САМОЛЕТ С УЛУЧШЕННЫМИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ Российский патент 2016 года по МПК B64C7/00 B64C1/14 F41H11/00 

Данное изобретение относится к конфигурации самолета, имеющей улучшенные аэродинамические характеристики и улучшенные рабочие характеристики с дополнительными эксплуатационными возможностями.

Самолеты многих типов должны быть легко пилотируемыми и должны иметь конкретные динамические характеристики в зависимости от поставленных целевых задач.

Управление такими самолетами в воздушном пространстве часто требует полета с большим углом атаки, в частности это относится к большому углу атаки, который самолет образует относительно вектора его скорости в каждый момент времени.

Следует понимать, что при таких условиях полета самолет должен быть чрезвычайно устойчивым и легко управляемым для пилота, чтобы поддерживать надежную балансировку самолета во время этапов боевой операции.

Такая устойчивость достигается путем использования конкретной аппаратуры автоматического управления, которая обеспечивает возможность создания усилий и моментов, компенсирующих нежелательные воздействия, возникающие при полете.

Тогда как устойчивость самолета относительно оси тангажа может надлежащим образом поддерживаться вследствие оптимизированного соотношения между положением центра тяжести и размерами горизонтальных плоскостей хвоста, наличие поперечной неустойчивости (вдоль осей крена и рыскания) при большом угле атаки может поддаваться регулировке с трудом даже при использовании сложной аппаратуры автоматического регулирования.

Соответственно, в связи с этим необходимо довести до максимума устойчивость самолета в боковых направлениях, вплоть до больших углов атаки, для повышения возможности управления и легкого маневрирования с предотвращением быстрого и нежелательного отклонения самолета от заданной траектории перемещения.

В частности, в последнее время обычно предпринимались попытки устранить недостатки, связанные с неустойчивостью, путем воздействия на аэродинамический профиль фюзеляжа и другие части самолета, однако убедительные конкретные результаты получены не были.

Использование самолета в боевых условиях требует, чтобы он был невидим для радиолокационных систем.

К известным самолетам такого типа относится самолет, называемый «стелс» (малозаметный самолет), имеющий весьма сложную, разработанную для этой цели конструкцию, которая должна быть невидимой для радиолокационных систем.

Конструкция малозаметного самолета значительно уменьшает отражение излучаемых электромагнитных волн в направлении пункта наблюдения, что делает самолет по существу невидимым для радиолокационных систем.

Кроме того, такой самолет полностью покрыт поглощающими красками, которые поглощают падающие на него электромагнитные волны, что делает самолет по существу невидимым для радиолокационных систем.

Такая конструкция является дорогостоящей с точки зрения реализации самого самолета, при этом ее аэродинамическая конфигурация является менее чем благоприятной, вследствие чего поведение самолета при большом угле атаки во время полета становится неудовлетворительным.

В рамках вышеуказанных потребностей одной целью данного изобретения является устранение перечисленных недостатков и, в частности, создание конфигурации самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, которая обеспечивает возможность оптимизации поведения самолета, главным образом, в случае полета при большом угле атаки.

Другой целью данного изобретения является предложение конфигурации самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, которая обеспечивает возможность уменьшения возникновения явлений «бафтинга» крыльев с малым удлинением, тонким профилем и переменной центральной линией.

Еще одной целью данного изобретения является создание конфигурации самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, которая обеспечивает возможность успешного предотвращения потери поперечной боковой неустойчивости и отрицательных влияний, создаваемых струей реактивного двигателя смежно со стенкой фюзеляжа и горизонтальной плоскостью хвоста, в том, что касается сопротивления, устойчивости и управления в продольном направлении.

Другой целью данного изобретения является создание конфигурации самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, которая обеспечивает возможность выхода из штопора по существу благодаря оптимизации поведения самолета при большом угле атаки.

Еще одной целью данного изобретения является создание конфигурации самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, которая обеспечивает возможность установки по меньшей мере одного используемого в боевых условиях средства, например, для уменьшения радиолокационной сигнатуры, которое выполнено с возможностью съема и делает самолет по существу невидимым для радиолокационных систем.

Эти и другие цели достигаются с помощью конфигурации самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, выполненной в соответствии с п.1 формулы изобретения, ссылка на который делается ради краткости изложения.

Преимущественно самолет, являющийся объектом данного изобретения, спроектирован, в частности, как самолет с улучшенными характеристиками и дополнительными эксплуатационными возможностями.

Самолет имеет конфигурацию с двумя двигателями, которая характеризуется наличием ряда специфических конструктивных особенностей.

