СВЕРХЗВУКОВОЙ ПРЕОБРАЗУЕМЫЙ МАЛОШУМНЫЙ САМОЛЕТ Российский патент 2017 года по МПК B64C30/00 B64C39/08 B64C39/12 

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания реактивных самолетов с низкорасположенным крылом, представляющим собой комбинацию двух с близким расположением друг к другу крыльев, переднее крыло из которых типа обратная "чайка", оснащенное от задней кромки в изломах его консолей разнесенными балками с поворотными вокруг их продольных осей консолями заднего крыла, которые, поворачиваясь на угол 97,5°, преобразуют его полетную конфигурацию.

Известен сверхзвуковой самолет проекта QSST консорциума «SAI» г. Невада (США), имеющий конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов, фюзеляж с плавным сопряжением дельтовидного крыла, переднее горизонтальное оперение, вертикальное оперение, выполненное совместно с инвертированным V-образным прямоугольным в плане стабилизатором, содержит два турбореактивных двухконтурных двигателя форсажных (ТРДДФ) в гондолах, передние и задние части которых смонтированы соответственно под высокорасположенным крылом типа "чайка" и по внешним их бортам с законцовками прямоугольного стабилизатора, и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой вспомогательной и главными опорами.

Признаки, совпадающие - наличие того, что дельтовидное крыло со стреловидностью по передней кромке +60°, имеющее при его размахе L_кр=19,2 м удлинение λ=2,0 и тонкий профиль с относительной толщиной 3,2%, выполнено по типу "чайка, оснащено впереди крыла трапециевидным ПГО, увеличивающим несущую способность комбинации «ПГО-крыло», и в задней части крыла гондолами ТРДДФ, передние и задние части которых смонтированы соответственно под округленными изломами крыла типа "чайка" и под законцовками прямого обратной стреловидности стабилизатора обратной V-образности. Развитое вертикальное оперение смонтировано на конце фюзеляжа длиной 40,35 м, консоли стабилизатора которого расположены вниз под большим отрицательным углом поперечного V=-25°. Два ТРДДФ силовой установки смонтированы в подкрыльных гондолах и создают на форсажном режиме при взлетном его весе 40,9 т тяговооруженность до 0,435, обеспечивают на высоте 15,5 км крейсерскую скорость полета до 1909 и максимальную - 2147 км/ч, но и дальность его полета около 4 тыс. миль.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что дельтовидное крыло без дополнительного создания и управления подъемной силой не обеспечивает способности повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и особенно уменьшения скорости взлета-посадки. Вторая - это то, что силовая установка, имеющая два ТРДДФ, смонтированные в гондолах под изломами крыла и, следовательно, недостаточно «изолирует» производимый ими шум, а для создания ими большей реактивной тяги имеют площадь их миделя, почти сопоставимую с площадью миделя центральной части фюзеляжа, что увеличивает лобовое сопротивление и особенно при отказе одного из ТРДДФ, разнесенных от оси симметрии, увеличивается также и асимметричность горизонтальной тяги, что также не способствует улучшению аэродинамического качества и увеличению дальности полета. Третья - это то, что концевые части крыла для увеличения его подъемной силы имеют значительную кривизну и крутку, что создает приемлемое протекание концевого срыва, но треугольная форма крыла ухудшает естественное ламинарное сверхзвуковое обтекание его профиля и особенно на внешних поверхностях, так как треугольное крыло больше всего расположено к концевому срыву. Четвертая - это то, что одно вертикальное оперение не обеспечивает продольно-поперечной стабильности, и для улучшения этого фюзеляж самолета имеет увеличенную длину, превышающую размах крыла в два с лишним раза, что значительно увеличивает массу его планера и ухудшает весовую отдачу. Пятая - это то, что высокорасположенный инвертированный V-образный стабилизатор, имеющий прямоугольную форму в плане и меньшую его площадь, не улучшает свойственное треугольному крылу смещение фокуса подъемной его силы назад при достижении сверхзвуковой скорости, ухудшая тем самым балансировочное сопротивление в сверхзвуковом его полете. Шестая - это то, что стойки главного колесного шасси смонтированы под изломами высокорасположенного крыла типа "чайка" и, следовательно, весьма осложняет в сложенном их состоянии размещение в нишах корневой части крыла и фюзеляжа, но и значительно увеличивает их высоту, что также ведет к увеличению массы его планера.

Известен сверхзвуковой стратегический самолет модели В-70 «Валькирия» (США), имеющий планер, выполненный из титановых сплавов и по схеме «бесхвостка» с передним горизонтальным оперением и низкорасположенным треугольным крылом, имеющим отклоняемые в вертикальной плоскости вниз треугольные развитые его законцовки, шесть ТРДДФ, смонтированные в задней части фюзеляжа в общей гондоле под центропланом, двухкилевое вертикальное оперение и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой вспомогательной и главными боковыми опорами.

