Сверхзвуковой малозаметный самолет вертикального взлета и посадки

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям самолетов вертикального взлета и посадки. Сверхзвуковой малозаметный самолет вертикального взлета и посадки (СМСВВП) снабжен на концах внешних бортов хвостовых балок боковыми рулевыми соплами (БРС), действующими в горизонтальной плоскости поочередно, изменяя балансировку по курсу при работе двух подъемных вентиляторов (ПВ). СУ выполнена с двумя подъемно-маршевыми ТРДД с отбором мощности на привод двух ПВ и управляемым вектором тяги (УВТ) для создания подъемной силы и управляющих моментов по тангажу при выполнении ВВП и зависания, и реактивной тяги при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета. СМСВВП выполнен по интегральной аэродинамической схеме продольного триплана с передним горизонтальным оперением (ПГО), среднерасположенным дельтовидным крылом (СДК) и V-образным оперением, и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения КВП или ВВП с соответствующего самолета с двумя ПВ, двумя ТРДД с УВТ и БРС в транс- или сверхзвуковой самолет. Обеспечивается уменьшение заметности, увеличение скорости и дальности полета. 2 з.п. ф-лы, 1 табл., 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции сверхзвуковых самолетов вертикального взлета и посадки как с двумя подъемными вентиляторами (ПВ), используемыми с рулевыми боковыми соплами на концах внешних бортов хвостовых балок и только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и KBП), так и двумя подъемно-маршевыми турбореактивными двигателями с управляемым вектором тяги плоских их сопел и отбором мощности от их турбин на привод сдвоенных или поперечных ПВ, смонтированных внутри ниши фюзеляжа со сдвижкой вдоль оси симметрии или круглых ниш фюзеляжных наплывов переднего горизонтального оперения, имеющих на соответствующих их частях автоматически открываемые продольные пары верхних и нижних створок.

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

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

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

Известен палубный СВВП модели F-35V (США), содержащий высокорасположенное крыло, консоли которого снабжены боковыми соплами, создающими наравне с передним подъемным вентилятором вертикальную тягу, имеет турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, и отбором мощности на привод переднего подъемного вентилятора с поворотными створками, хвостовое оперение с двумя отклоненными килями наружу.

Признаки, совпадающие - комбинированная силовая установка СВВП включает ТРДД, выполненный на базе ТРДД модели F119, имеет модуль основного поворотного сопла (Three-Bearing Swivel Module), муфту сцепления, основной приводной вал, редуктор привода подъемного вентилятора и расположенные в крыле воздухоотводящие каналы с соплами, предназначенными для осуществления подъема и управления самолетом по крену. На режиме ВВП мощность от подъемно-маршевого ТРДД передается к продольному валу длиной около 1,8 м. Вал входит в муфту, и при зацеплении муфта соединяет продольный вал с подъемным вентилятором, который способен преобразовывать переданную ему валом мощность в 21600 л.с. в тягу, примерно равную 89 кН. В состав форсажного ТРДД входит основное реактивное сопло с управляемым вектором тяги, которое поворачивается для направления выходящей из двигателя струи газов назад вдоль оси самолета или вниз при ВВП, а выходящий при этом из подъемного вентилятора поток воздуха с регулируемыми створками, которые придают воздушному потоку нужное продольное направление. Каналы с соплами управления по крену получают воздух от ТРДД и создают 17 кН подъемной тяги.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что заднее расположение ТРДД с его поворотным соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, имеет для отбора взлетной его мощности передний вывод вал посредством редуктора и муфты сцепления на подъемный вентилятор, что предопределяет за кабиной пилота в конструкции фюзеляжа две верхнюю и нижнюю раскрываемые створки подъемного вентилятора, оснащенного также сложной системой отклонения его воздушного потока в продольном направлении, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что размещение за кабиной пилота ниши подъемного вентилятора диаметром 1,27 м предопределяет слишком широкий и толстый фюзеляж и, как следствие, большая площадь миделя, что создает дополнительное лобовое сопротивление и ухудшения ЛТХ. Боле того, объем ниши в фюзеляже для размещения в ней подъемного вентилятора уменьшает эффективный его объем на 2,96 м3, в котором можно было разместить топлива 2300 кг. Третья - это то, что для выполнения ВВП и зависания имеется двойная система создания вертикальной тяги и продольно-поперечной подъемной силы (подъемный вентилятор с поворотным соплом ТРДД и боковые сопла), что неизбежно ведет к утяжелению и усложнению конструкции, но и уменьшению весовой отдачи, так как при горизонтальном его полете боковые сопла и подъемный вентилятор, увеличивая паразитную массу, бесполезны. Кроме того, использование форсажного ТРДД при выполнении ВВП повышает удельный расход топлива на 46% и ухудшает показатели дальности полета и топливной эффективности. А использование бесфорсажного режима работы ТРДД ограничивает скорость крейсерского полета до 950 км/ч.

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

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

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

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

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного СВВП HS.141 фирмы Hawker Siddeley, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он снабжен на концах внешних бортов хвостовых балок боковыми рулевыми соплами (БРС), действующими в горизонтальной плоскости поочередно, изменяя балансировку по курсу при работе двух подъемных вентиляторов (ПВ), применяемых только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета и с обеспечением свободного доступа воздуха в их кольцевые обтекатели и выхода воздушного потока из них, но и в комбинированной СУ двумя подъемно-маршевыми турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД) с отбором мощности на привод двух ПВ и управляемым вектором тяги (УВТ) как для создания подъемной силы и управляющих моментов по тангажу при выполнении ВВП и зависания, так и реактивной тяги при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета после как отключения ТРДД от привода двух ПВ, имеющих противоположное направление их вращения, так и их фиксированной остановки и выполнен по интегральной аэродинамической схеме продольного триплана с передним горизонтальным оперением (ПГО), среднерасположенным дельтовидным крылом (СДК) и V-образным оперением, но и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с соответствующего самолета с двумя ПВ, двумя ТРДД с УВТ и БРС в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно при максимальном или нормальном взлетном весе, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки по крену консоли и концевые части СДК снабжены соответственно воздухоотводящими от компрессоров ТРДД каналами и подкрыльными соплами, синхронно взаимодействующими на режимах создания вертикальной сбалансированной подъемной и реактивной тяги соответственно в системах холодного потока воздуха от двух ПВ и горячего выхлопа реактивной струи от двух ТРДД с УВТ, размещенных спереди и сзади от центра масс соответственно, причем трапециевидные при виде спереди боковые развитые фюзеляжные наплывы с переменной стреловидностью по передней кромке, расположенные в наиболее широкой части фюзеляжа, выполненного по правилу площадей, и за кабиной пилота, выше плоскости СДК и вне зоны влияния входных устройств подкрыльных боковых полутоннельных воздухозаборников ТРДД, имеющих конструкцию их каналов с двойной S-образностью при виде и сверху, и с боку, и образующие крестообразное поперечное сечение фюзеляжа с нижней и верхней трапециевидными при виде спереди его частями, но и снабженные на их концах консолями ПГО, выполненного с положительным углом ϕ=+12° поперечного V, при этом в передней части каждой надкрыльной части мотогондолы над входным устройством ТРДД имеется продольные автоматически открываемые створки для доступа на режимах ВВП и зависания дополнительного потока воздуха для работы бесфорсажных ТРДД, причем V-образное оперение с цельно-поворотными трапециевидными килями, имеющими заднюю кромку переменной стреловидности с округленной вершиной в точке ее пересечения и смонтированными на разнесенных хвостовых балках, снабженных подфюзеляжными килями, оснащенными на передних концах их законцовок ИК-излучателями и видеокамерами, используемыми при вертикальной посадке, при этом скошенные боковые стороны как верхней и нижней частей фюзеляжа с уплощенной носовой его частью, так и частей подкрыльных воздухозаборников и надкрыльных мотогондол, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют соответственно шестигранное поперечное сечение и граненные конфигурации при виде спереди с острой линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая боковые поверхности клиновидного профиля СДК, имеющему внутренние трапециевидные его секции с размахом равновеликим 3/4 размаху и цельно-поворотного ПГО, и V-образного оперения, причем планер с внутренними отсеками вооружения выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием.

