ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Российский патент 2016 года по МПК B64C3/38 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение имеет отношение к летательным аппаратам (ЛА) и касается, в частности, самолетов.

Уровень техники

Самолеты с изменяемыми (относительно фюзеляжа, в продольной плоскости) углами установки крыла имеют ряд преимуществ по сравнению с самолетами с неподвижным (относительно фюзеляжа) крылом.

Единственным в истории авиации серийным самолетом с изменяемым в полете углом установки крыла (относительно фюзеляжа, в продольной плоскости) был палубный истребитель F-8 Crusader американской фирмы Vought (http://ru.wikipedia.org/wiki/Vought_F-8_Crusader, [1]). Самолет F-8 Crusader представлял собой высокоплан «нормальной» аэродинамической схемы. Данный самолет имел изменяемый угол установки крыла в двух положениях: крейсерском и взлетно-посадочном. На взлетно-посадочных режимах полета крыло поворачивается (в продольной плоскости) на угол 10°. В режиме полета с крейсерской скоростью крыло самолета занимает нормальное положение. Использование крыла с изменяемым углом установки позволяло выполнять взлет и посадку самолета при почти горизонтальном положении фюзеляжа, вследствие чего значительно уменьшается потребная высота и вес шасси.

В полетном положении у самолета F-8 Crusader угол атаки крыла составлял 1°. Великолепно зарекомендовала себя система изменения угла установки крыла, работающая от двух гидроцилиндров (http://www.dogswar.ru/oryjeinaia-ek%5eotika/aviaciia/6404-eksperimentalnyi-ist.html, [2]).

У самолета F-8 Crusader при увеличенном угле установки крыла центроплан выступал в воздушный поток, работая как мощный воздушный тормоз (http://www.airwar.ru/enc/fighter/f8.html, [3]).

Преимущества самолета F-8 Crusader: использование крыла с изменяемым (в продольной плоскости) углом установки позволяло выполнять взлет и посадку при почти горизонтальном положении фюзеляжа, вследствие чего значительно уменьшается потребная высота стоек шасси (а следовательно, уменьшается вес шасси и фюзеляжа); обеспечивается хороший обзор из кабины пилота; великолепно зарекомендовала себя система изменения углом установки крыла.

Недостатки самолета F-8 Crusader: при увеличенном угле установки крыла его центроплан выступает в воздушный поток, работая как мощный воздушный тормоз, что увеличивает аэродинамическое сопротивление самолета, а следовательно, уменьшает его аэродинамическое качество; поворотное крыло перерезало конструктивно-силовую схему фюзеляжа, что увеличивало вес фюзеляжа.

В 60÷80-е годы 20-го века на сверхзвуковых военных самолетах «нормальной» аэродинамической схемы довольно широко использовали крыло с изменяемой стреловидностью. Это позволяло самолету, с одной стороны, иметь хорошие взлетно-посадочные характеристики (путем уменьшения стреловидности крыла) и высокое аэродинамическое качество на дозвуковой скорости полета, а с другой стороны, снизить аэродинамическое сопротивление (а следовательно, увеличить аэродинамическое качество) при полете с максимальной сверхзвуковой скоростью (путем увеличения стреловидности крыла).

Типичным самолетом с изменяемой стреловидностью крыла является американский истребитель F-111 (Бауэрс П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. М.: Мир, 1991, с. 130÷134, [4]). У F-111 обе (левая и правая) консоли крыла имеют прямую стреловидность (изменяемую в зависимости от режима полета).

Как известно, самолеты без горизонтального оперения (аэродинамических схем «бесхвостка» и «летающее крыло»), теоретически, могут иметь более высокое аэродинамическое качество (из-за меньшего аэродинамического сопротивления - из-за меньшей площади омываемой поверхности), по сравнению с самолетами «нормальной» аэродинамической схемы (имеющей горизонтальное и вертикальное оперения).

Например, суммарная относительная площадь оперения (горизонтальное оперение (ГО)+вертикальное оперение (ВО)) у реактивных самолетов 3-го поколения «нормальной» аэродинамической схемы составляла 53% от площади крыла (Шейнин В.М. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов. М.: Машиностроение, 1984, с. 194, [5]).

Из (Соболев Д.А. Самолеты особых схем. М.: Машиностроение, 1989, с. 61, [6]) известен опытный американский дозвуковой бомбардировщик ХВ-35 аэродинамической схемы «летающее крыло» (первый полет в 1946 году), у которого коэффициент максимальной подъемной силы Су.макс крыла был равен 1,5 (для сравнения, у другого американского дозвукового бомбардировщика В-29 (первый полет в 1942 году) «нормальной» аэродинамической схемы Су.макс крыла был равен 2,3).