Прежде всего, предпочтительно двусторонняя (тандемная) кабина с взаимосвязанными командами по полету размещена смежно с носовой частью, которая имеет по существу круговое и переменное сечение и малое удлинение, оптимизирована для полета при большом угле атаки и в которую для рабочего варианта может быть встроен радиолокатор.

Характеристики формы и размеров носовой части оптимизированы для уменьшения влияния возникающего на ней вихреобразования на аэродинамические характеристики самолета при умеренно большом угле атаки. Более того, указанные характеристики обеспечивают возможность уменьшения асимметрий направленности при большом угле атаки, которые являются типичными для обычных носовых частей, имеющих круговое или эллиптическое сечение.

Кроме того, профиль крыла видоизменен по сравнению с существующими в настоящее время профилями таким образом, что он содержит устройство сведения к минимуму явлений «бафтинга» крыльев с малым удлинением и тонким профилем, имеющих переменную центральную линию.

Проектная аэродинамическая конфигурация самолета дополнительно предусматривает наличие устройства регулирования вихрей на НПК (наплыве по передней кромке), форма которого обеспечивает симметрирование стремительного развития вихрей, создаваемых НПК при умеренно больших углах атаки, вследствие чего симметричное развитие таких вихрей обеспечивает возможность поддержания поперечной боковой устойчивости и управления самолетом при умеренно большом угле атаки.

Учебный самолет согласно данному изобретению также содержит воздухозаборник двигателя, обеспечивающий необходимые эксплуатационные характеристики и соответствующее газодинамическое взаимодействие с двигателем, причем такая конструкции не требует выполнения за одно целое обычного пограничного слоя на верхней стороне воздухозаборника, объединенного с НПК.

Разъединение горизонтальной и вертикальной плоскостей хвоста позволяет получить уменьшение аэродинамического сопротивления, создаваемого задней часть фюзеляжа, для оптимизации поведения вошедшего в штопор самолета и улучшения аэродинамической конструкции самолета при большом угле атаки.

Наконец, в по меньшей мере одной разогретой части самолета может использоваться съемное средство для уменьшения радиолокационной сигнатуры самолета с сохранением при этом аэродинамических характеристик самолета (V).

Другие цели и преимущества данного изобретения станут очевидны из нижеследующего описания и прилагаемых чертежей, которые приведены исключительно с иллюстративной, а не ограничительной целью, и на которых:

фиг.1 изображает вид сбоку самолета, в частности учебного самолета, выполненного в соответствии с данным изобретением,

фиг.2 изображает вид сверху самолета, в частности учебного самолета, выполненного в соответствии с данным изобретением,

фиг.3 изображает вид снизу самолета, в частности учебного самолета, выполненного в соответствии с данным изобретением,

фиг.4 изображает вид спереди самолета, в частности учебного самолета, выполненного в соответствии с данным изобретением,

фиг.5 изображает вид сзади самолета, в частности учебного самолета, выполненного в соответствии сданным изобретением,

фиг.6 изображает сечение по линии VI-VI на фиг.2,

фиг.7 изображает частичный и увеличенный вид части конфигурации самолета, выполненного в соответствии сданным изобретением,

фиг.8 изображает сечение по линии VIII-VIII на фиг.7,

фиг.9 изображает сечение по линии IХ-IХ на фиг.7,

фиг.10 изображает сечение по линии Х-Х на фиг.7,

фиг.11 изображает сечение по линии XI-XI на фиг.7,

фиг.12 изображает сечение по линии XII-XII на фиг.7,

фиг.13 изображает сечение по линии XIII-XIII на фиг.7,

фиг.14 изображает сечение по линии XIV-XIV на фиг.7,

фиг.15 изображает сечение по линии XV-XV на фиг.7,

фиг.16 изображает сечение по линии XVI-XVI на фиг.7,

фиг.17 изображает сечение по линии XVII-XVII на фиг.7,

фиг.18 изображает увеличенный вид в аксонометрии части конфигурации самолета, выполненного в соответствии сданным изобретением,

фиг.19А, В и С изображают различные виды самолета в соответствии с данным изобретением, показывающие горячие части, которые обычно являются наиболее важными и могут быть выполнены невидимыми для радиолокационной системы благодаря средству, уменьшающему радиолокационную сигнатуру,

фиг.20 изображает разрез металлизированного покрытия, нанесенного на прозрачные поверхности самолета в соответствии с данным изобретением,

фиг.21А и 21B изображают закрывающую часть, обеспечивающую невидимость для радиолокационных систем присоединительных кромок самолета в соответствии с данным изобретением, причем фиг.21А соответственно изображает вид в разрезе в аксонометрии, а фиг.21B изображает поперечный разрез закрывающей части,

фиг.22А и 22B изображают средство для первого шпангоута фюзеляжа, причем фиг.22А соответственно изображает положение указанного средства, а фиг.22B изображает вид спереди в разрезе части покрытия, используемого для обеспечения невидимости для радиолокационных систем первого шпангоута фюзеляжа самолета в соответствии с данным изобретением,

фиг.23А, В и С изображают решетку, обеспечивающую невидимость для радиолокационных систем передней поверхности двигателя самолета в соответствии с данным изобретением, в частности, фиг.23А изображает вид в аксонометрии указанной решетки, фиг.23B изображает фрагмент поперечного разреза решетки, фиг.23С изображает замещающую конструкцию, которую после удаления заменяют на такую решетку.

