выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенных надкрылков и подкрылка составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом профиль переднего надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 18 - сечение A3.6-A3.6, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 16, 17 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 19 - сечение А1.7-А1.7, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками, с двумя выдвинутым надкрылками расположенным в передней и хвостовой части основного профиля крыла и с выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом размер хорды выпущенного подкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла при этом профиль переднего надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом передний надкрылок выдвинут на большую высоту чем задний,при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 20 - сечение А2.7-А2.7, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком, с выдвинутым предкрылком и с двумя выдвинутыми надкрылками расположенными в передней и хвостовой части основного профиля крыла и выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом размер хорды выпущенного подкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла при этом профиль переднего надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом передний надкрылок выдвинут на большую высоту чем задний, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 21 - сечение A3.7-A3.7, показана схема обдува набегающим потоком атмосферного воздуха трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 19, 20 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 22 - сечение В1.1-В1.1, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками, с выдвинутым надкрылком расположенным в передней части крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенного надкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 23 - сечение В1.2-В1.2, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком и с выдвинутым надкрылком, расположенными в передней части крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенного надкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 24 - сечение В1.3-В1.3, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 22, 23 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 25 - сечение В1.2-В1.2, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками и с выдвинутыми надкрылками расположенным в передней и хвостовой части основного профиля крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом передний профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 26 - сечение В2.2-В2.2, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком и с выдвинутыми надкрылками, расположенным в передней и хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом передний профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 27 - сечение В3.2-В3.2, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 25, 26 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 28 - сечение В1.3-В1.3, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками и с выдвинутыми надкрылками, расположенными в передней и хвостовой части основного профиля крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом передний профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом передний надкрылок выдвинут на большую высоту чем задний, при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 29 - сечение В2.3 - В2.3, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком и с выдвинутыми надкрылками, расположенными в передней и хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом передний профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом передний надкрылок выдвинут на большую высоту чем задний, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 30 - сечение В3.3-В3.3, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 28, 29 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 31 - сечение В1.4-В1.4, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками и с выдвинутым надкрылком расположенным в передней части крыла и с выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенного ьнадкрылка и подкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом при профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 32 - сечение В2.4-В2.4, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком и с выдвинутым надкрылком расположенным в передней части крыла и выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выдвинутого надкрылка и подкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 33 - сечение В3.4-В3.4, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 31, 32 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 34 - сечение В1.5-В1.5, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками и с выдвинутым надкрылком расположенным в передней части крыла и выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенного надкрылка и подкрылка составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом при профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 35 - сечение В2.5-В2.5, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком и с выдвинутым надкрылком расположенным в передней части крыла и с выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенного надкрылка и подкрылка составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля,при этом при профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 36 - сечение В3.5-В3.5, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 34, 35 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 37 - сечение В1.6-В1.6, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками и с двумя выдвинутым надкрылками расположенными в передней и хвостовой части основного профиля крыла и выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенных надкрылков и подкрылка составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом профиль переднего надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояковыпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылка выполнен в виде двояковыпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 38 - сечение В2.6-В2.6, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком и с двумя выдвинутыми надкрылками расположенными в передней и хвостовой части основного профиля крыла и выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенных надкрылков и подкрылка составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом профиль переднего надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылка выполнен в виде двояковыпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 39 - сечение В3.6-В3.6, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 37, 38 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 40 - сечение В1.7-В1.7, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками и с двумя выдвинутым надкрылками расположенными в передней и хвостовой части основного профиля крыла и с выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом размер хорды выпущенного подкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла при этом профиль переднего надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояковыпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылка выполнен в виде двояковыпуклого сегментного профиля, при этом передний надкрылок выдвинут на большую высоту чем задний,при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 41 - сечение В2.7-В2.7, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком и с двумя выдвинутыми надкрылками расположенным в передней и хвостовой части основного профиля крыла и с выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом размер хорды выпущенного подкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла при этом профиль переднего надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом передний надкрылок выдвинут на большую высоту чем задний, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 42 - сечение В3.7-В3.7, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 40, 41 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 43 - компоновочная схема самолета в плане с сигарообразной формой фюзеляжа с двумя турбореактивными двигателями ТРДД размещенными в хвостовой части фюзеляжа, при этом стреловидные крылья составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками находятся в средней части самолета с обдувом набегающим потоком атмосферного воздуха;