Кроме того, что в упомянутой системе подъемной тяги два продольно-ярусных или два поперечно-ярусных ПВ, имеющих соответственно первый нижний и второй верхний или левый нижний и правый верхний, работающие с взаимным влиянием и перекрытием по толкающей и тянущей схеме с направленными их осями вращения при виде сбоку или спереди соответственно вниз и вверх и смонтированных за кабиной пилота в соответствующих кольцевых каналах так, что корпуса редукторов их ПВ смонтированы на внешних диаметрально расположенных бортах противолежащего кольцевого канала, образуя при этом сдвоенный кольцевой канал (СКК), имеющий в плане конфигурацию в виде восьмерки, которая предопределяет при межосевом расстоянии (Амор) ПВ в СКК коэффициент их перекрытия (a=Амор/Rпв=1,45, где: Rпв - радиус ПВ) и разносит оси их вращения вдоль или перпендикулярно оси симметрии, совмещенной с большей осью продольного или поперечного СКК и соответствующей передней ниши фюзеляжа (ПНФ), имеющей в СКК соответствующие ПВ и автоматически открываемые/закрываемые соответственно от/к оси симметрии продольные две верхние и две нижние полуовальные створки на соответствующих удобообтекаемых частях фюзеляжа, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки по тангажу и крену продольный или поперечный СКК под выходами переднего или левого нижнего и второго или правого верхнего кольцевых каналов снабжен соответственно поперечными и продольными рулевыми поверхностями, размещенными перпендикулярно и по обе стороны от большей оси СКК, причем две нижние полуовальные равновеликие створки СКК в ПНФ выполнены с возможностью их открывания/закрывания при их отклонении соответственно к/от оси симметрии и вокруг продольной оси, совмещенной с последней, при этом упомянутые боковые полукруглые воздухозаборники, составляющие при виде спереди часть сектора круга с центральным углом θ=145° и имеющие для отделения пограничного слоя от фюзеляжа V-образные при виде спереди пластинчатые отсекатели, верхние и нижние из которых размещены при виде спереди соответственно параллельно соответствующим консолям ПГО и килям V-образного оперения, отклоненным наружу под углом 43° от плоскости симметрии, причем каждый упомянутый ТРДД, питающий от компрессора сжатым воздухом БРС через соответствующие воздухоотводящие каналы, смонтирован в кормовой части фюзеляжа между хвостовых балок, имеет вдоль продольной его оси заднее круглое реактивное сопло, синхронно отклоняемое с соплом другого ТРДД в вертикальной продольной плоскости на угол до 95° вниз и обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания и горизонтального полета, имеет между компрессорами низкого и высокого давления (КНД и КВД) для отбора мощности средний вывод радиального вала, направленного к оси симметрии и передающего от вала КНД, смонтированного соосно и внутри вала КВД и приводимого турбиной низкого давления, посредством конической зубчатой передачи через муфту сцепления свободную мощность ТРДД на главный Т-образный в плане редуктор, снабженный по оси симметрии продольным валом, связанным с промежуточным соосным редуктором, приводящим внутренним и наружным соосными выходными валами угловые первый и второй по полету редукторы соответствующих продольно-ярусных ПВ в СКК или промежуточным Т-образным в плане редуктором, приводящим поперечными выходными валами угловые редукторы левого и правого поперечно-ярусных ПВ, смонтированных соответственно с поперечными и продольными рулями на выходе овальной в плане ПНФ с большей ее осью, размещенной перпендикулярно к оси симметрии.