На приведенных чертежах показан самолет, в частности учебный самолет, имеющий конфигурацию с улучшенными аэродинамическими характеристиками, выполненный в соответствии с данным изобретением и обозначенный в целом номером 10 позиции.

Самолет 10 содержит фюзеляж 12, имеющий верхнюю стенку 14 и нижнюю стенку 16, и два крыла, соответственно одно правое крыло 18 и одно левое крыло 20, соединенные с фюзеляжем 12.

Правое крыло 18 имеет конец 22, тогда как левое крыло имеет конец 24.

Самолет 10 также содержит направляющий руль 34, установленный на киле 8 или на вертикальной плоскости хвоста и горизонтальной плоскости 44 хвоста, и содержащий один правый горизонтальный стабилизатор 26 и один левый горизонтальный стабилизатор 28 с соответствующими концами 30, 32.

В предпочтительных, но не ограничивающих вариантах выполнения изобретения, как отмечено выше, типичной конфигурацией является конфигурация с двумя двигателями, содержащая два воздухозаборника 46 на впуске соответствующих турбореактивных двигателей 48 с соответствующими коническими выпускными отверстиями 60.

Наконец, у носовой части 52, в которую в рабочем варианте самолета 10 может быть встроен радиолокатор, установлена кабина 54, предпочтительно двусторонняя (тандемная), с взаимосвязанными командами по полету, которая защищена ветровым стеклом 62, и, кроме того, также может быть выполнена заправочная штанга 58 для осуществления дозаправки самолета 10 во время полета.

В соответствии с фиг.2 и 3 каждое крыло 18, 20 самолета 10 содержит наружные элероны 56 и внутренние закрылки 64 для взлета и приземления, имеющие сдвоенный паз и выполненные у заднего профиля или задней кромки 70 каждого крыла 18, 20, и дополнительные устройства 66 для оптимизации маневрового профиля крыла или подвижной передней кромки (отгибатели носка крыла), которые выполнены у передней кромки 68 и имеют конкретную геометрическую форму в соответствии с общими соображениями по аэродинамике, изложенными в данном описании.

Более конкретно, в соответствии с данным изобретением самолет 10 обладает следующими техническими особенностями, обеспечивающими улучшенные аэродинамические характеристики и устойчивость полета.

Прежде всего, аэродинамическая конструкция характеризуется наличием устройства (РВУ - регулятора вихрей на НПК) для регулирования вихря, создаваемого НПК (наплывом по передней кромке) при умеренно большом угле атаки (см. номер 72 позиции на фиг.1).

Фактически, наличие НПК, имеющего в плане готическую форму и составляющего 6,4% от общей поверхности крыла (как в случае данного изобретения), обеспечивает возможность подъема вихря при большом угле атаки, при этом конфигурация НПК дополнительно модернизирована путем выполнения РВУ у конца НПК для обеспечения симметричного стремительного развития вихрей при большом угле атаки и состояниях рыскания с предотвращением тем самым последующей потери поперечной боковой устойчивости.

Размеры регулятора 72 зависят от размеров обращенного к нему НПК и, в любом случае, чем больше НПК, тем больше высота РВУ. При этом допуск может быть определен исходя из соотношения между площадью одного НПК и высотой соответствующего РВУ, причем проектное значение этого соотношения составляет 2,35 м, а допуск изменяется в пределах от +100% до -50% относительно указанного проектного значения.

Форма носовой части 52 самолета 10 и ее размерные характеристики дополнительно оптимизированы для уменьшения влияния вихреобразования, создаваемого носовой частью, на аэродинамические свойства самолета 10 при умеренно большом угле атаки, причем указанные характеристики обеспечивают возможность уменьшения асимметрий направленности при большом угле атаки, которые являются типичными для носовых частей, имеющих стандартное круговое или эллиптическое сечение.

Носовая часть 52 («передняя часть») самолета 10 в соответствии с данным изобретением имеет ряд сечений с различной геометрией, начиная от конца 74 и заканчивая углом в месте соединения с вершиной НПК.