на фиг. 44 - компоновочная схема самолета в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с двумя двухконтурными турбореактивными двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, например турбовентиляторными двигателями со смешением потоков, размещенными на выдвинутых вперед консолях перед носком боковых прямых крыльев составного профиля и одним двухконтурным турбореактивным двигателем ТРДД со степенью контурности более 2, например турбовентиляторным двигателем со смешением потоков размещенным в хвостовой части фюзеляжа перед трапециевидным хвостовым крылом составного профиля, при этом носки всех крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в створе набегающего потока истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД, при этом выхлопная часть сопел всех реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 расположена на расстоянии от носка составного крыла на расстоянии не менее чем ΔL=C*max, где C*max - максимальная толщина крыла составного профиля крыла с учетом выдвинутых накрылков и подкрылков.

на фиг. 45 - компоновочная схема самолета в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с четырьмя двухконтурными турбореактивными двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, например турбовентиляторными двигателями со смешением потоков, размещенными на горизонтальных консолях в передней части фюзеляжа и одним двухконтурным турбореактивным двигателем ТРДД со степенью контурности более 2, например турбовентиляторным двигателем со смешением потоков размещенным в хвостовой части фюзеляжа, при этом боковые прямые крылья составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены за передними двухконтурными реактивными двигателями ТРДД по ходу полета, а за двигателем ТРДД в хвостовой части фюзеляжа предусмотрено трапециевидное крыло составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками, при этом носки всех крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в створе набегающего потока истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД, при этом выхлопная часть сопел всех реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 расположена на расстоянии от носка составного крыла на расстоянии не менее чем ΔL=С*max, где С*max - максимальная толщина крыла с учетом выдвинутых накрылков и подкрылков.

на фиг. 46 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схама самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с двумя поворотными двухконтурными турбореактивными двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, например турбовентиляторными двигателями со смешением потоков, размещенными на горизонтальных консолях с поворотной платформой для возможности совместного поворота двух передних ТРДД и участков передних сегментных поворотных крыльев составного профиля в передней части фюзеляжа и одним двухконтурным турбореактивным двигателем ТРДД со степенью контурности более 2, например турбовентиляторным двигателем со смешением потоков, размещенным в хвостовой части фюзеляжа, при этом за двигателем ТРДД в хвостовой части фюзеляжа предусмотрено трапециевидное крыло составного профиля, при этом носки всех крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в створе набегающего потока истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД, при этом выхлопная часть сопел всех реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 расположена на расстоянии от носка составного крыла на расстоянии не менее чем ΔL=C*max, где С*max - максимальная толщина крыла с учетом выдвинутых накрылков и подкрылков, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от двухконтурных реактивных двигателей ТРДД направлены радиально в трех направлениях;

на фиг. 47 - компоновочная схема самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 46, при положении поворотных двигателей ТРДД и поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;

на фиг. 48 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схама самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с двумя поворотными двухконтурными турбореактивными двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, например турбовентиляторными двигателями со смешением потоков, размещенными на горизонтальных консолях с поворотной платформой для возможности совместного поворота двух передних ТРДД и участков передних поворотных крыльев составного профиля в передней части фюзеляжа и двумя задними двухконтурными турбореактивными двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, например турбовентиляторными двигателями со смешением потоков, размещенными на выдвинутых вперед консолях перед носком боковых прямых крыльев составного профиля в хвостовой части фюзеляжа, при этом носки всех крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в створе набегающего потока истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД, при этом выхлопная часть сопел всех реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 расположена на расстоянии от носка составного крыла на расстоянии не менее чем ΔL=С*max, где С*max - максимальная толщина крыла с учетом выдвинутых накрылков и подкрылков, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от двухконтурных реактивных двигателей ТРДД направлены радиально в трех направлениях;