Кроме того, в упомянутой системе подъемной тяги левый и правый поперечные ПВ, работающие без взаимного влияния и перекрытия в боковых кольцевых каналах (БКК), смонтированных внутри круглых в плане ниш фюзеляжных наплывов (НФН), имеющих верхние и нижние при виде сбоку автоматически открывающиеся/закрывающиеся полукруглые центральные створки, смонтированные вдоль продольной оси БКК, размещенной параллельно оси симметрии, при этом на режимах ВВП и зависания каждый упомянутый ТРДД, выполненный с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе свободной мощности на привод ПВ, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги между БРС, подкрыльных боковых сопел и плоских сопел ТРДД, размещенных между килей V-образного оперения, позволяющего экранировать ТРДД с плоскими соплами, смонтированными сверху над гребенчатой поверхностью с термопогло-щающим слоем хвостовой части фюзеляжа, имеющей между концами хвостовых балок пилообразную в плане заднюю ее кромку, причем треугольное ПГО, близко расположенное к СДК, снабженному отклоненными вниз треугольными в плане развитыми законцовками, имеющими отрицательный угол ϕ=-12° поперечного V и заднюю кромку, параллельно размещенную задней кромке киля V-образного оперения, выполнено с треугольными в плане законцовками, оснащенными с прямой и переменной обратной стреловидностью передней и задней кромками, размещенными при виде сверху параллельно передним кромкам соответственно киля V-образного оперения и бокового при виде спереди ромбовидного воздухозаборника (РВЗ), при этом каждый РВЗ имеет большую диагональ, отклоненную наружу от плоскости симметрии под углом 50,5° при больших углах РВЗ равным 145° так, что верхняя и нижняя наружные его стенки, образующие при виде сбоку переднюю заостренную кромку с положительной и отрицательной стреловидностью, размещенной соответственно параллельно задней и передней кромкам подфюзеляжного киля, создающей как веер волн сжатия и во взаимодействии с рампой разворачивают низкоэнергетическую часть пограничного слоя наружу, не позволяя ей попасть внутрь РВЗ, так и приводящей к возникновению на верхней его стенке присоединенного косого скачка, который проходит на определенном расстоянии над нижней кромкой соответствующей стенки, не позволяя возникнуть около нее неприсоединенному прямому скачку, а отсутствие щели для слива пограничного слоя, улучшая экранирование лопаток компрессора ТРДД и отведение пограничного слоя, повышает коэффициент восстановления полного давления, но и уменьшает заметность и его аэродинамическое сопротивление, причем СДК с предкрылком по всему размаху, включая и развитые законцовки, имеет пилообразную в плане заднюю кромку с обратной и прямой стреловидностью соответственно внутренних и внешних секций, задние кромки которых размещены при виде сверху параллельно соответственно задней и передней кромкам V-образного оперения, концевые части которых в стояночной конфигурации выполнены наравне с внешними секциями упомянутого ПГО и СДК складывающимися с каждой стороны во внутрь к оси симметрии и вдоль единой линии, параллельно размещенной к последней, при этом каждый упомянутый ТРДД с переходником 29, обеспечивающим как управление площадью критического и выходного многоугольных сечений его сопла в суживающейся или расширяющейся частях, так и плавное удобообтекаемое изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное плоское сопло, снабженное и нижней граненной стенкой 30, имеющей при виде сзади V-образную конфигурацию, и верхней створкой 31, состоящей из синхронно отклоняемых между вертикальных боковых стенок 28 вниз двух ее частей прямоугольной 32 и пятиугольной 33 формы в плане соответственно на углы 22,5° и 22,5°, но и вокруг первой 34 и второй 35 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 31 соприкасается с нижней граненной стенкой 30, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней створки 31, так и на ее V-образных гранях люк с двумя прямоугольными в плане передними 36 и двумя трапециевидными в плане задними 37 разновеликими по площади створками, имеющими на противоположных сторонах пятиугольного в плане люка узлы поворота, создающие автоматическое синхронное отклонение отвесно вниз с одновременным поворотом вниз верхней створки 31 так, что две передние меньшие 36 из них отклоняются по полету, а две задние большие 37- против полета, образующее пятиугольное с незамкнутыми передней и задней боковыми поверхностями выходного устройства ТРДД площадь и ширина которого равновелики соплу пятигранной формы переходника 29, создающее соответствующее отклонение вектора реактивной тяги с горизонтального на вертикальное, но и обратно, при этом диагонально расположенная пара передней прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 граненных створок каждого ТРДД, имеющих на нижних их сторонах треугольные 38 при виде сзади концевые части, выполненные с отгибом, угол которого равновелик углу между граней нижней створки 30 и создающие при их первоочередном отклонении вниз перед открыванием диагонально размещенных других плоских прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 створок непрерывные переднюю и заднюю боковые поверхности пятиугольного выходного устройства, причем синхронное отклонение прямоугольной 32 и пятиугольной 33 частей верхней створки 31 вниз на 22,5°+7,5° или 22,5°+22,5° с одновременным открыванием попарно трапециевидных створок люка, отклоняемых вниз створок по полету 36 или против 37, образуя их наклон к горизонтали под углом 45°, обеспечивают возможность выполнения короткого взлета или посадки с коротким пробегом соответственно посредством создания наклонно-горизонтальной реактивной тяги или реверса горизонтальной тяги, при этом снизу хвостовой части фюзеляжа под гребенчатой поверхностью вдоль оси симметрии размещен обтекатель, имеющий на его конце отсек с выдвижной штангой магнитометра и в нижней его нише с открываемыми створками опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции при барражирующем его полете, причем после режима вертикального взлета и зависания при переходе на самолетные режимы полета с работающими ТРДД, создающими реактивную маршевую тягу, два ПВ в БКК, отключенных от привода трансмиссии, снабжены возможностью обеспечивать два способа реализации горизонтального полета как при открытых, так и закрытых верхних и нижних створках НФН соответственно как барражирующего малоскоростного полета с авторотирующими двумя ПВ, так и транс- или сверхзвукового крейсерского полета с зафиксированным каждым ПВ в соответствующем НФН.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить сверхзвуковой СВВП, который снабжен на концах внешних бортов хвостовых балок боковыми рулевыми соплами (БРС), действующими в горизонтальной плоскости поочередно, изменяя балансировку по курсу при работе двух подъемных вентиляторов (ПВ), применяемых только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета и с обеспечением свободного доступа воздуха в их кольцевые обтекатели и выхода воздушного потока из них, но и в комбинированной СУ двумя подъемно-маршевыми турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД) с отбором мощности на привод двух ПВ и управляемым вектором тяги (УВТ) как для создания подъемной силы и управляющих моментов по тангажу при выполнении ВВП и зависания, так и реактивной тяги при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета после как отключения ТРДД от привода двух ПВ, имеющих противоположное направление их вращения, так и их фиксированной остановки и выполнен по интегральной аэродинамической схеме продольного триплана с передним горизонтальным оперением (ПГО), среднерасположенным дельтовидным крылом (СДК) и V-образным оперением, но и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с соответствующего самолета с двумя ПВ, двумя ТРДД с УВТ и БРС в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно при максимальном или нормальном взлетном весе, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки по крену консоли и концевые части СДК снабжены соответственно воздухоотводящими от компрессоров ТРДД каналами и подкрыльными соплами, синхронно взаимодействующими на режимах создания вертикальной сбалансированной подъемной и реактивной тяги соответственно в системах холодного потока воздуха от двух ПВ и горячего выхлопа реактивной струи от двух ТРДД с УВТ, размещенных спереди и сзади от центра масс соответственно, причем трапециевидные при виде спереди боковые развитые фюзеляжные наплывы с переменной стреловидностью по передней кромке, расположенные в наиболее широкой части фюзеляжа, выполненного по правилу площадей, и за кабиной пилота, выше плоскости СДК и вне зоны влияния входных устройств подкрыльных боковых полутоннельных воздухозаборников ТРДД, имеющих конструкцию их каналов с двойной S-образностью при виде и сверху, и с боку, и образующие крестообразное поперечное сечение фюзеляжа с нижней и верхней трапециевидными при виде спереди его частями, но и снабженные на их концах консолями ПГО, выполненного с положительным углом ϕ=+12° поперечного V, при этом в передней части каждой надкрыльной части мотогондолы над входным устройством ТРДД имеется продольные автоматически открываемые створки для доступа на режимах ВВП и зависания дополнительного потока воздуха для работы бесфорсажных ТРДД, причем V-образное оперение с цельно-поворотными трапециевидными килями, имеющими заднюю кромку переменной стреловидности с округленной вершиной в точке ее пересечения и смонтированными на разнесенных хвостовых балках, снабженных подфюзеляжными килями, оснащенными на передних концах их законцовок ИК-излучателями и видеокамерами, используемыми при вертикальной посадке, при этом скошенные боковые стороны как верхней и нижней частей фюзеляжа с уплощенной носовой его частью, так и частей подкрыльных воздухозаборников и надкрыльных мотогондол, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют соответственно шестигранное поперечное сечение и граненные конфигурации при виде спереди с острой линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая боковые поверхности клиновидного профиля СДК, имеющему внутренние трапециевидные его секции с размахом равновеликим 3/4 размаху и цельно-поворотного ПГО, и V-образного оперения, причем планер с внутренними отсеками вооружения выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием. Все это позволит в сверхзвуковом СВВП с цельно-поворотным ПГО при переходных маневрах повысить продольную устойчивость и управляемость, а размещение двух ТРДД с УВТ между хвостовых балок V-образного оперения позволит упростить систему трансмиссии и экранировать ТРДД, снабженные плоскими соплами, смонтированными сверху над гребенчатой поверхностью с термопоглощающим слоем хвостовой части фюзеляжа, имеющей пилообразную в плане заднюю ее кромку. Что позволит уменьшить ИК-излучение ТРДД. Развитые наплывы ПГО ограждают от радаров турбины ТРДД наравне с обратным скосом передней кромки их воздухозаборников, но и увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ клиновидного СДК, что позволит достичь улучшенного большого ламинарного течения. Причем воздухозаборники ТРДД, каналы которых выполнены с двойной S-образностью при виде сверху и сбоку и ограждают их турбины от облучения радаром РЛС. Это позволит повысить безопасность полетов и использовать ТРДД меньших габаритов на 72-85% в их поперечнике, что уменьшит мидель мотогондол и их аэродинамическое сопротивление, а поперечные ПВ в разнесенных БКК позволят повысить вертикальную тяговооруженность до 41 или 28% в сравнении с одним или соосными двумя вентиляторами в кольцевом обтекателе. Размещение поперечных ПВ в боковых наплывах ПГО позволит повысить аэродинамическую эффективность, так как основной режим работы ПВ в БКК - это выполнение ВВП и зависания. Что позволит уменьшить вес планера, улучшить весовую отдачу и повысить дальность полета СВВП корабельного или безаэродромного базирования, выполненного по малозаметной технологии. Последнее увеличивает вероятность поражения подводной цели, повышает эффективность противолодочной обороны, особенно, с авторотирующими поперечными ПВ в БКК при барражирующем полете сверхзвукового СВВП со скоростью 260 км/ч.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения сверхзвукового малозаметного СВВП с ПГО, поперечными ПВ в БКК и двумя ТРДД с УВТ плоских сопел, размещенных сверху хвостовой части фюзеляжа над его термопоглощающей гребенчатой поверхностью, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в) с расположением в ТРДД плоского сопла с передней парой прямоугольных в плане створок 36 и ПВ в СКК в двух проекциях на виде г):