Иллюстративный и предпочтительный, но не ограничивающий вариант выполнения геометрической формы и последовательных сечений, имеющих различную геометрию, между концом 74 и отсчетным сечением, взятым в высокой точке 76 (расположенной по существу у начала кабины 54), показан последовательно на фиг.8-17, из которых можно понять, что форма сечения изменяется по существу от кругового сечения с малым удлинением (фиг.8-11) до сечения, имеющего овальную или куполовидную форму (фиг.12-17).

На указанных чертежах также можно видеть смещенное положение носовой части 52 от конца 74 до отсчетного сечения, показанного на фиг.17, относительно продольной оси К.

В частности, в соответствии с предпочтительным вариантом выполнения изобретения отношение между длиной (L) носовой части 52, измеряемой от конца 74 до сечения по линии XVII-XVII, и средним значением между длинами А и В двух полуосей сечения носовой части (сечения, показанного на фиг.17) составляет 1,873 с допуском ±10%.

Особая конструкция и ее представление с точки зрения аэродинамических состояний при полете следует непосредственно из комбинации вышеупомянутых параметров (более или менее возможного допуска) и изменения сечений носовой части 52 от вершины или конца 74 самолета 10 до отсчетного сечения по линии XVII-XVII.

На фиг.18 также подробно показан воздухозаборник двигателя, обозначенный в целом номером 46 позиции и способствующий обеспечению эксплуатационных характеристик самолета 10, в основном касающихся соответствующего газодинамического взаимодействия с соответствующим турбореактивным двигателем.

У изменяющейся передней кромки радиус воздухозаборника 46 оптимизирован для уменьшения искажения передней поверхности 47 двигателя на внутренней стороне, обусловленного большим углом атаки на нижней части, и для уменьшения сопротивления обтеканию на наружной стороне.

В частности, средний радиус у передней кромки внутреннего края 76А равен 7 мм, тогда как средний радиус нижнего края 78 равен 17,5 мм, а средний радиус наружного края 80 равен 14 мм, так что площадь захвата воздухозаборника составляет приблизительно 0,322 м², площадь горловины воздухозаборника составляет приблизительно 0,257 м², а площадь впуска у двигателя составляет приблизительно 0,273 м² (следует помнить, что эти размеры относятся к воздухозаборнику).

Воздухозаборник 46 характеризуется отсутствием обычного отделителя пограничного слоя («отклонителя»), расположенного на верхней стороне каждого воздухозаборника, объединенного с одним НПК, благодаря конкретной взаимосвязи длины и формы НПК. Фактически, НПК действует в качестве выпрямляющего поток экрана при большом угле атаки.

Кроме того, воздухозаборная система может предусматривать наличие двух дополнительных воздухозаборников (не показанных на чертежах), которые расположены на задней части соединения между крылом 18, 20 и фюзеляжем 12 и открываются, когда давление в указанном соединении становится ниже давления на задней части соединения крыла с фюзеляжем, благодаря предварительно нагруженным пружинам, объединенным с шарниром указанных дополнительных воздухозаборников.

Назначение таких воздухозаборников заключается в уменьшении, при их открытии, локальных воздействий на края основного воздухозаборника 46 при большом угле атаки с уменьшением, таким образом, количества воздуха, проходящего через основной воздухозаборник 46.

Одна из конкретных особенностей самолета 10, обеспечивающих высокие рабочие характеристики в отношении устойчивости полета и аэродинамической конструкции, несомненно, заключается в разъединении горизонтальной и вертикальных плоскостей 44 и 38 хвоста, что позволяет уменьшить аэродинамическое сопротивление, создаваемое задней частью фюзеляжа, с обеспечением оптимизации поведения самолета 10 в штопоре и улучшения всей аэродинамической конструкции самолета при большом угле атаки.

Вертикальное хвостовое оперение, имеющее трапецеидальную форму, содержит руль 34 и соединено с крылом в том смысле, что передняя кромка руля, в целом обозначенная на фиг. 1 номером 36 позиции, проходит через задние кромки 70 каждого крыла 18, 20 для обеспечения возможности выхода из штопора и для оптимизации в целом поведения самолета 10 при большом угле атаки.

Горизонтальное хвостовое оперение, также имеющее трапецеидальную форму, приводится в действие двумя независимыми исполнительными устройствами, которые обеспечивают возможность его симметричного и асимметричного отклонения. Наконец, такое хвостовое оперение имеет шарнирную ось, которая обозначена на фиг. 2 номером 86 позиции и наклонена в направлении вправо и влево приблизительно на 7,5° относительно поперечной оси 88 для оптимизации момента инерции и шарнирного момента.

Разъединение горизонтальной и вертикальной плоскостей хвоста может дополнительно определять допуск отсчетного параметра, выраженного в виде соотношения между высотой С, показанной на фиг. 1 и определяемой как расстояние между вершиной у корневой части киля и вершиной у корневой части горизонтальной плоскости 44, и плечом хвоста, составляющим 4181 мм. Отсюда следует, что вышеуказанное отсчетное значение составляет 1932 мм/4181 мм=0,462 с соответствующим допуском 10%.