на фиг. 49 - компоновочная схема самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 49, при положении поворотных двигателей ТРДД и участков поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;

на фиг. 50 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схама самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с четырьмя двухконтурными турбореактивными двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, например турбовентиляторными двигателями со смешением потоков, размещенных на выдвинутых вперед консолях перед носком поворотных крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками, и одним двухконтурным турбореактивным двигателем ТРДД со степенью контурности более 2, например турбовентиляторным двигателем со смешением потоков, размещенным в хвостовой асти фюзеляжа, при этом за двигателем ТРДД в хвостовой части фюзеляжа предусмотрено трапециевидное крыло составного профиля, при этом носки всех крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в створе набегающего потока истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД, при этом выхлопная часть сопел всех реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 расположена на расстоянии от носка составного крыла на расстоянии не менее чем ΔL=C*max, где C*max - максимальная толщина крыла с учетом выдвинутых накрылков и подкрылков, при этом поворот поворотных крыльев составного профиля осуществляется на поворотных сегментах выполненных на краевых участках поворотных крыльев составного профиля и закрепленных в хвостовой части к фюзеляжу, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от двухконтурных реактивных двигателей ТРДД направлены радиально в пяти направлениях;

на фиг. 51 - компоновочная схема самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 50, при положении поворотных двигателей ТРДД и поворотных крыльев составного профиля в режиме перехода от зависания к горизонтальному полету;

на фиг. 52 - компоновочная схема самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 52, при положении поворотных двигателей ТРДД и поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;

на фиг. 53 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схама самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане с дискоообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными двухконтурными турбореактивными двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, например турбовентиляторными двигателями со смешением потоков, размещенными на кольцевых горизонтальных опорных направляющих для возможности совместного поворота ТРДД и участков поворотных крыльев составного профиля вокруг вертикальной оси, при этом носки всех участков поворотных крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в створе набегающего потока истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД, при этом выхлопная часть сопел всех реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 расположена на расстоянии от носка составного крыла на расстоянии не менее чем ΔL=C*max, где С*max - максимальная толщина крыла с учетом выдвинутых накрылков и подкрылков, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от двухконтурных реактивных двигателей ТРДД направлены радиально в трех направлениях;

на фиг. 54 - компоновочная схема самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 53, при положении поворотных двигателей ТРДД и участков поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета,