В результате для сохранения той же посадочной скорости на ХВ-35 пришлось увеличить площадь крыла. Это снижало величину максимального аэродинамического качества самолета.

У самолета ХВ-35 максимальное аэродинамическое качество было равно 22,6 ([6], с. 63, табл. 1.5).

Для сравнения, у другого американского дозвукового бомбардировщика «нормальной» аэродинамической схемы со стреловидным крылом В-52 (первый полет в 1952 году) максимальное аэродинамическое качество равно 21,5 (Соболев Д.А. Столетняя история "летающего крыла". М.: РУСАВИА, 1998, с. 208) [7]).

Как видно из вышеизложенного, и бомбардировщик ХВ-35 (выполненный по аэродинамической схеме «летающее крыло») и бомбардировщик В-52 (выполненный по «нормальной» аэродинамической схемы) имеют близкие значения максимального аэродинамического качества (22,6 - у ХВ-35 и 21,5 - у В-52).

Еще один пример. У самолета «нормально» аэродинамической схемы «Мираж» FIF нагрузка на крыло равна 6,2 кН/м², а у аналогичного по назначению самолета аэродинамической схемы «бесхвостка» «Мираж» IIIС нагрузка на крыло равна 3,5 кН/м². При этом посадочные скорости у обоих самолетов равны 235 километров в час(Костенко И.К. Летающие крылья. М.: Машиностроение, 1988, с. 14, [8]).

То есть, у самолета «Мираж» FIF нагрузка на крыло в 1,77 раза больше, чем у самолета «Мираж» IIIС.

У самолета «нормальной» аэродинамической схемы диапазон центровок равен 10% от средней аэродинамической хорды (САХ), а у самолета аэродинамической схемы «бесхвостка» - 2% от САХ ([8], с. 11).

Как видно из вышеизложенного, самолет аэродинамической схемы «летающее крыло» (и аэродинамической схемы «бесхвостка»), на практике, не может реализовать свои теоретические преимущества в плане увеличения максимального аэродинамического качества, по сравнению с самолетами «нормальной» аэродинамической схемы.

Этому препятствует единственная (не решенная до сих пор) проблема - в аэродинамической схеме «бесхвостка» (и «летающее крыло») невозможно использовать высокоэффективную взлетно-посадочную механизацию крыла (как у самолетов «нормальной» аэродинамической схемы). Другая проблема - обеспечение устойчивости по тангажу - у самолетов данной аэродинамической схемы давно решена путем придания крылу прямой стреловидности и отрицательной геометрической крутки. Это объясняется следующим.

При отклонении закрылков или щитков (при использовании высокоэффективной взлетно-посадочной механизации крыла) центр давления на крыле смещается назад, что приводит к увеличению пикирующего момента на крыле (Петров К.П. Аэродинамика элементов летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1985, с. 113, [9]).

На самолете без горизонтального оперения (на «бесхвостое» и «летающем крыле») этот момент на пикирование нечем уравновесить.

Это вынуждает на «бесхвостое» (и «летающем крыле») увеличивать площадь крыла, что увеличивает аэродинамическое сопротивление, а следовательно, уменьшает величину максимального аэродинамического качества самолета в крейсерском полете, и не позволяет использовать все теоретические преимущества самолетов данной аэродинамической схемы.

Таким образом, вышеуказанный недостаток самолетов аэродинамической схемы «бесхвостка» (и «летающее крыло») сводит на нет ее теоретические преимущества, по сравнению с самолетами «нормальной» аэродинамической схемы.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является самолет, известный из патента Российской Федерации №2486105 ([10]). В одном из возможных вариантов исполнения (в варианте сверхзвукового самолета) он имеет фюзеляж, крыло, два турбореактивных (ТРД) двигателя, размещенные в общей мотогондоле друг над другом в плоскости симметрии самолета. Мотогондола прикреплена к крылу с его нижней стороны. Фюзеляж прикреплен к крылу посредством общей мотогондолы двигателей. В сверхзвуковых воздухозаборниках двигателей в качестве генератора скачков уплотнения использован общий для обоих двигателей вертикальный многоступенчатый клин неизменяемой геометрии. Каналы воздухозаборников двигателей разделены между собой горизонтальной перегородкой. Таким образом, у данного самолета функцию пилона, посредством которого фюзеляж прикреплен к крылу, выполняет мотогондола двигателей. При этом строительная высота мотогондолы (в горизонтальной плоскости) вполне достаточна для устранения проблем, связанных с аэроупругостью конструкции планера. При сверхзвуковой скорости полета скачки уплотнения от вертикального клина и обечайки воздухозаборника мотогондолы садятся только на нижнюю поверхность крыла, что позволяет уменьшить угол атаки крыла, а следовательно, уменьшить аэродинамическое сопротивление крыла и повысить аэродинамическое качество самолета.