а) в полетной конфигурации самолета КВП с отклонением в соплах верхних створок 31 вниз на 30° и передней пары прямоугольных в плане створок 36 вниз на 45° каждого ТРДД, приводящего через систему трансмиссии два ПВ в БКК с открытыми верхними и нижними створками круглых в плане ниш в фюзеляжных наплывах;

б) в полетной конфигурации самолета ВВП с консолями ПГО, СДК, килями V-образного оперения, имеющими линии их складывании, размещенные параллельно оси симметрии, и реактивными плоскими соплами с УВТ, создающими вертикальную реактивную тягу ТРДД наравне с подъемной силой, создаваемой двумя ПВ в БКК;

в) в полетной конфигурации сверхзвукового самолета с маршевой реактивной тягой, создаваемой бесфорсажными ТРДД с УВТ плоских сопел и зафиксированными ПВ внутри ниш фюзеляжных наплывов ПГО, образующих крестообразное поперечное сечение передней части фюзеляжа и воздухозаборники полутоннельного типа с условным размещением правого полукруглого из них и левого - ромбовидного.

Сверхзвуковой малозаметный СВВП, представленный на фиг. 1, выполнен по интегральной аэродинамической схеме продольного триплана, содержит фюзеляж 1 с треугольными при виде спереди боковыми фюзеляжными стреловидными наплывами 2, имеющими круглые в плане ниши с автоматически раскрываемыми продольными полукруглыми при виде сбоку створками верхними 3 и нижними 4, малого удлинения СДК 5 с близкорасположенным цельно-поворотным ПГО 6, трапециевидные консоли которого смонтированы на концах фюзеляжных наплывов 2. Под фюзеляжными наплывами 2 ПГО 6 имеются подкрыльные боковые полутоннельные ромбовидные воздухозаборники 7 с заостренной передней его верхней и нижней кромками 8, параллельно размещенными задней и передней кромкам разнесенных подфюзеляжных килей 9, смонтированных под цельно-поворотными килями V-образного оперения 10, имеющих на их законцовках видеокамеры 11 и ИК-излучатели 12 для вертикальной посадки. Развитое V-образное оперение 10 смонтировано на разнесенных хвостовых балках 13, между которых установлены ТРДД 14 со скошенными назад плоскими соплами 15 и УВТ (см. фиг. 1г). С клиновидным профилем СДК 5 имеет как предкрылки 16, так и внутреннею трапециевидную секцию 17 с закрылками 18, но и поворотные вверх внешние секции 19 с флапперонами 20. Левый 21 и правый 22 ПВ, работающие по тянущей схеме, смонтированы в БКК 23 (см фиг. 1б). На концах хвостовых балок 13 имеются БРС 24 (см фиг. 1а), изменяющие балансировку по курсу при работе двух поперечных ПВ 21-22, которые выполнены в виде многолопастных вентиляторов противоположного их вращения с широкими лопатками и большой их круткой.

В комбинированной СУ на режимах ВВП и зависания для доступа дополнительного потока воздуха для работы ТРДД 14 над входным его устройством имеются продольные автоматически открываемые створки 25, смонтированные в верхней передней части надкрыльных мотогондол 26, установленных в задней части фюзеляжа 1 и между килей 10 V-образного оперения (см. фиг. 1б), выполненных с отбором мощности и возможностью плавного перераспределения мощности от ТРДД на редукторы ПВ 21-22, которое создается главным и промежуточным редукторами (на фиг. 1 не показаны) и плоскими соплами 15 ТРДД 14 для выполнения ВВП и зависания сверхзвукового СВВП. Оба ТРДД 14 с муфтами сцепления образуют с главным редуктором синхронизирующую систему (на фиг. 1 не показаны), снабжены для режима ВВП и зависания системой УВТ с плоскими соплами 15, установленными сверху хвостовой части фюзеляжа 1 над гребенчатой поверхностью 27 с термопоглощающим слоем, имеющими две неподвижные вертикальные боковые стенки 28 сопла 15. Каждое плоское сопло 15 бесфорсажного ТРДД 14 имеет переходник 29, обеспечивающий плавное изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное (см. фиг. 1г), снабженное нижней граненной стенкой 30, имеющей при виде сзади V-образную форму, и верхней створкой 31, состоящей из синхронно отклоняемых между боковых стенок 28 вниз и обратно вверх двух ее частей прямоугольной 32 и пятиугольной 33 формы в плане соответственно как на углы 22,5° и 22,5°, так и вокруг первой 34 и второй 35 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 31 соприкасается с граненной стенкой 30, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней створки 31, так и на ее V-образных гранях люк с двумя передними прямоугольными 36 и двумя задними трапециевидными в плане 37 створками, имеющими на противоположных сторонах пятиугольного в плане люка узлы поворота, создающие автоматическое синхронное отклонение отвесно вниз с одновременным поворотом вниз верхней створки 31 так, что две передние 36 из них отклоняются по полету, а две задние 37 против полета, образуя пятиугольное выходное устройство ТРДД, которое, имея площадь и ширину равновеликие переходнику 29 сопла пятигранной формы, создает требуемое отклонение вектора реактивной тяги. Диагонально расположенная пара передней прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 граненных створок каждого плоского сопла 15, имеющих на нижних их сторонах треугольные 38 при виде сзади концевые части, выполненные с отгибом, угол которого, образуя (см. рис. 1г) непрерывные боковые поверхности, равновелик углу между граней нижней створки 30.