на фиг. 55 - сечение С1.1-С1.1, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками и с выдвинутым надкрылком расположенным в передней части крыла составного профиля в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенного надкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 56 - сечение С1.2-С1.2, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком и с выдвинутым надкрылком, расположенным в передней части крыла составного профиля в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенного надкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 57 - сечение С1.3-С1.3, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 55, 56 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 58 - сечение С1.2-С1.2, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками и с выдвинутыми надкрылками расположенным в передней и хвостовой части основного профиля крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом передний профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 59 - сечение С2.2-С2.2, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком и с выдвинутыми надкрылками, расположенным в передней и хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом передний профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 60 - сечение С3.2-С3.2, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 58, 59 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 61 - сечение С1.3-С1.3, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками и с выдвинутыми надкрылками, расположенными в передней и хвостовой части основного профиля крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом передний профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом передний надкрылок выдвинут на большую высоту чем задний, при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 62 - сечение С2.3-С2.3, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком и с выдвинутыми надкрылками, расположенными в передней и хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом передний профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом передний надкрылок выдвинут на большую высоту чем задний, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 63 - сечение С3.3-С3.З, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 61, 62 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 64 - сечение С1.4-С1.4, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками и с выдвинутым надкрылком расположенным в передней части крыла и выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла, в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенного надкрылка и подкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля,при этом при профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 65 - сечение С2.4-С2.4, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком и с выдвинутым надкрылком расположенным в передней части крыла и выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выдвинутого надкрылка и подкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 66 - сечение С3.4-С3.4, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 64, 65 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 67 - сечение С1.5-С1.5, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками и с выдвинутым надкрылком расположенным в передней части крыла и выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенного надкрылка и подкрылка составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом при профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 68 - сечение С2.5-С2.5, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком и с выдвинутым надкрылком расположенным в передней части крыла и с выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенного надкрылка и подкрылка составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом профиль надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля,при этом при профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутом надкрылке и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 69 - сечение С3.5-С3.5, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 67, 68 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 70 - сечение С1.6-С1.6, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками и с двумя выдвинутым надкрылками расположенными в передней и хвостовой части основного профиля крыла и выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенных надкрылков и подкрылка составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом профиль переднего надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 71 - сечение С2.6-С2.6, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком и с двумя выдвинутым надкрылками расположеннымт в передней и хвостовой части основного профиля крыла и выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенных надкрылков и подкрылка составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом профиль переднего надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 72 - сечение С3.6-С3.6, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 70, 71 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 73 - сечение С1.7-С1.7, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета с выдвинутыми щелевыми закрылками и с двумя выдвинутым надкрылками расположенными в передней и хвостовой части основного профиля крыла и выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент отрыва самолета от земли, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом размер хорды выпущенного подкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла при этом профиль переднего надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом передний надкрылок выдвинут на большую высоту чем задний,при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 74 - сечение С2.7-С2.7, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета с отклоненным закрылком и с двумя выдвинутым надкрылками расположенными в передней и хвостовой части основного профиля крыла и с выдвинутым подкрылком расположенным в хвостовой части основного профиля крыла в момент разгона самолета и набора высоты, при этом размер хорды выпущенных надкрылков составляет 0,2 от размера хорды всего крыла, при этом размер хорды выпущенного подкрылка составляет 0,3 от размера хорды всего крыла при этом профиль переднего надкрылка выполнен в виде вогнуто-выпуклого сегментного профиля, а задний профиль надкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылка выполнен в виде двояко-выпуклого сегментного профиля, при этом передний надкрылок выдвинут на большую высоту чем задний, при этом основной профиль крыла, при выдвинутых надкрылках и подкрылке, имеет обтекаемый профиль;

на фиг. 75 - сечение С3.7-С3.7, показана схема обдува набегающим потоком истекающей струи из турбвинтовентиляторного двигателя с задним расположением винтов трансформируемого профиля крыла самолета по фиг. 73, 74 в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 76 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схама самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане с дискоообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными турбвинтовентиляторными двигателями с задним расположением винтов (ТВВД), размещенными на кольцевых горизонтальных опорных направляющих для возможности совместного поворота ТВВД и участков поворотных крыльев составного профиля вокруг вертикальной оси, при этом носки всех участков поворотных крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в створе набегающего потока истекающей струи из двигателей ТВВД, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от турбвинтовентиляторных двигателей с задним расположением винтов направлены радиально в трех направлениях;

на фиг.77 - компоновочная схема самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 76, при положении поворотных двигателей ТВВД и участков поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;

на фиг.78 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схама самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными турбвинтовентиляторными двигателями с задним расположением винтов (ТВВД), размещенными на кольцевых горизонтальных опорных направляющих для возможности совместного поворота ТВВД и участков поворотных крыльев составного профиля вокруг вертикальной оси, при этом носки всех участков поворотных крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в створе набегающего потока истекающей струи из двигателей ТВВД, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от турбвинтовентиляторных двигателей с задним расположением винтов направлены радиально в трех направлениях;

на фиг. 79 - компоновочная схема самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 78, при положении поворотных двигателей ТВВД и участков поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;

на фиг. 80 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схама самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане с дискообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными турбвинтовентиляторными двигателями с задним расположением винтов (ТВВД), размещенными на кольцевых горизонтальных опорных поворотных платформах для возможности совместного поворота ТВВД и участков поворотных крыльев составного профиля вокруг вертикальной оси, при этом носки всех участков поворотных крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в створе набегающего потока истекающей струи из двигателей ТВВД, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от турбвинтовентиляторных двигателей с задним расположением винтов направлены радиально в трех направлениях;

на фиг. 81 - компоновочная схема самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 80, при положении поворотных двигателей ТВВД и участков поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;