Таким образом, прототип представляет собой самолет аэродинамической схемы «бесхвостка».

Преимущества прототипа: расположение двух двигателей друг над другом в плоскости симметрии самолета позволяет иметь минимальный суммарный мидель фюзеляжа и двигателей, что повышает аэродинамическое качество самолета; принятое расположение двигателей позволяет отказаться от вертикального оперения, так как при отказе одного из двигателей не возникает дестабилизирующего (разворачивающего) момента по курсу, что повышает аэродинамическое качество самолета

Раскрытие изобретения

Задачей заявляемого изобретения является улучшение летно-технических характеристик прототипа.

Очевидно, если такая задача может быть решена, то это "неочевидное" решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техники, поскольку у прототипа она не решена.

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, имеет следующие общие с прототипом существенные признаки: летательный аппарат имеет, крыло, фюзеляж, два турбореактивных двигателя, размещенные в общей мотогондоле друг над другом в плоскости симметрии самолета, мотогондола двигателей расположена с нижней стороны крыла, фюзеляж прикреплен к крылу посредством вышеуказанной мотогондолы двигателей.

Отличительными от прототипа существенными признаками является: крыло выполнено с возможностью изменения угла его установки по отношению к мотогондоле и фюзеляжу (в продольной плоскости), крыло выполнено с возможностью изменения угла его стреловидности.

За счет изменения угла установки крыла (в продольной плоскости) у заявляемого изобретения, по сравнению с прототипом [10], появляется возможность: сохранять горизонтальное положение фюзеляжа и мотогондолы двигателей (на любом режиме полета), что уменьшает высоту стоек шасси (а следовательно, снижает относительный вес конструкции шасси и планера) и снижает аэродинамическое сопротивление самолета (а следовательно, увеличивает аэродинамическое качество самолета); уменьшить потребную площадь крыла (так как площадь крыла определяется условиями балансировки в полете, а не требованиями отрыва носового колеса шасси при взлете), что повышает аэродинамическое качество самолета.

За счет изменения угла стреловидности крыла у заявляемого изобретения, по сравнению с прототипом [10], появляется возможность: использовать высокоэффективную взлетно-посадочную механизацию крыла, что позволяет уменьшить площадь крыла, что уменьшает аэродинамическое сопротивление, а следовательно, увеличивает максимальное аэродинамическое качество самолета в крейсерском полете (как по сравнению с прототипом, так и по сравнению с другими известными самолетами аэродинамических схем «бесхвостка», «летающее крыло» и «нормальная»).

Крыло у заявляемого изобретения прикреплено к общей мотогондоле двигателей, а между мотогондолой и крылом имеется щель для слива погранслоя. При этом при изменении его угла установки крыла не образуется дополнительного аэродинамического сопротивления, связанного с неудобообтекаемой формой центроплана крыла (как это имеет место у центроплана крыла у вышеуказанного самолета F-8 Crusader [1]), что повышает аэродинамическое качество заявляемого изобретения по сравнению с вышеуказанным самолетом F-8 Crusader.

Заявляемый самолет не имеет ни горизонтального, ни вертикального оперения (то есть, он выполнен по схеме бескилевая «бесхвостка»), что также повышает аэродинамическое качество самолета.

Заявляемый самолет имеет крыло прямой (изменяемой) стреловидности с отрицательной геометрической круткой и с отрицательным углом поперечного V. Это позволяет обеспечить статическую устойчивость самолета по всем осям только за счет крыла: по тангажу - за счет стреловидности и отрицательной геометрической крутки крыла; по крену - за счет требуемого угла поперечного V крыла; по курсу - за счет прямой стреловидности, отрицательной геометрической крутки и требуемого угла поперечного V крыла. Это также позволяет иметь самолету высокоэффективную взлетно-посадочную механизацию, что позволяет уменьшить площадь крыла и уменьшить его аэродинамическое сопротивление. Все это повышает аэродинамическое качество самолета.