Управление сверхзвуковым малозаметным СВВП обеспечивается изменением тяги двух ПВ 21-22 и отклонением рулевых поверхностей: флапперонов 20, рулей высоты ПГО 6 и направления 10. При крейсерском полете подъемная сила создается СДК 5, ПГО 6, а маршевая реактивная тяга -каждым ТРДД 14 через сопло 15 при открытой верхней створке 31 и закрытых нижних двух передних 36 и двух задних 37 створок, на режиме висения - ПВ 21-22 и каждым ТРДД 14 через сопло 15 при закрытой створке 31 и открытых двух передних 36 и двух задних 37 створок, на режиме перехода - СДК 5 с ПГО 6, ПВ 21-22 и двумя ТРДД 14 с УВТ. При переходе к режиму ВВП и зависания закрылки 18 с флапперонами 20 (см. фиг. 1б) СДК 5 синхронно отклоняются на максимальные их углы. После создания вертикальной тяги ПВ 21-22, подкрыльными соплами 39 и ТРДД 14 с УВТ обеспечиваются вертолетные режимы (см. фиг. 1б). Кольцевые обтекатели 23 в СКК (см. фиг. 1г) имеют под продольно-ярусными ПВ первым нижним 21 и вторым верхним 22 на их выходах соответственно поперечные 40 и продольные 41 рулевые поверхности, размещенные перпендикулярно и по обе стороны от большей оси СКК и изменяющие балансировку по тангажу и крену. Управление по курсу на режимах ВВП и зависания сверхзвукового СВВП обеспечивается двумя БРС 24, смонтированными на концах хвостовых балок 13.

После вертикального взлета и набора высоты, убирается механизация СДК 5 и два ПВ 21-22, обеспечивающие два способа реализации горизонтального полета, выполнены с возможностью на переходных к самолетным режимам горизонтального как барражирующего малоскоростного полета СВВП с авторотирующими ПВ 21-22 при их отключении от привода трансмиссии и при работающих ТРДД 14, создающих необходимую маршевую тягу, и при открытых верхних 3 и нижних 4 створках в БКК 23, так и транс- или сверхзвуковой крейсерский его полет с зафиксированными ПВ 21-22 после их отключения от трансмиссии и при закрытых верхних 3 и нижних 4 створках БКК 23. При этом два ТРДД 14 создают совместную реактивную тягу и производится транс- или сверхзвуковой крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 10 V-образного оперения. Продольное и поперечное управление в самолетной конфигурации осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением соответственно ПГО 6 и флапперонов 20 СДК 5.

Таким образом, сверхзвуковой СВВП с двумя ТРДД, приводимыми ПВ в БКК и питающими БРС, изменяющую балансировку по курсу, представляет собой малозаметный СВВП, который изменяет свою полетную конфигурацию только благодаря использованию двух ПВ, размещенных внутри ниш фюзеляжных наплывов и выполнен по аэродинамической схеме продольного триплана с цельно-поворотным ПГО, СДК и V-образным оперением. Поскольку размещение ПВ в нишах крыла и при открытии их створок подъемная сила крыла уменьшится на 8,4%, то выбрана компоновка с двумя БКК в НФН. При посадке цифровая ЭДСУ обеспечивает искусственную устойчивость СВВП, осуществляя согласованное отклонение ПГО, которое автоматически поворачивается на угол 20°, играя роль воздушного тормоза наравне с реверсом горизонтальной тяги плоскими соплами ТРДД. Плоские сопла двух ТРДД, имеющих переходники, обеспечивающие плавное изменение их сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное, выполнены с УВТ. Несмотря на незначительные потери (до 3%) тяги от неоптимальной формы сопел, такая последовательно преобразуемая форма сопла весьма снижает ИК-заметность СВВП и его радиолокационную заметность. Этому способствует интегральная форма планера с плавным сопряжением крыла и фюзеляжа, широкое применение радиопоглощающих покрытий. Ряд стыков панелей обшивки имеет пилообразные кромки. Все это приводит к улучшению сверхзвуковых характеристик при уменьшении радиолокационной, инфракрасной и визуальной заметности. Чему способствуют также боковые полутоннельные воздухозаборники, не имеющие пластинчатого отсекателя пограничного слоя и внутренних подвижных регулирующих элементов. Такая конструкция позволит решить сразу несколько проблем: экранирование лопаток компрессора, отведение пограничного слоя, повышения коэффициента восстановления полного давления. Отсутствие щели для слива пограничного слоя уменьшают заметность СВВП и его аэродинамическое сопротивление. Такой воздухозаборник технически проще и легче, так как состоит из рампы, сжимающей поток и формирующей коническое течение. Развитые фюзеляжные боковые наплывы ПГО, предназначенные для генерирования вихрей при маневрировании на больших углах атаки, создают за счет их совместного участия в реализации подъемной силы возможность наравне выполнения технологии ВВП и КВП при взлетно-посадочных режимах полета палубных СВВП и достижения высокой тяговооруженности комбинированной СУ, которая обладает наименьшей удельной нагрузкой на мощность, особенно, с механическим приводом ПВ от ТРДД.

Поэтому у сверхзвукового СВВП-2,4 с взлетным весом 19,1 т коэффициент удельной нагрузки на мощность с применением ПВ в СКК, приводимых двумя ТРДД с тягой по 8850 кгс каждый, имеющими отбор 40% от реактивной тяги СУ на ПВ и 60% сопла с УВТ, составит 0,926 тс/т, что в 1,331 меньше, чем у сопоставимого СВВП Як-141 с энергозатратной СУ, который при взлетном весе 15,8 т использует подъемно-маршевый ТРДД мод. Р-179-300 тягой 10977 кгс и с тягой по 4260 кгс два подъемных ТРД мод. РД-41, смонтированных за кабиной пилота внутри фюзеляжа в двигательном отсеке, который уменьшает полезный объем фюзеляжа на 1,97 м3.

Несомненно, с течением времени широкое использование в СУ ТРДД, особенно, с плоскими реактивными соплами и УВТ позволит добиться уменьшения инфракрасной и визуальной заметности в сравнении с самолетом короткого взлета и вертикальной посадки модели F-35V (США), что немаловажно для палубных противолодочных сверхзвуковых малозаметных самолетов типа СВВП-1,5 и СВВП-2,4, выполненных по продольной схеме триплана с цельно-поворотным ПГО и двумя поперечными ПВ в БКК, смонтированными в боковых фюзеляжных наплывах (см. табл.1).