на фиг. 82 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схама самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с двумя поворотными турбвинтовентиляторными двигателями с задним расположением винтов (ТВВД), размещенными на кольцевых горизонтальных опорных поворотных платформах в передней части фюзеляжа для возможности совместного поворота ТВВД и участков поворотных крыльев составного профиля вокруг вертикальной оси и одним турбвинтовентиляторными двигателями с задним расположением винтов (ТВВД) расположенным в хвостовой части фюзеляжа, при этом носки всех участков поворотных крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками и хвостового прямого крыла составного профиля, расположены в створе набегающего потока истекающей струи из двигателей ТВВД, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от трех турбвинтовентиляторных двигателей с задним расположением винтов направлены радиально в трех направлениях;

на фиг. 83 - компоновочная схема самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 82, при положении поворотных двигателей ТВВД и участков поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;

на фиг. 84 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схама самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с двумя поворотными турбвинтовентиляторными двигателями с задним расположением винтов (ТВВД), размещенными на кольцевых горизонтальных опорных поворотных платформах в передней части фюзеляжа для возможности совместного поворота ТВВД и участков поворотных крыльев составного профиля вокруг вертикальной оси и и двумя задними турбвинтовентиляторными двигателями с задним расположением винтов (ТВВД) расположенным перед носком боковых прямых крыльев составного профиля в хвостовой части фюзеляжа, при этом носки всех участков поворотных крыльев составного профиля и хвостового прямого крыла составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками, расположены в створе набегающего потока истекающей струи из двигателей ТВВД, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от четырех турбвинтовентиляторных двигателей с задним расположением винтов направлены радиально в трех направлениях;

на фиг. 85 - компоновочная схема самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 84, при положении поворотных двигателей ТВВД и участков поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета.

На представленных чертежах позициями обозначены:

поз. 1 - основной профиль составного крыла;

поз. 2 - выдвигаемый передний надкрылок с длиной хорды 0,2 от размера хорды всего крыла;

поз. 3 - выдвигаемый передний надкрылок с длиной хорды 0,3 от размера хорды всего крыла;

поз. 4 - выдвигаемый задний надкрылок с длиной хорды 0,2 от размера хорды всего крыла;

поз. 5 - выдвигаемый задний подкрылок с длиной хорды 0,2 от размера хорды всего крыла;

поз. 6 - выдвигаемый задний подкрылок с длиной хорды 0,3 от размера хорды всего крыла;

поз. 7 - закрылок;

поз. 8 - предкрылок;

поз. 9 - двухконтурный турбореактивный двигатель ТРДД со степенью контурности более 2, например турбовентиляторный двигатель со смешением потоков;

поз. 10 - фюзеляж сигарообразной формы;

поз. 11 - боковое прямое крыло составного профиля;

поз. 12 -боковое стреловидное крыло составного профиля;

поз. 13 -трапециевидное хвостовое крыло составного профиля;

поз. 14 - поворотное крыло составного профиля;

поз. 15 -несущая горизонтальная консоль для крепления ТРДД;

поз. 16 - выносная горизонтальная консоль перед носком составного крыла для крепления ТРДД;

поз. 17 - несущая горизонтальная консоль с поворотной платформой для возможности поворота ТРДД вокруг вертикальной оси;

поз. 18 - канал воздухозаборника для хвостового ТРДД;

поз. 19 - щелевой обтекаемый воздухозаборник;

поз. 20 - хвостовое оперение;

поз. 21 - поворотный сегмент;

поз. 22 - крыло переднего стабилизатора;

поз. 23 - кольцевые горизонтальные опорные направляющие;

поз. 24 - фюзеляж дискообразной формы, либо обтекаемого объема круглой формы в плане;

поз. 25 - турбвинтовентиляторный двигатель (ТВВД) с задним расположением винтов;

поз. 26 - хвостовое прямое крыло составного профиля;

ΔL - расстояние между выхлопной частью сопла двухконтурных реактивных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 и носком крыла составного профиля располагаемого в створе набегающего потока истекающей струи из ТРДД;

ΔНкд - смещение оси сопла двухконтурного реактивного двигателя ТРДД со степенью контурности более 2, либо турбвинтовентиляторного двигателя (ТВВД) с задним расположением винтов относительно горизонтали проходящей через носок крыла составного профиля.