Профиль крыла учебного самолета обычного типа подвергается модификации и оптимизации для уменьшения явления «бафтинга» с учетом известных свойств крыла, имеющего малое удлинение с тонким профилем и переменной центральной линией вблизи уступа по передней кромке крыла.

В противоположность этому, в соответствии с данным изобретением используется крыло (номера 18 и 20 позиций), имеющее трапецеидальную форму со средним удлинением (AR=4), характеризующееся наличием уступа (обозначенного на фиг. 2 символом S), составляющего 67,5% от общего размаха крыла. Модификация по сравнению с обычными крыльями относится, прежде всего, к радиусу (обозначенному на фиг. 6 символом R) передней кромки, форма которой изменяется от круговой (как в известном уровне техники) до треугольной для оптимизации положения точки стагнации при наличии передней кромки 68 и «отгибателей» 66, отклоняемых при умеренных углах атаки.

Как ясно видно на фиг. 6, изображающей увеличенное сечение по линии VI-VI на фиг. 2, каждое крыло 18, 20 выполнено с профилем, имеющим переменную кривизну как у передней кромки 66 («отгибателя передней кромки»), так и у задней кромки 70 благодаря элеронам 56, которые работают только в околозвуковой области с обеспечением уменьшения кривизны, что ослабляет эффект сжимаемости.

В количественном выражении проектное процентное значение наплыва по хорде у передней кромки составляет 0,36% с допуском от +0,5% до -0,2% относительно номинального значения, тогда как проектное процентное значение общего размаха крыльев при модификации профиля по сравнению с обычными техническими решениями составляет 8,2% с допуском от +10% до -5% относительно номинального значения.

Другие особенности самолета 10 относятся к фюзеляжу 12, который в своей задней части 16 выполнен за одно целое с выпускными отверстиями двигателя и снабжен небольшой хвостовой частью, которая обозначена на фиг. 3 номером 90 позиции и поддерживает плоскости хвоста.

Кроме того, область, соответствующая выпускным отверстиям двигателя, оптимизирована для обеспечения уменьшения отрицательных воздействий с точки зрения сопротивления и управления устойчивостью/управления в продольном направлении, создаваемых реактивным двигателем, расположенным смежно со стенкой 12 фюзеляжа и горизонтальным хвостовым оперением 44.

Самолет 10 также снабжен трехколесным шасси, содержащим одно переднее шасси со стойкой и два основных шасси, с четырьмя закрывающими отсек створками и с обратной связью в направлении потока.

Основное шасси втягивается в направлении, противоположном направлению потока, а система обратной связи оптимизирована с обеспечением возможности установки внешних подфюзеляжных нагрузок в фюзеляже.

Самолет 10 в соответствии с данным изобретением содержит систему автоматического управления полетом («полет с проводной связью»), которая относится к цифровому квадруплексному типу и обеспечивает возможность оптимизации эксплуатационных характеристик и летно-технических качеств. Таким образом, указанная система позволяет повысить безопасность полета благодаря автоматическому ограничению режимов полета, которые могут быть некомфортными для пилота или могут вызвать потерю управляемости («легкое пилотирование»).

Самолет в соответствии с данным изобретением снабжен средством для уменьшения радиолокационной сигнатуры самолета, расположенным в по меньшей мере одной горячей части «Н» указанного самолета, которая легко обнаруживается радиолокационными системами. Такое средство содержит по меньшей мере одно устройство для рассеивания поступающих от радиолокатора волн, которое может быть использовано и затем удалено, в зависимости от необходимости, с постоянным сохранением аэродинамических характеристик самолета.

Применительно к данному изобретению под горячей частью «Н» самолета понимается любая из частей, которые обычно обнаруживаются радиолокационной системой, например, такие как кабина 54, содержащая прозрачную часть 62 (фонарь кабины и ветровое стекло), один первый шпангоут фюзеляжа 12, соединенный с носовой частью 52, к которой прикреплена радиолокационная антенна самолета, видимая с радиолокатора через носовую часть, выполненную из обтекателя, прозрачного для излучения, передние кромки (36, 66, 68) компонентов, например крыльев (18, 20), воздухозаборники 46 двигателей, покрывающие хвостовые части (38, 44) и по меньшей мере одна передняя поверхность 47 двигателя.

Такое средство предусматривает по меньшей мере одно устройство, в соответствии с конкретным или соответствующим техническим решением, для каждой горячей части самолета, обеспечивающее уменьшение радиолокационной сигнатуры.