1. Сверхзвуковой малозаметный самолет вертикального взлета и посадки (СВВП), содержащий стреловидное крыло, силовую установку (СУ) с реактивными двигателями, обеспечивающими вертикальные и горизонтальные режимы полета, имеет хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси, отличающийся тем, что он снабжен на концах внешних бортов хвостовых балок боковыми рулевыми соплами (БРС), действующими в горизонтальной плоскости поочередно, изменяя балансировку по курсу при работе двух подъемных вентиляторов (ПВ), применяемых только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета и с обеспечением свободного доступа воздуха в их кольцевые обтекатели и выхода воздушного потока из них, но и в комбинированной СУ двумя подъемно-маршевыми турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД) с отбором мощности на привод двух ПВ и управляемым вектором тяги (УВТ) как для создания подъемной силы и управляющих моментов по тангажу при выполнении ВВП и зависания, так и реактивной тяги при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета после как отключения ТРДД от привода двух ПВ, имеющих противоположное направление их вращения, так и их фиксированной остановки и выполнен по интегральной аэродинамической схеме продольного триплана с передним горизонтальным оперением (ПГО), среднерасположенным дельтовидным крылом (СДК) и V-образным оперением, но и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с соответствующего самолета с двумя ПВ, двумя ТРДД с УВТ и БРС в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно при максимальном или нормальном взлетном весе, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки по крену консоли и концевые части СДК снабжены соответственно воздухоотводящими от компрессоров ТРДД каналами и подкрыльными соплами, синхронно взаимодействующими на режимах создания вертикальной сбалансированной подъемной и реактивной тяги соответственно в системах холодного потока воздуха от двух ПВ и горячего выхлопа реактивной струи от двух ТРДД с УВТ, размещенных спереди и сзади от центра масс соответственно, причем трапециевидные при виде спереди боковые развитые фюзеляжные наплывы с переменной стреловидностью по передней кромке, расположенные в наиболее широкой части фюзеляжа, выполненного по правилу площадей, и за кабиной пилота, выше плоскости СДК и вне зоны влияния входных устройств подкрыльных боковых полутоннельных воздухозаборников ТРДД, имеющих конструкцию их каналов с двойной S-образностью при виде и сверху, и с боку, и образующие крестообразное поперечное сечение фюзеляжа с нижней и верхней трапециевидными при виде спереди его частями, но и снабженные на их концах консолями ПГО, выполненного с положительным углом ϕ=+12° поперечного V, при этом в передней части каждой надкрыльной части мотогондолы над входным устройством ТРДД имеется продольные автоматически открываемые створки для доступа на режимах ВВП и зависания дополнительного потока воздуха для работы бесфорсажных ТРДД, причем V-образное оперение с цельно-поворотными трапециевидными килями, имеющими заднюю кромку переменной стреловидности с округленной вершиной в точке ее пересечения и смонтированными на разнесенных хвостовых балках, снабженных подфюзеляжными килями, оснащенными на передних концах их законцовок ИК-излучателями и видеокамерами, используемыми при вертикальной посадке, при этом скошенные боковые стороны как верхней и нижней частей фюзеляжа с уплощенной носовой его частью, так и частей подкрыльных воздухозаборников и надкрыльных мотогондол, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют соответственно шестигранное поперечное сечение и граненные конфигурации при виде спереди с острой линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая боковые поверхности клиновидного профиля СДК, имеющему внутренние трапециевидные его секции с размахом равновеликим 3/4 размаху и цельно-поворотного ПГО, и V-образного оперения, причем планер с внутренними отсеками вооружения выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием.

2. Сверхзвуковой малозаметный СВВП по п. 1, отличающийся тем, что в упомянутой системе подъемной тяги два продольно-ярусных или два поперечно-ярусных ПВ, имеющих соответственно первый нижний и второй верхний или левый нижний и правый верхний, работающие с взаимным влиянием и перекрытием по толкающей и тянущей схеме с направленными их осями вращения при виде сбоку или спереди соответственно вниз и вверх и смонтированных за кабиной пилота в соответствующих кольцевых каналах так, что корпуса редукторов их ПВ смонтированы на внешних диаметрально расположенных бортах противолежащего кольцевого канала, образуя при этом сдвоенный кольцевой канал (СКК), имеющий в плане конфигурацию в виде восьмерки, которая предопределяет при межосевом расстоянии (Амор) ПВ в СКК коэффициент их перекрытия (a=Aмор/Rпв=1,45, где: Rпв - радиус ПВ) и разносит оси их вращения вдоль или перпендикулярно оси симметрии, совмещенной с большей осью продольного или поперечного СКК и соответствующей передней ниши фюзеляжа (ПНФ), имеющей в СКК соответствующие ПВ и автоматически открываемые/закрываемые соответственно от/к оси симметрии продольные две верхние и две нижние полуовальные створки на соответствующих удобообтекаемых частях фюзеляжа, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки по тангажу и крену продольный или поперечный СКК под выходами переднего или левого нижнего и второго или правого верхнего кольцевых каналов снабжен соответственно поперечными и продольными рулевыми поверхностями, размещенными перпендикулярно и по обе стороны от большей оси СКК, причем две нижние полуовальные равновеликие створки СКК в ПНФ выполнены с возможностью их открывания/закрывания при их отклонении соответственно к/от оси симметрии и вокруг продольной оси, совмещенной с последней, при этом упомянутые боковые полукруглые воздухозаборники, составляющие при виде спереди часть сектора круга с центральным углом θ=145° и имеющие для отделения пограничного слоя от фюзеляжа V-образные при виде спереди пластинчатые отсекатели, верхние и нижние из которых размещены при виде спереди соответственно параллельно соответствующим консолям ПГО и килям V-образного оперения, отклоненным наружу под углом 43° от плоскости симметрии, причем каждый упомянутый ТРДД, питающий от компрессора сжатым воздухом БРС через соответствующие воздухоотводящие каналы, смонтирован в кормовой части фюзеляжа между хвостовых балок, имеет вдоль продольной его оси заднее круглое реактивное сопло, синхронно отклоняемое с соплом другого ТРДД в вертикальной продольной плоскости на угол до 95° вниз и обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания и горизонтального полета, имеет между компрессорами низкого и высокого давления (КНД и КВД) для отбора мощности средний вывод радиального вала, направленного к оси симметрии и передающего от вала КНД, смонтированного соосно и внутри вала КВД и приводимого турбиной низкого давления, посредством конической зубчатой передачи через муфту сцепления свободную мощность ТРДД на главный Т-образный в плане редуктор, снабженный по оси симметрии продольным валом, связанным с промежуточным соосным редуктором, приводящим внутренним и наружным соосными выходными валами угловые первый и второй по полету редукторы соответствующих продольно-ярусных ПВ в СКК или промежуточным Т-образным в плане редуктором, приводящим поперечными выходными валами угловые редукторы левого и правого поперечно-ярусных ПВ, смонтированных соответственно с поперечными и продольными рулями на выходе овальной в плане ПНФ с большей ее осью, размещенной перпендикулярно к оси симметрии.