1. Самолет, включающий фюзеляж, силовую установку из нескольких двигателей, кабину управления, интегральную систему управления, составные крылья, содержащие основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, отличающийся тем, что двигатели выполнены турбореактивными двухконтурными (ТРДД) со степенью контурности более 2, при этом составные крылья расположены в области набегающего потока истекающей струи из двигателей ТРДД со степенью контурности более 2, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены либо в виде одного или нескольких надкрылков, выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного или нескольких подкрылков, выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде одного или нескольких надкрылков и подкрылков, при этом профиль надкрылков выполнен в виде плосковыпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылков выполнен в виде плосковыпуклого либо двояковыпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках и подкрылках имеет обтекаемую форму профиля, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из сопел одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом выхлопная часть сопла одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 расположена на расстоянии от носка составного крыла на расстоянии не менее чем ΔL = C*max, где C*max - максимальная толщина составного профиля крыла в вертикальной плоскости вдоль оси реактивного двигателя с учетом выдвинутых надкрылков и подкрылков.

2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что дополнительные выдвигаемые профильные элементы в выдвинутом положении имеют возможность поворота для изменения угла атаки.

3. Самолет, включающий фюзеляж, силовую установку из нескольких двигателей, кабину управления, интегральную систему управления, составные крылья, содержащие основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла, закрылки и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, отличающийся тем, что двигатели выполнены двухконтурными ТРДД со степенью контурности более 2, при этом составные крылья расположены в области набегающего потока истекающей струи из двигателей ТРДД со степенью контурности более 2, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены либо в виде одного или нескольких надкрылков, выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного или нескольких подкрылков, выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде одного или нескольких надкрылков и подкрылков, при этом профиль одного или нескольких надкрылков выполнен в виде плосковыпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль одного или нескольких подкрылков выполнен в виде плосковыпуклого либо двояковыпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках и подкрылках имеет обтекаемую форму профиля, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из сопел одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом выхлопная часть сопла одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 расположена на расстоянии от носка составного крыла на расстоянии не менее чем ΔL = С*max, где С*max - максимальная толщина составного профиля крыла в вертикальной плоскости вдоль оси реактивного двигателя с учетом выдвинутых надкрылков и подкрылков, при этом для возможности создания устойчивого суммарного уравновешенного силового реактивного момента относительно центра тяжести самолета в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от одиночных либо групп двухконтурных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 направлены как минимум в трех направлениях.

4. Самолет по п. 3, отличающийся тем, что дополнительные выдвигаемые профильные элементы в выдвинутом положении имеют возможность поворота для изменения угла атаки.

5. Самолет, включающий фюзеляж, силовую установку с винтомоторными, либо турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями, кабину управления, интегральную систему управления, составные крылья, содержащие основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, отличающийся тем, что составные крылья расположены в области набегающего потока истекающей струи из винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены либо в виде одного или нескольких надкрылков, выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного или нескольких подкрылков, выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде одного или нескольких надкрылков и подкрылков, при этом профиль надкрылков выполнен в виде плосковыпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль подкрылков выполнен в виде плосковыпуклого либо двояковыпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках и подкрылках имеет обтекаемую форму профиля.

6. Самолет по п. 5, отличающийся тем, что дополнительные выдвигаемые профильные элементы в выдвинутом положении имеют возможность поворота для изменения угла атаки.

7. Самолет, включающий фюзеляж, силовую установку с винтомоторными, либо турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями, кабину управления, интегральную систему управления, составные крылья, содержащие основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, отличающийся тем, что составные крылья расположены в области набегающего потока истекающей струи из винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены либо в виде одного или нескольких надкрылков, выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного или нескольких подкрылков, выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде одного или нескольких надкрылков и подкрылков, при этом профиль одного или нескольких надкрылков выполнен в виде плосковыпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль одного или нескольких подкрылков выполнен в виде плосковыпуклого либо двояковыпуклого сегментного профиля, при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках и подкрылках имеет обтекаемую форму профиля, при этом для возможности создания устойчивого суммарного уравновешенного силового реактивного момента относительно центра тяжести самолета в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от одиночных либо групп винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей направлены как минимум в трех направлениях.