Краткое описание чертежей

На ФИГ. 1÷4 показан один из возможных вариантов исполнения заявляемого изобретения, где цифрами обозначено: 1 и 1а - центроплан крыла в его положении при горизонтальном крейсерском полете и на взлетно-посадочных режимах полета, соответственно; 2 и 2а - правая консоль крыла в ее положении при горизонтальном крейсерском полете и на взлетно-посадочных режимах полета, соответственно; 3 и 3а - левая консоль крыла в ее положении при горизонтальном крейсерском полете и на взлетно-посадочных режимах полета, соответственно; 4 - общая мотогондола двигателей; 5 и 6 - верхний и нижний двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД), соответственно; 7 - фюзеляж; 8÷13 - элевоны крыла; 14 и 15 - расщепляющиеся щитки крыла; 16 и 17 - воздухозаборники верхнего ТРДД 5 и нижнего ТРДД 6, соответственно; 18 - разделительная щека воздухозаборников 16 и 17; 19 и 20 - обтекатели; 21 - кронштейн навески крыла; 22 - гидроцилиндр; 23 - входная дверь фюзеляжа 7; 24 - верхний наплыв фюзеляжа 7; 25 - щель с клином для слива погранслоя; 26÷28 - боковые окна пассажирской кабины и кабины пилота; 29÷31 - лобовые окна кабины пилота. Стрелкой с надписью Н.П. показано направление полета самолета. Сплошной линией показано положение центроплана крыла 1, правой 2 и левой 3 консолей крыла в горизонтальном крейсерском полете, а штрих-пунктирной линией показано положение центроплана крыла 1а, правой 2а и левой 3а консолей крыла на взлетно-посадочных режимах полета.

Осуществление изобретения

Заявляемый самолет, в одном из возможных вариантов его исполнения, в варианте дозвукового административного самолета, представляет собой следующее. Имеется, стреловидное (прямой стреловидности) крыло (ФИГ. 1÷4) изменяемой стреловидности, состоящее из центроплана 1, правой 2 и левой 3 консолей. Имеется два ТРДД (верхний 5 и нижний 6), размещенные в общей мотогондоле 4 друг над другом в плоскости симметрии самолета (смещенные друг относительно друга на некоторое расстояние вдоль продольной оси самолета), фюзеляж 7 (по сути - гондола для полезной нагрузки). Центроплан крыла 1 шарнирно (ось вышеуказанного шарнира перпендикулярна плоскости симметрии самолета) прикреплен к мотогондоле 4 (мотогондола 4 расположена с нижней стороны центроплана крыла 1). Таким образом, центроплан крыла 1 выполнен с возможностью изменения угла его установки по отношению к мотогондоле 4 и фюзеляжу 7 (в продольной плоскости). Правая 2 и левая 3 консоли крыла шарнирно прикреплены к центроплану крыла 1. При этом правая 2 и левая 3 консоли крыла имеют возможность изменять свой угол стреловидности в определенных пределах, поворачиваясь в своих вышеуказанных шарнирах. Узел крепления поворотных консолей крыла 2 и 3 к центроплану крыла 1 (и поворотный механизм изменения стреловидности консолей 2 и 3 крыла) выполнен, например, как у известных самолетов с изменяемой стреловидностью крыла, например, как у вышеуказанного самолета F-111 (но могут быть и другие приемлемые конструкции узла и поворотного механизма - это не принципиально, а принципиально лишь то, что крыло имеет изменяемую стреловидность). Узел крепления консолей 2 и 3 крыла к центроплану крыла 1 и поворотный механизм на фигурах не показаны, так как их конкретное конструктивное исполнение не принципиально. Фюзеляж 7 прикреплен к центроплану крыла 1 посредством общей мотогондолы 4 (то есть, фюзеляж 7 прикреплен к нижней стороне мотогондолы 4, причем фюзеляж 7 и мотогондола 4 соединены между собой неподвижно).

Таким образом, центроплан крыла 1 (а следовательно и все крыло, включая консоли 2 и 3 крыла) выполнен с возможностью изменения угла установки (в продольной плоскости) по отношению к мотогондоле 4 и фюзеляжу 7. На консолях крыла 2 и 3 имеются элевоны 8÷13 и расщепляющиеся щитки 14 и 15 (расположенные на концах консолей 2 и 3 крыла).