3. Сверхзвуковой малозаметный СВВП по п. 1, отличающийся тем, что в упомянутой системе подъемной тяги левый и правый поперечные ПВ, работающие без взаимного влияния и перекрытия в боковых кольцевых каналах (БКК), смонтированных внутри круглых в плане ниш фюзеляжных наплывов (НФН), имеющих верхние и нижние при виде сбоку автоматически открывающиеся/закрывающиеся полукруглые центральные створки, смонтированные вдоль продольной оси БКК, размещенной параллельно оси симметрии, при этом на режимах ВВП и зависания каждый упомянутый ТРДД, выполненный с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе свободной мощности на привод ПВ, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги между БРС, подкрыльных боковых сопел и плоских сопел ТРДД, размещенных между килей V-образного оперения, позволяющего экранировать ТРДД с плоскими соплами, смонтированными сверху над гребенчатой поверхностью с термопоглощающим слоем хвостовой части фюзеляжа, имеющей между концами хвостовых балок пилообразную в плане заднюю ее кромку, причем треугольное ПГО, близко расположенное к СДК, снабженному отклоненными вниз треугольными в плане развитыми законцовками, имеющими отрицательный угол ϕ=-12° поперечного V и заднюю кромку, параллельно размещенную задней кромке киля V-образного оперения, выполнено с треугольными в плане законцовками, оснащенными с прямой и переменной обратной стреловидностью передней и задней кромками, размещенными при виде сверху параллельно передним кромкам соответственно киля V-образного оперения и бокового при виде спереди ромбовидного воздухозаборника (РВЗ), при этом каждый РВЗ имеет большую диагональ, отклоненную наружу от плоскости симметрии под углом 50,5° при больших углах РВЗ равным 145° так, что верхняя и нижняя наружные его стенки, образующие при виде сбоку переднюю заостренную кромку с положительной и отрицательной стреловидностью, размещенной соответственно параллельно задней и передней кромкам подфюзеляжного киля, создающей как веер волн сжатия и во взаимодействии с рампой разворачивают низкоэнергетическую часть пограничного слоя наружу, не позволяя ей попасть внутрь РВЗ, так и приводящей к возникновению на верхней его стенке присоединенного косого скачка, который проходит на определенном расстоянии над нижней кромкой соответствующей стенки, не позволяя возникнуть около нее неприсоединенному прямому скачку, а отсутствие щели для слива пограничного слоя, улучшая экранирование лопаток компрессора ТРДД и отведение пограничного слоя, повышает коэффициент восстановления полного давления, но и уменьшает заметность и его аэродинамическое сопротивление, причем СДК с предкрылком по всему размаху, включая и развитые законцовки, имеет пилообразную в плане заднюю кромку с обратной и прямой стреловидностью соответственно внутренних и внешних секций, задние кромки которых размещены при виде сверху параллельно соответственно задней и передней кромкам V-образного оперения, концевые части которых в стояночной конфигурации выполнены наравне с внешними секциями упомянутого ПГО и СДК складывающимися с каждой стороны во внутрь к оси симметрии и вдоль единой линии, параллельно размещенной к последней, при этом каждый упомянутый ТРДД с переходником 29, обеспечивающим как управление площадью критического и выходного многоугольных сечений его сопла в суживающейся или расширяющейся частях, так и плавное удобообтекаемое изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное плоское сопло, снабженное и нижней граненной стенкой 30, имеющей при виде сзади V-образную конфигурацию, и верхней створкой 31, состоящей из синхронно отклоняемых между вертикальных боковых стенок 28 вниз двух ее частей прямоугольной 32 и пятиугольной 33 формы в плане соответственно на углы 22,5° и 22,5°, но и вокруг первой 34 и второй 35 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 31 соприкасается с нижней граненной стенкой 30, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней створки 31, так и на ее V-образных гранях люк с двумя прямоугольными в плане передними 36 и двумя трапециевидными в плане задними 37 разновеликими по площади створками, имеющими на противоположных сторонах пятиугольного в плане люка узлы поворота, создающие автоматическое синхронное отклонение отвесно вниз с одновременным поворотом вниз верхней створки 31 так, что две передние меньшие 36 из них отклоняются по полету, а две задние большие 37 - против полета, образующее пятиугольное с незамкнутыми передней и задней боковыми поверхностями выходного устройства ТРДД площадь и ширина которого равновелики соплу пятигранной формы переходника 29, создающее соответствующее отклонение вектора реактивной тяги с горизонтального на вертикальное, но и обратно, при этом диагонально расположенная пара передней прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 граненных створок каждого ТРДД, имеющих на нижних их сторонах треугольные 38 при виде сзади концевые части, выполненные с отгибом, угол которого равновелик углу между граней нижней створки 30, и создающие при их первоочередном отклонении вниз перед открыванием диагонально размещенных других плоских прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 створок непрерывные переднюю и заднюю боковые поверхности пятиугольного выходного устройства, причем синхронное отклонение прямоугольной 32 и пятиугольной 33 частей верхней створки 31 вниз на 22,5°+7,5° или 22,5°+22,5° с одновременным открыванием попарно трапециевидных створок люка, отклоняемых вниз створок по полету 36 или против 37, образуя их наклон к горизонтали под углом 45°, обеспечивают возможность выполнения короткого взлета или посадки с коротким пробегом соответственно посредством создания наклонно-горизонтальной реактивной тяги или реверса горизонтальной тяги, при этом снизу хвостовой части фюзеляжа под гребенчатой поверхностью вдоль оси симметрии размещен обтекатель, имеющий на его конце отсек с выдвижной штангой магнитометра и в нижней его нише с открываемыми створками опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции при барражирующем его полете, причем после режима вертикального взлета и зависания при переходе на самолетные режимы полета с работающими ТРДД, создающими реактивную маршевую тягу, два ПВ в БКК, отключенных от привода трансмиссии, снабжены возможностью обеспечивать два способа реализации горизонтального полета как при открытых, так и закрытых верхних и нижних створках НФН соответственно как барражирующего малоскоростного полета с авторотирующими двумя ПВ, так и транс- или сверхзвукового крейсерского полета с зафиксированным каждым ПВ в соответствующем НФН.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к летательным аппаратам. Летательный аппарат содержит фюзеляж, на внутренней поверхности фюзеляжа жестко закреплен тепловой коллектор.

Гиперзвуковой летательный аппарат (ЛА) содержит корпус с системой тепловой защиты, бак горючего с системой подачи и регулирования. Корпус представляет симметрично увеличивающееся и уменьшающееся по оси тело, имеющее форму веретена, остроугольного треугольника либо диска, и имеет систему регенеративного охлаждения горючим корпуса ЛА.