Для уменьшения радиолокационной сигнатуры, исходящей от горячих частей «Н» самолета, таких как кабина 54, содержащая прозрачную часть 62, указанное средство содержит по меньшей мере одно металлизированное покрытие 100, нанесенное на прозрачную часть 62.

Такое покрытие 100 предназначено для восстановления неразрывности электроцепи самолета с уменьшением дифракции падающей волны, возникающей в кабине 54, закрытой ветровым стеклом 62 и потенциально воспринимаемой радиолокационной системой. Кроме того, указанное покрытие обеспечивает отражение за пределы зоны действия радиолокационной системы.

Металлизированное покрытие 100 выполняют путем нанесения покрывающих слоев, предпочтительно трех слоев.

В варианте выполнения, показанном на фиг.2, такое металлизированное покрытие 100 содержит по меньшей мере один первый слой или подложку 101, подготавливающую ветровое стекло, на котором должно быть выполнено покрытие 100.

После нанесения такого первого слоя 101 выполняют нанесение второго слоя 102 предпочтительно путем осаждения материала с высокой степенью электропроводности, например золота или равноценных материалов с высокой способностью к формованию на поверхности. Такой второй слой 102, который по существу является электропроводным металлизированным слоем, наносят на первый слой 101 с помощью способов распыления материала.

Для защиты металлизированного покрытия 100 наносят по меньшей мере одно защитное покрытие 103, сводящее к минимуму опасность повреждения покрытия 100 вследствие случайных ударов или атмосферных реагентов.

В дополнение к вышеуказанным слоям, металлизированное покрытие 100 содержит электрические устройства, обеспечивающие электрическое соединение покрытия 100 с конструкцией самолета.

В варианте выполнения, показанном на фиг.20, такое электрическое устройство содержит по меньшей мере одно соединительное устройство 105, предпочтительно выполненное из электропроводящего листового материала, например серебра, находящегося в электрическом контакте со вторым слоем 102.

Такое устройство 105 может соединять слои, содержащиеся в металлизированном покрытии 100, с конструкцией самолета.

Такое покрытие 100 может быть выполнено совместно с изготовлением прозрачных частей кабины, которые могут быть полностью заменены.

После окончания использования указанного средства на самолете достаточно заменить ветровое стекло 62 кабины прозрачными частями, на которых металлизированное покрытие 100 отсутствует.

Для уменьшения радиолокационной сигнатуры, исходящей от горячих частей «Н» самолета, например от по меньшей мере одной передней кромки (36, 66, 68, 70) компонентов, таких как крылья (18, 20), указанное средство содержит по меньшей мере одну закрывающую часть 200, расположенную на передней кромке таких компонентов самолета с сохранением их аэродинамического профиля.

В варианте выполнения, показанном на фиг.21А и 21B, такая закрывающая часть 200 содержит первую опорную конструкцию 202, выполненную предпочтительно из металла и прикрепленную к конструкции компонента самолета крепежными элементами, например винтами или болтами.

На такую первую конструкцию 202 прикреплена вторая конструкция 203, предназначенная для поглощения падающих на нее электромагнитных волн с сильным ослаблением, таким образом, окончательно отраженных и/или преломленных волн.

По завершении использования такой закрывающей части 200 она отсоединяется от конструкции самолета и может быть заменена закрывающей частью, которая, однако, сохраняет ее аэродинамический профиль благодаря соответствующей форме конструкции 202, на которой отсутствует второй закрывающий элемент 203, поглощающий излучение радиолокатора.

Такое решение обеспечивает сохранение аэродинамического профиля, требуемого для передних кромок (36, 66, 68, 70), с уменьшением тем самым стоимости монтажа и его сложности.

Для уменьшения радиолокационной сигнатуры, исходящей от горячей части «Н» самолета, например от первого шпангоута фюзеляжа 12, расположенного у носовой части 52, указанное средство содержит по меньшей мере один лист адгезивного металлического материала 301, например алюминия, который закрывает первый шпангоут фюзеляжа 12 самолета, и по меньшей мере один слой поглощающего материала 302, прикрепленный к таким листам из металлического материала 301.

Как показано на фиг.22А, указанное средство расположено между первым шпангоутом фюзеляжа 12 и радиолокационной антенной «А», которая закрыта обтекателем носовой части 52.

На виде спереди форма листов из металлического материала 301 и поглощающего материала 302 соответствует форме первого шпангоута фюзеляжа 12 самолета, имеющей вышеуказанные особенности.

Как показано на фиг.22B, поглощающий материал 302 прикреплен, например, клеем к листам металлического материала 301.

Используемый поглощающий материал 302 является, например, губчатым слоем, который насыщен ферритовым порошком, графитом и т.д. и обеспечивает поглощение падающих электромагнитных волн с сильным ослаблением, таким образом, отраженной волны.