Крыло в заявляемом изобретении имеет отрицательную геометрическую крутку и отрицательный угол поперечного V. В передней части мотогондолы 4 имеются воздухозаборники 16 и 17 верхнего 5 и нижнего 6 двигателей, соответственно. Каналы воздухозаборников 16 и 17 разделены между собой горизонтальной перегородкой и имеют разделительную щеку 18 (служит для исключения влияния течения воздуха в одном воздухозаборнике (например, при помпаже в нем) на течение воздуха в другом воздухозаборнике). Между центропланом крыла 1 и мотогондолой 4 имеется щель для слива погранслоя. В этой сливной щели расположены два обтекателя 19 и 20, в которых размещены два кронштейна навески крыла 21 (по одному кронштейну в каждом обтекателе) и два гидроцилиндра 22, служащие для изменения угла установки центроплана крыла 1 в продольной плоскости (по одному гидроцилиндру в каждом обтекателе). Фюзеляж 7 имеет с левой стороны входную дверь 23 (с правой стороны фюзеляжа 7 имеется такая же входная дверь - на фигурах не показана). С верхней стороны фюзеляжа 7 (в плоскости симметрии самолета) имеется наплыв 24, увеличивающий высоту пассажирской кабины над продольным проходом. Между наплывом 24 и передней нижней частью мотогондолы 4 имеется щель 25 с клином для слива погранслоя. Фюзеляж 7 имеет боковые 26÷28 окна пассажирской кабины и кабины пилота (с правой стороны фюзеляжа 7 имеются такие же окна - на фигурах не показаны) и лобовые 29÷31 окна кабины пилота. У заявляемого самолета нет ни горизонтального оперения, ни вертикального оперения - он выполнен по схеме бескилевая «бесхвостка».

Остальные агрегаты заявляемого самолета не влияют на получаемый технический результат, а поэтому на фигурах и в описании не указаны.

В горизонтальном крейсерском полете (с дозвуковой скоростью) у заявляемого самолета центроплан крыла 1 (на фигурах показано сплошной линией) устанавливается посредством двух гидроцилиндров 22 на минимальный угол установки (например, равный 3°) по отношению к мотогондоле 4 и фюзеляжу 7, а правая 2 и левая 3 консоли крыла устанавливаются (посредством поворотного механизма, который на фигурах не показан) на максимальный угол стреловидности (равный по величине для левой 2 и правой 3 консолей крыла), например, равный 30° - как у известных дозвуковых реактивных административных самолетов. В крейсерском полете консоли 2 и 3 крыла имеют прямую стреловидность. При этом фюзеляж 7 и мотогондола 4 сохраняют свое горизонтальное положение, а крыло установлено под оптимальный угол атаки. Центр давления крыла находится в таком положении по отношению к центру масс самолета, которое обеспечивает требуемую степень статической устойчивости самолета по тангажу.

При посадке (и при взлете) центроплан крыла 1а заявляемого самолета устанавливается, посредством двух гидроцилиндров 22 на максимальный угол установки в продольной плоскости (например, на угол 10°) по отношению к продольным осям мотогондолы 4 и фюзеляжа 7. То есть, центроплан крыла поворачивается относительно оси своего шарнира (расположенного в кронштейнах навески крыла 21) на угол 10°, и занимает положение 1а (на фигурах показано штрихпунктирной линией). При этом фюзеляж 7 и мотогондола 4 сохраняют свое горизонтальное положение. Правая и левая консоли крыла устанавливаются (посредством поворотного механизма, который на фигурах не показан) на минимальный угол стреловидности (одинаковый по величине для правой и левой консоли крыла), и занимают положение 2а и 3а (на фигурах показано штрихпунктирной линией), соответственно. При посадке (и взлете) заявляемого самолета его правая 2а и левая 3а консоли крыла имеют прямую стреловидность. Элевоны 8÷13 откланяются на положительные углы атаки, таким образом, выполняя функцию взлетно-посадочной механизации (увеличивая коэффициент подъемной силы крыла). При посадке (и взлете) консоли 2а и 3а крыла, поворачиваясь относительно осей своих шарниров, уменьшают свой угол стреловидности до нужной величины, которая определяется тем, чтобы центр давления крыла (с работающей механизацией крыла) находился в том же положении по отношению к центру масс самолета, что и в крейсерском полете, обеспечивая, таким образом, нужную степень статической устойчивости самолета по тангажу.

Таким образом, у заявляемого изобретения центр давления крыла и в крейсерском полете и на взлетно-посадочных режимах полета находится в одном и том же положении по отношению к центру масс самолета (но может располагаться и в разных местах - если это необходимо)

Уменьшение стреловидности крыла на взлетно-посадочных режимах полета (по сравнению с углом стреловидности крыла в крейсерском полете) позволяет на заявляемом самолете (не имеющем горизонтального оперения) использовать высокоэффективную взлетно-посадочную механизацию (любого приемлемого типа, а не только ее вышерассмотренный вариант). Это позволяет у заявляемого изобретения уменьшить площадь крыла, а следовательно, уменьшить аэродинамическое сопротивление, а следовательно, увеличить максимальное аэродинамическое качество самолета (по сравнению с известными самолетами без горизонтального оперения («бесхвостками» и «летающими крыльями»)). Крыло у заявляемого изобретения может иметь максимальный коэффициент подъемной силы при взлете и посадке такой же величины, как у самолетов «нормальной» аэродинамической схемы. Таким образом, заявляемое изобретение позволяет реализовать все потенциальные преимущества самолета без горизонтального оперения в плане максимального увеличения аэродинамического качества самолета.