Признаки, совпадающие - наличие того, что треугольное в плане крыло со стреловидностью по передней кромке +65,6°, имеющее при его размахе L_кр=32,0 м удлинение λ=1,75 и тонкий профиль с относительной толщиной 2,5%, оснащено впереди крыла передним горизонтальным оперением (ПГО), увеличивающими несущую способность комбинации «ПГО-крыло», и выполнено с отклоняемыми на 65° вниз его развитыми законцовками, удерживающими под крылом сверхзвуковую ударную волну. Отклонение треугольных в плане законцовок во время полета вниз давало сразу три эффекта: дополнительные треугольные кили, повышающие путевую устойчивость, позволили уменьшить размеры вертикального оперения, а сокращение площади задней части крыла уменьшало свойственное треугольному крылу смещение фокуса подъемной силы назад при увеличении скорости, снижая тем самым балансировочное сопротивление в сверхзвуковом полете. Из-за кинетического нагрева при высокой скорости (при числе Маха равным М=3,03 некоторые части планера нагревались до 320°С), самолет В-70 был сконструирован из титановых и стальных сотовых панелей. Для улучшения обзора при заходе на посадку верхняя панель носовой части его фюзеляжа перед лобовым стеклом опускалась. Силовая установка с шестью ТРДДФ, смонтированными в задней части фюзеляжа в общей гондоле под центропланом, имела на форсажном режиме при взлетном его весе 236,34 т тяговооруженность до 0,322 и обеспечивала на высоте 23,0 км максимальную скорость полета до 3187 км/ч и дальность его полета до 5499 км. Общая гондола разделена на левую и правую части так, что образует два плоских воздухозаборника, имеющих на верхних стенках каждого из них регулируемые поверхности, обеспечивающие необходимое торможение потока воздуха, и шесть створок регулируемых сечение их прохода, чем достигаются оптимальные условия эксплуатации шести ТРДДФ во всем диапазоне чисел М от трансзвуковых до сверхзвуковых скоростей его полета.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что треугольное в плане крыло с отклоняемыми законцовками также ухудшает естественное ламинарное сверхзвуковое обтекание профиля крыла, что не способствует за счет преждевременного срыва потока с его концов повышению аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов. Вторая - это то, что использование закрылков ПГО для парирования момента тангажа, возникающего при взлетно-посадочном зависании элевонов крыла, что предопределяло преждевременный срыв потока с ПГО при скорости полета М<0,88 и даже при отклонении расположенных на нем закрылков и, как следствие, приводило к довольно сильной тряске самолета на малых скоростях. Третья - это то, что отклоняемые вниз треугольные концевые части крыла для увеличения компрессионной подъемной его силы остается противоречивой теорией, и на сегодняшний день В-70 «Валькирия» - единственный самолет такого размера, когда-либо имевший гидравлически отклоняемые части крыла площадью 48,39 м² (с размахом более 6 м по задней кромке) были самым большим подвижным аэродинамическим устройством из когда-либо используемых, что усложняет конструкцию и ухудшает надежность. Четвертая - это то, что на взлетно-посадочных режимах вертикальное двухкилевое оперение не обеспечивает продольно-поперечной стабильности, и для улучшения этого фюзеляж самолета имеет увеличенную длину, почти вдвое превышающую размах крыла, что значительно увеличивает его массу и предопределяет высокую посадочную скорость до 296 км/ч.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является сверхзвуковой самолет проекта «JAXA» (Япония), имеющий конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов, V-образное оперение, стреловидный стабилизатор и треугольное крыло с трапециевидными концевыми частями и концевыми крылышками, силовую установку, включающую два турбореактивных двухконтурных двигателя форсажных (ТРДДФ) в гондолах, размещенных по обе стороны от оси симметрии и между килями, смонтированных на конце фюзеляжа на верхних и боковых его частях и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой вспомогательной и главными боковыми опорами.