После прекращения действия средство, предназначенного для уменьшения радиолокационной сигнатуры первого шпангоута фюзеляжа 12 самолета, листы металлического материала 301, к которым прикреплены слои 302, просто извлекаются с возвращением, таким образом, первого шпангоута фюзеляжа 12 в первоначальное состояние.

Такое решение обеспечивает уменьшение расходов и снижение веса прикрепляемых к самолету средств в дополнение к упрощению прикрепления.

Для уменьшения радиолокационной сигнатуры, исходящей от горячих частей самолета, например от по меньшей мере одной передней поверхности 47 двигателя, указанное средство содержит по меньшей мере одну решетку 400, обеспечивающую возможность поступления воздушного потока к двигателю и уменьшающую видимость поверхности 47 двигателя самолета для радиолокационной системы.

В варианте выполнения, показанном на фиг.23А и 23B, решетка 400 имеет внутреннюю конструкцию с отверстиями 401, размеры которых таковы, что они воспринимаются как плоская поверхность низкочастотными волнами спектра, обычно используемыми в системах радиолокационного обнаружения, работающих на низких частотах, например, путем модуляции по реактивному двигателю, в результате чего исключается генерация дифрагированных волн, которые могут быть распознаны указанной радиолокационной системой.

Внутренняя поверхность таких отверстий 401 покрыта поглощающим радиолокационное излучение материалом с малой толщиной, обеспечивающим поглощение электромагнитных волн более высокой частоты, например в частотном диапазоне Х около 10 ГГц.

Сочетание размеров отверстий 401 и поглощающего материала усложняет возможность обнаружения такого компонента самолета радиолокационными системами.

Предпочтительно такая решетка 400 имеет круговую форму, аналогичную форме поперечного сечения конструкции двигательного отсека.

В варианте выполнения, показанном на фиг.23А и 23B, решетка 400 содержит опорную конструкцию 402, содержащую кольца, предназначенные для прикрепления решетки 400 к самолету с помощью крепежных элементов, например винтов или болтов.

Во фрагменте, показанном на фиг.23B, опорная конструкция 402 содержит первое кольцо 403, предназначенное для прикрепления к воздуховоду воздухозаборника 46 двигателя, второе кольцо 404, предназначенное для прикрепления к огнеупорной перегородке, содержащейся в двигательном отсеке, и третье кольцо 405, предназначенное для фиксирования прокладки, сопряженной с двигателем.

По завершении периода, во время которого необходимо использование решетки 400, она может быть извлечена из конструкции двигательного отсека и, возможно, заменена для сохранения целостности воздуховода замещающей конструкцией 406, которая по существу имеет наружную форму опорной конструкции и в которой внутренняя конструкция решетки 400 отсутствует.

Указанные средства, которыми снабжен самолет в соответствии с данным изобретением, обеспечивают получение преимуществ в затратах как на этапе реализации, так и на этапе технического обслуживания, так как они используются лишь при необходимости их применения, что уменьшает износ таких средств.

Указанные средства работают только в наиболее важных горячих частях, благодаря чему исключается излишняя растрата ресурсов на усложнение возможности обнаружения радиолокационными системами частей самолета, которые распознаются с трудом сами по себе, что значительно снижает стоимость указанных средств.

Выбор воздействия только на ключевые части, вероятность обнаружения которых более высока, определяет оптимальное соотношение между стоимостью работ и эффективностью достигаемых преимуществ.

Такие средства предпочтительно применяются для всех горячих частей самолета, указанных в соответствии с данным изобретением, однако в некоторых случаях они могут использоваться только на некоторых из этих частей «Н» при сохранении других частей в их первоначальном состоянии.

Из приведенного описания становятся очевидными особенности и преимущества конфигурации самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, которая является объектом данного изобретения.

Наконец, очевидно, что в конструкцию рассматриваемого самолета могут быть внесены различные другие изменения без отклонения при этом от новых принципов идеи изобретения, а также очевидно, что при практической реализации изобретения материалы, формы и размеры показанных элементов могут относиться к любому типу в соответствии с необходимостью и могут быть заменены другими технически эквивалентными элементами.

Самолет (10) содержит фюзеляж (12), к которому присоединены профильные крылья (18, 20), носовую часть (52) и регулятор (72) вихрей на наплыве по кромке крыла, форма которого обеспечивает симметрирование стремительного развития вихрей, создаваемых кромкой при умеренно большом угле атаки. Самолет содержит съемные средства с устройством для рассеивания излучаемых радиолокатором падающих волн, расположенным на горячей части самолета. Изобретение направлено на улучшение аэродинамических характеристик при уменьшении радиолокационной сигнатуры. 7 з.п. ф-лы, 29 ил.