Изобретение относится к гиперзвуковым летательным аппаратам [ГЛА] с прямоточными реактивно-воздушными двигателями [ПВРД]. В системе подачи углеводородного топлива для ГЛА, содержащего ПВРД с камерой сгорания, система активной тепловой защиты обшивки ГЛА выполнена в виде охлаждающей испарительной системы с теплоносителем, состоящей из капиллярно-пористой структуры с каналами подвода теплоносителя - воды и отвода его паров.

Система обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата (ЛА) содержит теплоизолированный корпус и двухконтурную систему охлаждения с разомкнутым внешним испарительным контуром, внутренним контуром в виде контурных тепловых труб, установленных на теплонапряженных приборах и снабженных регулятором отводимого теплового потока и испарителем и сопряженными с посадочными местами соответствующих теплонапряженных приборов, при этом конденсаторы размещены в теплообменнике внешнего испарительного контура.

Гиперзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, интегрированный с нижней частью фюзеляжа, и стартовую двигательную установку, состыкованную с фюзеляжем последовательно посредством устройства стыковки и отделения.

Способ запуска гиперзвукового летательного аппарата включает разгон стартовой двигательной установкой, отделение и запуск прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с нижней частью фюзеляжа.

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой конвертируемый самолет с Х-образным крылом имеет планер по схеме интегральный неустойчивый продольный триплан с крылом обратной стреловидности, переднее горизонтальное оперение, два турбореактивных двухконтурных двигателя, размещенных в гондолах между хвостовых балок, имеющих по внешним их бортам вертикальное оперение с небольшими консолями стабилизатора.

Сверхзвуковой летательный аппарат с изменяемой в полете кривизной крыла содержит фюзеляж, крыло с изменяемой кривизной, выполненное в виде неподвижно закрепленной к фюзеляжу центральной кессон-секции и поворотных относительно ее подольных кессон-секций, соединенных с центральной кессон-секцией по верхней поверхности при помощи скользящего соединения, а по нижней поверхности – шарнирно, и снабженных замками крайних положений.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата заключается в охлаждении аппаратуры (2) двухконтурной системой охлаждения.

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой преобразуемый самолет с Х-образным крылом имеет планер по схеме интегральный неустойчивый продольный триплан с высокорасположенным крылом обратной стреловидности, переднее горизонтальное оперение, цельноповоротные консоли которого смонтированы сверху боковых воздухозаборников, два форсажных турбореактивных двухконтурных двигателя, размещенных в гондолах между хвостовых балок, имеющих по внешним их бортам вертикальное оперение с небольшими консолями стабилизатора.

Изобретение относится к области транспортных средств, а именно к реактивным аппаратам с использованием реактивного водного движителя. Реактивный аппарат с использованием реактивного водного движителя включает корпус-фюзеляж, крылья для создания аэродинамической подъемной силы, водопроводящую систему, соединяющую водозаборное устройство с силовой водометной установкой и с системой водовыпускных каналов, кабину управления, интегрированную систему управления реактивным аппаратом, при этом в режиме вертикального подъема, зависания, разгона, торможения и посадки, для возможности создания устойчивого суммарного уравновешивающего вертикального реактивного момента относительно центра тяжести поднимаемой части реактивного аппарата от истечения водяных струй из подъемных водовыпускных сопел, подъемные водовыпускные сопла расположены на периметре несущих круговых сегментных консолей, расположенных вдоль боковых сторон протяженного корпуса-фюзеляжа, выполненного в виде тримарана либо катамарана, при этом маршевый водомет с водозаборным устройством выполнен погружным и закреплен к корпусу-фюзеляжу при помощи трансформируемой телескопической конструкции.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности беспилотным летательным аппаратам, предназначенным для перехвата и поражения воздушных целей. Беспилотный летательный аппарат - перехватчик представляет собой летательный аппарат вертикального взлета и посадки, выполненный по аэродинамической схеме «утка», содержит фюзеляж (1), трапециевидное крыло (2) с размещенными на нем двумя винтовыми двигателями (3) с тянущими воздушными винтами, переднее цельноповоротное горизонтальное оперение (4) и два киля (7) с поворотными рулями (8) направления.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) содержит два турбореактивных двигателя (ТРД), устройства для отвода газа от ТРД, корпус-крыло, в котором размещено полое кольцо, лежащее в плоскости корпуса-крыла, размещенный над ним эжектор дугообразной формы, плавно входящий сверху в полое кольцо.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям самолетов вертикального взлета посадки. Самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) имеет крыло, фюзеляж, подъемно-маршевый двигатель, оснащенный поворотными соплами.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям систем, обеспечивающих взлет самолетов. Система для осуществления вертикального взлета реактивного самолета, содержащего фюзеляж с крыльями, шасси, один или несколько воздушно-реактивных двигателей, включает в себя блоки ускорителей и устройство обеспечения устойчивости самолета при взлете.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям устройств снижения скорости полета. Летательный аппарат состоит из корпуса, жестко связанного с двигателем, имеющим жесткую связь с первым выхлопным соплом позади двигателя, а корпус также жестко связан с блоком управления камерой сгорания, гидравлически связанным с этой камерой, размещенной ниже и имеющей жесткую связь со вторым выхлопным соплом, направленным вертикально вниз.

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.

Летательный аппарат с водометом относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки для перемещения над поверхностью воды. Устройство содержит кабину для размещения в ней пилотов и грузов, систему стабилизации, один или большее количество водометов с одним или большим числом раздельных или объединенных между собой входных и выходных частей водометов, систему управления.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов короткого и/или вертикального взлета и посадки. Самолет имеет крыло, фюзеляж, два воздушно-реактивных двигателя (ВРД), расположенных в хвостовой части фюзеляжа один над другим в плоскости симметрии самолета.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкциям многоступенчатых ракет-носителей (РН), состоящих из ракетных модулей (блоков) и предназначенных для выведения полезных грузов на различные околоземные орбиты как непосредственно, так и с помощью дополнительной верхней ступени - блока довыведения, составляющей вместе с полезным грузом головной блок РН.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям самолетов вертикального взлета и посадки. Сверхзвуковой малозаметный самолет вертикального взлета и посадки снабжен на концах внешних бортов хвостовых балок боковыми рулевыми соплами, действующими в горизонтальной плоскости поочередно, изменяя балансировку по курсу при работе двух подъемных вентиляторов. СУ выполнена с двумя подъемно-маршевыми ТРДД с отбором мощности на привод двух ПВ и управляемым вектором тяги для создания подъемной силы и управляющих моментов по тангажу при выполнении ВВП и зависания, и реактивной тяги при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета. СМСВВП выполнен по интегральной аэродинамической схеме продольного триплана с передним горизонтальным оперением, среднерасположенным дельтовидным крылом и V-образным оперением, и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения КВП или ВВП с соответствующего самолета с двумя ПВ, двумя ТРДД с УВТ и БРС в транс- или сверхзвуковой самолет. Обеспечивается уменьшение заметности, увеличение скорости и дальности полета. 2 з.п. ф-лы, 1 табл., 1 ил.

Наверх