Как видно из вышеизложенного, стреловидность крыла в заявляемом изобретении изменяется совершенно с другой целью (по сравнению с известными самолетами с изменяемой стреловидностью крыла, например, по сравнению с вышеуказанным самолетом F-111) - для того, чтобы центр давления крыла как в крейсерском полете, так и на взлетно-посадочных режимах полета (когда работает механизация крыла, увеличивающая коэффициент подъемной силы крыла) находился в одном и том же положении, по отношению к центру масс самолета. При этом стреловидность консолей крыла нужно будет изменять на величину угла ~10°. Это объясняется тем, что при изменении стреловидности крыла центр масс самолета перемещается (в направлении продольной оси самолета) на незначительную величину (~ на 2% от средней аэродинамической хорды), в то время как центр давления крыла перемещается (в направлении продольной оси самолета) на гораздо большую величину (при изменении угла стреловидности консолей крыла на ~8° - на 25% от средней аэродинамической хорды).

Как указывалось выше, у известных самолетов с изменяемой стреловидностью крыла изменяемая стреловидность крыла использовалась для того, чтобы самолет, с одной стороны, имел хорошие взлетно-посадочные характеристики (путем уменьшения стреловидности крыла) и высокое значение максимального аэродинамического качество при дозвуковой скорости полета, а с другой стороны, уменьшить аэродинамическое сопротивление (а следовательно, увеличить аэродинамическое качество) при полете с максимальной сверхзвуковой скоростью (путем увеличения стреловидности крыла). При этом стреловидность консолей крыла изменялась на десятки градусов (например, с 15 до 70 градусов).

Заявляемый самолет управляется: по тангажу и крену - посредством отклонения элевонов 8÷13; по курсу - путем отклонения расщепляющихся щитков 14 и 15, расположенных на концах консолей 2 и 3 крыла (например, как это имеет место у известного американского бомбардировщика В-2, выполненного по аэродинамической схеме «летающее крыло»). При этом возможен вариант управления заявляемым самолетом по тангажу, когда передние элевоны 12 и 13, с одной стороны, и задние элевоны 8 и 9, с другой стороны, отклоняются дифференцированно (отклоняются в разные стороны).

Использование в заявляемом изобретении крыла с изменяемым углом установки (в продольной плоскости) позволяет, по сравнению с прототипом [10]: сохранять горизонтальное положение фюзеляжа и мотогондолы двигателей (на любом режиме полета), что уменьшает высоту стоек шасси (а следовательно, снижает относительный вес конструкции шасси и планера) и снижает аэродинамическое сопротивление самолета (а следовательно, увеличивает аэродинамическое качество самолета); уменьшить потребную площадь крыла (так как площадь крыла определяется условиями балансировки в полете, а не требованиями отрыва носового колеса шасси при взлете), что повышает аэродинамическое качество самолета.

Использование в заявляемом изобретении крыла с изменяемым углом стреловидности позволяет, по сравнению с прототипом [10] (и по сравнению с другими известными самолетами аэродинамических схем «бесхвостка», «летающее крыло» и «нормальная»): иметь высокоэффективную взлетно-посадочную механизацию крыла (как один из вариантов, элевоны, отклоняемые на положительные углы - как в рассмотренном выше варианте), что позволяет уменьшить потребную площадь крыла, что снижает аэродинамическое сопротивление крыла, а следовательно, увеличивает аэродинамическое качество самолета. При этом заявляемый самолет может иметь взлетно-посадочную механизацию крыла любого приемлемого типа (закрылки (одно и многощелевые); щитки; предкрылки; энергетическую механизацию (отсос или сдув погранслоя); комбинацию из вышеуказанного и др.). Заявляемое изобретение позволяет реализовать все потенциальные преимущества самолета без горизонтального оперения («бесхвостки» и «летающего крыла») в плане максимального увеличения аэродинамического качества самолета.