8. Самолет по п. 7, отличающийся тем, что дополнительные выдвигаемые профильные элементы в выдвинутом положении имеют возможность поворота для изменения утла атаки.



 

Похожие патенты:

Самолет // 2667836
Изобретение относится к аварийному оборудованию самолета при полете над морем. В фюзеляже к боковым стенкам 6 прикреплены двери 8, закрывающиеся засовами 9 с электромагнитами.

Воздушное транспортное средство, имеющее двусторонне асимметричную конструкцию, содержит корпус, имеющий продольную ось, и асимметрично удлиненные гондолы двигателей.

Группа изобретений относится к гиперзвуковым самолетам. Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой содержит фюзеляж, складываемые консоли крыла, два маршевых комбинированных двигателя, два маршевых ракетных двигателя, складывающиеся консоли переднего горизонтального оперения и кабину пилотов.

Пилон летательного аппарата для удержания двух- или трехконтурного турбореактивного двигателя (1) содержит верхнюю поверхность соединения с летательным аппаратом, две боковые стороны и подошву в своей нижней части.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой содержит планер с фюзеляжем и крыльями и реактивные подъемно-тяговые установки или блоки реактивных подъемно-тяговых двигателей с форсажными камерами, установленные в один или несколько рядов под крыльями или шарнирно на концах крыльев и на плоскостях в хвосте фюзеляжа, пусковой двигатель с компрессором и электрогенератором, насосы для подачи углеводородного топлива и электропроводной жидкости, генераторы импульсов.

Изобретение относится к области авиастроения. Многофункциональный самолет содержит фюзеляж (1), консоли крыла (2), консоли цельноповоротного вертикального оперения (3), консоли цельноповоротного горизонтального оперения (4), фонарь кабины (5), горизонтальные кромки воздухозаборников двигателей (6), мелкоячеистые сетки, экранирующие устройства забора и выброса воздуха (7), боковые наклонные кромки воздухозаборников двигателей (8), устройство (9) уменьшения эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) силовой установки и створки (10) отсека штанги дозаправки топливом в полете.

Ракета // 2443608
Изобретение относится к космонавтике. .

Ракета // 2443601
Изобретение относится к космонавтике. .

Изобретение относится к административным самолетам большой дальности. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области транспортных средств. Аппарат на воздушной подушке включает два связанных и расположенных одно за другим крыла, фюзеляж, двигатель, диски и винтовой движитель.

Изобретение относится к области авиации и касается гиперзвуковых самолетов с газодинамической системой управления. Гиперзвуковой самолет содержит фюзеляж, консоли крыла, многодвигательный привод, два турбореактивных двигателя.

Изобретение относится к авиастроению. .

Изобретение относится к аварийным системам самолета. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для спасения самолетов, вертолетов и других летающих объектов. .

Ракета // 2332329
Изобретение относится к космонавтике. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиации и предназначено для переброски по воздуху живой силы и техники ВВС, ВДВ. .

Изобретение относится к аэродинамике крыла самолета. .

Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов. Топливная система состоит из бака, инерционного клапана, расходного отсека с перегородкой, трубопроводов забора топлива из бака.

Группа изобретений относится к области авиации. Самолет включает фюзеляж, силовую установку, кабину управления, интегральную систему управления и составные крылья. В первом варианте самолет включает силовую установку, двигатели которой выполнены турбореактивными двухконтурными со степенью контурности более 2. Составные крылья расположены в области набегающего потока истекающей струи из двигателей ТРДД. Имеются дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла. Выхлопная часть сопла ТРДД расположена на расстоянии от носка составного крыла на расстоянии не менее чем ΔL C*max, где C*max - максимальная толщина крыла в вертикальной плоскости вдоль оси реактивного двигателя. Второй, третий и четвертый варианты самолета отличаются использованием силовой установки с различными типами двигателей для различных типов самолетов. Группа изобретений направлена на улучшение аэродинамических характеристик. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 85 ил.

Наверх