1. Самолет (10), содержащий фюзеляж (12), к которому присоединены крылья (18, 20), по меньшей мере один воздухозаборник (46) и носовую часть (52) с сужающимся сечением, а также регулятор (72) вихрей на корневом наплыве по передней кромке крыла, причем отношение между площадью одного наплыва по передней кромке и высотой соответствующего регулятора (РВУ) составляет 2,35 м с переменным допуском от +100% до -50%, что составляет от 1,175 до 4,70 м, при этом указанный регулятор вихрей, создаваемых такой кромкой, взаимодействует с хвостовой частью (44 и 38) путем присоединения к крыльям (18, 20) вертикальной хвостовой части, передние кромки (36) которой проходят через задние кромки (70) каждого крыла (18, 20),
при этом указанный самолет также содержит средство, содержащее по меньшей мере одно устройство для рассеивания излучаемых радиолокатором падающих волн, которое выполнено с возможностью съемной установки по меньшей мере на одной горячей части (Н) самолета,
причем к горячим частям (Н) самолета относятся следующие части:
отсек для экипажа или кабина, содержащая (содержащий) по меньшей мере одну прозрачную часть,
первый шпангоут фюзеляжа,
передние кромки компонентов, к которым относятся крылья, покровы хвостовой части и воздухозаборники двигателей,
по меньшей мере одна передняя поверхность двигателя,
отличающийся тем, что для уменьшения радиолокационной сигнатуры, исходящей от по меньшей мере одной передней поверхности (47) двигателя, указанное средство содержит по меньшей мере одну решетку (400), имеющую внутреннюю конструкцию с несколькими отверстиями (401), опорную конструкцию (402), содержащую несколько колец, предназначенных для прикрепления указанной решетки (400) к самолету, причем каждое отверстие (401) имеет внутреннюю поверхность, покрытую поглощающим радиолокационное излучение материалом малой толщины, который предназначен для поглощения электромагнитных волн высокой частоты, а указанная решетка (400) выполнена с обеспечением поступления воздушного потока к указанному двигателю и уменьшения видимости поверхности (47) двигателя указанного самолета для радиолокационной системы.

2. Самолет (10) по п.1, отличающийся тем, что указанная носовая часть (52) с малым наплывом имеет профиль, геометрия которого изменяется, начиная от конца (74) до угла соединения указанной носовой части (52) с вершиной указанного корневого наплыва по передней кромке, и который, начиная от указанного конца (74), имеет по существу круговое сечение, переходящее в сечение с овальной и куполообразной геометрической формой.

3. Самолет (10) по п.1, отличающийся тем, что указанное разъединение горизонтальной хвостовой плоскости (44) и вертикальной хвостовой плоскости (38) обеспечено с помощью вертикального стабилизатора трапецеидальной формы, который соединен с крылом (18, 20) и передние кромки (36) которого проходят через задние кромки (70) каждого крыла (18, 20).

4. Самолет (10) по п.3, отличающийся тем, что указанное разъединение хвостовой плоскости обеспечено с помощью горизонтального хвостового оперения (44), имеющего трапецеидальную форму и выполненного с возможностью симметричного и асимметричного отклонения, причем указанный горизонтальный стабилизатор, имеющий трапецеидальную форму и выполненный с возможностью симметричного и асимметричного отклонения, имеет шарнирную ось (86), наклоненную относительно поперечной оси (88) самолета (10).

5. Самолет (10) по п.1, отличающийся тем, что указанный воздухозаборник (46) не содержит обычного отделителя пограничного слоя или «отклонителя», расположенного на верхней стороне воздухозаборника.

6. Самолет (10) по п.1, отличающийся тем, что в указанном воздухозаборнике (46) средний радиус у передней кромки внутреннего края (76А) равен 7 мм, тогда как средний радиус нижнего края (78) равен 17,5 мм, а средний радиус наружного края (80) равен 14 мм, так что площадь захвата воздухозаборника (46) составляет приблизительно 0,322 м², площадь горловины воздухозаборника (46) составляет приблизительно 0,257 м², а площадь впуска двигателя составляет приблизительно 0,273 м².

7. Самолет (10) по п.1, отличающийся тем, что каждое крыло (18, 20) самолета (10) выполнено в форме трапеции и имеет по меньшей мере один уступ (S) по меньшей мере в одной части размаха крыла и переднюю кромку (68) с радиусом (R) и треугольным профилем.

8. Самолет (10) по п.1, отличающийся тем, что каждое крыло (18, 20) самолета (10) имеет профиль с переменной кривизной как у передней кромки (66),так и у задней кромки (70) вблизи по меньшей мере одного закрылка (56) для обеспечения уменьшения указанной кривизны, что ослабляет эффект сжимаемости.