У заявляемого самолета между нижней поверхностью центроплана крыла 1 и верхней поверхностью мотогондолы 4 имеется щель для слива погранслоя. В щели установлены два обтекателя 19 и 20. При этом каждый обтекатель состоит из двух частей (на фигурах не показаны) - верхняя часть прикреплена неподвижно к нижней поверхности центроплана крыла 1, а нижняя часть прикреплена неподвижно к верхней поверхности мотогондолы 4. При изменении угла установки центроплана крыла 1 верхние и нижние части обтекателей 19 и 20 перемещаются друг относительно друга телескопически, тем самым сохраняя удобообтекаемые формы обтекателей 19 и 20. При изменении угла установки центроплана крыла 1 форма носовой части центроплана крыла 1 не изменяется, что повышает аэродинамическое качество заявляемого самолета, по сравнению с вышеуказанным самолетом F-8 Crusader.

У заявляемого изобретения два двигателя (ТРДД) расположены друг над другом в плоскости симметрии самолета на минимальном расстоянии друг от друга. Следовательно, при отказе одного из двигателей не возникает дестабилизирующего момента по курсу, что позволяет отказаться от вертикального оперения как такового. Это снижает аэродинамическое сопротивление и увеличивает аэродинамическое качество самолета в целом. Необходимая статическая устойчивость заявляемого самолета по курсу обеспечивается за счет прямой стреловидности крыла и угла поперечного V крыла.

В таком варианте исполнения заявляемого изобретения функцию пилона, посредством которого фюзеляж прикреплен к крылу, выполняет мотогондола двигателей. При этом строительная высота мотогондолы (в горизонтальной плоскости) вполне достаточна для устранения проблем, связанных с аэроупругостью конструкции планера.

Надежность и величина сила тяги современных ТРДД таковы, что на самолетах с взлетной массой до 350 тонн и дальностью полета до 16000 км устанавливают всего два ТРДД. При этом использование у самолета только двух ТРДД выгодно как экономически так и эксплуатационно.

Поэтому, использование в заявляемом изобретении двух ТРДД выгодно как экономически, так и эксплуатационно.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него вектор тяги двигателя (или двигателей) может изменять свое направление, например, в продольной плоскости относительно хорды крыла (для создания момента по тангажу - для балансировки и управления самолетом). Это может осуществляться, например, путем использования у двигателей поворотных сопел.

В заявляемом изобретении могут использоваться воздушно-реактивные двигатели (ВРД) любого типа: одноконтурные турбореактивные двигатели (ТРД); двухконтрурные ТРД; прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) и др.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него каждый из двух двигателей выполнен комбинированным, например, комбинация ТРД и ПВРД.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него один из двигателей (например, верхний) является ТРД, а другой (нижний) - ПВРД.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него помимо ВРД используется и другой тип двигателя, например, жидкостный ракетный двигатель (ЖРД).

Заявляемое изобретение может иметь один или более двигателей, размещенных в плоскости симметрии самолета друг над другом (которые могут быть смещены друг относительно друга в направлении продольной оси самолета).

В заявляемом изобретении в качестве движителя может использоваться один (или более) воздушный винт (тянущий или толкающий), приводимый в действие двигателем (или двигателями) любого приемлемого типа (поршневым, турбовальным, электрическим и др.)

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения с иным (по сравнению с показанным на ФИГ. 1÷4) расположением двигателей (или движителей), например, два двигателя расположены на горизонтальных пилонах в хвостовой части фюзеляжа (как у известных дозвуковых реактивных административных самолетов), а крыло прикреплено шарнирно непосредственно к фюзеляжу, при прочих равных условиях.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него вообще нет двигателя (или движителя), при этом у него крыло прикреплено шарнирно непосредственно к фюзеляжу, при прочих равных условиях.

В заявляемом изобретении крыло может иметь любую приемлемую форму в плане: прямую или обратную стреловидность; малого удлинения; большого удлинения; и др. Например, возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него в крейсерском полете крыло имеет прямую стреловидность, а на взлетно-посадочных режимах полета крыло имеет обратную стреловидность.

У заявляемого изобретения изменение стреловидности крыла может использоваться также и для расширения диапазона центровок самолета.

Заявляемый самолет может быть выполнен по любой приемлемой аэродинамической схеме: «бесхвостка» (как рассмотрено выше), «утка», «нормальная» и др.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличающийся от показанного на ФИГ. 1÷4 тем, что он имеет вертикальное оперение любого приемлемого типа, например, в виде концевых шайб (или крылышек), установленных на концах консолей крыла.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличающегося от вышерассмотренного тем, что у него центр давления крыла как в крейсерском полете, так и на взлетно-посадочных режимах полета (когда работает механизация крыла, увеличивающая коэффициент подъемной силы крыла) находился в одном и том же положении, по отношению к центру масс самолета, не потому, что у него крыло выполнено изменяемой стреловидности, а потому что у него все крыло выполнено с возможность перемещения (например, по направляющим) в направлении продольной оси самолета (крыло при этом выполнено неизменяемой стреловидности), при прочих равных условиях.

Заявляемое изобретение может быть использовано: в качестве пилотируемого ЛА любого типа (например, в варианте пассажирского самолета); в качестве беспилотного ЛА.

Заявляемый самолет может иметь любую приемлемую скорость полета: дозвуковую; сверхзвуковую; гиперзвуковую.

В варианте сверхзвукового (или гиперзвукового) самолета у заявляемого изобретения в сверхзвуковых воздухозаборниках двигателей в качестве генератора скачков уплотнения может быть использован (как один из возможных вариантов) общий для обоих двигателей вертикальный клин (например, многоступенчатый, неизменяемой геометрии). Каналы воздухозаборников двигателей разделены между собой горизонтальной перегородкой. В таком варианте исполнения заявляемого изобретения при сверхзвуковой скорости полета скачки уплотнения от вертикального клина и обечайки воздухозаборника мотогондолы садятся только на нижнюю поверхность крыла, что позволяет уменьшить угол атаки крыла, а следовательно, уменьшить аэродинамическое сопротивление крыла и повысить аэродинамическое качество самолета.

В варианте сверхзвукового или гиперзвукового самолета у заявляемого изобретения при полете на сверхзвуковой или гиперзвуковой скорости скачки уплотнения от боковых поверхностей фюзеляжа садятся только на нижнюю поверхность крыла, что повышает аэродинамическое качество самолета в целом. То есть, в заявляемом изобретении имеет место полезная сверхзвуковая и гиперзвуковая интерференция между частями самолета.

Заявляемое изобретение может быть использовано как в варианте самолета обычного взлета и посадки, так и в варианте самолета вертикального взлета и посадки (или с горизонтальным или с вертикальным расположением фюзеляжа при взлете-посадке).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличающийся от показанного на ФИГ. 1÷4 тем, что у него левая и правая консоли крыла выполнены с возможностью дифференциально изменять свои углы установки (например, левая консоль крыла увеличивает свой угол установки, а в это время правая консоль крыла уменьшает свой угол установки (как у некоторых известных самолетов дифференциально отклоняются консоли цельноповоротного горизонтального оперения).

В заявляемом изобретении изменение стреловидности крыла может быть использовано для уменьшения габаритов самолета при его хранении в ангаре или в трюме корабля.

В заявляемом изобретении механизмы изменения угла установки крыла и изменения стреловидности крыла могут быть любого приемлемого типа: гидропривод; электропривод и др.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов. Летательный аппарат, выполненный по аэродинамической схеме «бесхвостка», имеет крыло, состоящее из центроплана и консолей, фюзеляж, два турбореактивных двигателя, размещенных в общей мотогондоле один над другим в плоскости симметрии самолета. Мотогондола расположена с нижней стороны крыла, при этом крыло прикреплено к мотогондоле шарнирно. Ось шарнира крыла перпендикулярна оси симметрии самолета. Фюзеляж прикреплен к крылу посредством вышеуказанной мотогондолы. Крыло выполнено с возможностью поворота относительно оси вышеуказанного шарнира и изменения таким образом угла установки в продольной плоскости относительно мотогондолы и фюзеляжа и изменения его угла стреловидности в зависимости от режима полета самолета. Крыло оборудовано взлетно-посадочной механизацией. Обеспечивается повышение аэродинамического качества летательного аппарата. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Летательный аппарат (ЛА) схемы «бесхвостка» имеет, крыло, фюзеляж, по меньшей мере один двигатель, например воздушно-реактивный двигатель (ВРД), отличающийся тем, что крыло состоит из центроплана, левой и правой консолей, центроплан выполнен с возможностью изменения угла его установки (в продольной плоскости) по отношению к фюзеляжу, левая и правая консоли крыла шарнирно прикреплены к центроплану крыла и выполнены с возможностью изменения угла их стреловидности, крыло имеет взлетно-посадочную механизацию.

2. ЛА по п. 1, отличающийся тем, что вышеуказанный двигатель размещен в мотогондоле, которая расположена с нижней стороны центроплана крыла, фюзеляж прикреплен к крылу посредством вышеуказанной мотогондолы, при этом вышеуказанный двигатель имеет поворотное сопло.

3. ЛА по п. 1 или 2, отличающийся тем, что имеет два ВРД, размещенных в общей мотогондоле один над другим в плоскости симметрии ЛА.

4. ЛА по п. 1 или 2, отличающийся тем, что крыло выполнено прямой стреловидности.

5. ЛА по п. 3, отличающийся тем, что крыло выполнено прямой стреловидности.