Признаки, совпадающие - наличие того, что низкорасположенное треугольное крыло, имеющее при его размахе L_кр=19,57 м удлинение λ=2,1 и тонкий профиль с относительной толщиной 2,5%, выполнено с развитыми стреловидными концевыми частями и концевыми крылышками. Последние, увеличивая подъемную силу до 5%, способны как позволить самолету садиться, снизив до минимума мощность реактивных двигателей, и, как следствие, сократить уровень шума на 10 децибел, так и уменьшить индуктивное сопротивление, что приводит к снижению расхода топлива и увеличения дальности полета. Кроме того, за счет совмещения V-образного оперения и стреловидного стабилизатора обеспечивается возможность при преодолении самолетом звукового барьера улучшения бесшумности полета. Силовая установка с двумя ТРДДФ, смонтированными в кормовых гондолах, размещенных по обе стороны от оси симметрии и между килями V-образного оперения, смонтированных на конце фюзеляжа на верхних и боковых его частях, должна обеспечить на форсажном их режиме при взлетном его весе 40823 кг тяговооруженность до 0,43, что позволит на высоте 15,5 км создать максимальную скорость полета до 1486 км/ч и дальность его полета до 5600 км. Размещение ТРДДФ над стабилизатором, а значит, в какой-то мере «изолирует» производимый ими шум, а V-образное оперение отводит звуковые удары, возникающие в момент преодоления звукового барьера, вверх. В этом случае звуковое возмущение дольше пробудет на высоте полета самолета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что треугольное крыло со стреловидными концевыми частями и концевыми крылышками без дополнительного создания и управления подъемной силой не обеспечивает способности повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и сохранения достаточной подъемной силы на взлетно-посадочных режимах и, особенно, уменьшения скорости взлета-посадки. Вторая - это то, что стреловидный стабилизатор смонтирован совместно с V-образным оперением, имеющим меньшую площадь его килей, не улучшает свойственное треугольному крылу большей площади смещение фокуса подъемной его силы назад при достижении сверхзвуковой скорости, ухудшая тем самым балансировочное сопротивление в сверхзвуковом его полете. Третья - это то, что силовая установка располагается в кормовых гондолах, а наличие в ней только двух ТРДДФ предопределяет использовать с большей их реактивной тягой, что увеличивает как габариты каждой гондолы, так и лобовое их сопротивление. Это не способствуют улучшению аэродинамического качества и увеличению дальности полета. Четвертая - это то, что на взлетно-посадочных режимах V-образное оперение не обеспечивает продольной стабильности, а отсутствие гасителя звукового удара и развитых подкрыльных килей, удерживающих под крылом сверхзвуковую ударную волну, не способствуют уменьшению бесшумности полета. Пятая - это то, что стреловидный стабилизатор не отводит звуковые удары, возникающие в момент преодоления звукового барьера, обратно вперед по полету, что не способствуют уменьшению бесшумности полета за счет образования модифицированной инвертированной ударной волны, движущейся навстречу головной.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше сверхзвуковом самолете проекта «JAXA» является обеспечение дополнительного создания и управления подъемной силой комбинации системы крыльев и повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и особенно уменьшения скорости взлета-посадки, решения на сверхзвуковых скоростях полета проблемы увеличения продольного наклона на пикирование при смещении назад аэродинамического фокуса крыльев за счет удвоения эффективной площади вертикальных поверхностей, а также уменьшения сопротивления от балансировки и ослабления гасителем звукового удара при преодолении самолетом звукового барьера, но и повышения бесшумности полета.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного сверхзвукового самолета проекта «JAXA», наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он оснащен носовым гасителем звукового удара, выполненным в виде удлиненной конусной штанги, имеющей в задней ее части за заостренным ее носом две разновеликие секции с соответствующими седлообразными круговыми утонченностями, образующими две конфигурации разновеликих знаков бесконечности меньшую и большую соответственно первая меньшая утонченность с большей второй и последняя утонченность с эллипсоидной развитой формой головной части фюзеляжа до передней кромки переднего горизонтального оперения (ПГО), удерживающего вверху и приглушающего хлопок перехода через звуковой барьер за счет увеличения площади сечения носового обтекателя и головной части фюзеляжа, а значит, распределение мощности ударной волны по большей площади приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии и снабжен низкорасположенным крылом, представляющим собой комбинацию двух с близким расположением друг к другу крыльев, переднее переменной стреловидности крыло из которых типа обратная "чайка" с заостренными развитыми законцовками, снабженными флапперонами, оснащенное от задней кромки удобообтекаемыми, имеющими большую часть под крылом, разнесенными балками в изломах его консолей, внутренние и внешние секции которых, смонтированные соответственно с отрицательным ψ=-7,5° и положительным ψ=+7,5° углами их поперечного V, размещены при виде спереди выше уступом и параллельно от соответствующих секций цельноповоротных трапециевидных консолей заднего крыла, преобразующих конструктивно-силовую схему (КСС) с оживальной как бы в плане формы комбинации двух крыльев в КСС стреловидного крыла, имеющего заднюю кромку переменной стреловидности, предающей ей как бы серповидную конфигурацию в плане и имеющих симметричный их профиль и возможность их поворота в вертикальной поперечной плоскости вокруг продольной оси на поворотной средней части соответствующей разнесенной балки, но и обеспечивающих выполнения после поворота левой и правой его трапециевидных консолей на угол 97,5° от соответствующих внешних их секций отсчета соответственно вниз по часовой стрелке и против при виде спереди, функции двух дополнительных трапециевидных вертикальных поверхностей, имеющих подкрыльные и надкрыльные кили, расположенные при виде спереди соответственно вертикально и отклоненные наружу от плоскости симметрии под углом 15° и образующих с U-образным оперением, имеющим отклоненные наружу кили с серповидной задней кромкой и цельноповоротными развитыми заостренными законцовками, многокилевую схему планера в полете, обеспечивая, имея с двумя подкрыльными и двумя левой и правой парами надкрыльных параллельно размещенных килей, уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшения устойчивости по тангажу, рысканию и крену, но и обратно, при этом секции переднего и заднего крыльев, расположенные по обе стороны от продольной оси разнесенных балок, смонтированы так, что между задней кромкой переднего крыла и передней кромкой заднего крыла располагается узкая щель равная 2,75% средней аэродинамической хорде (САХ) переднего крыла, а при расстоянии между параллельно расположенными средними линиями профиля переднего и заднего крыла равным САХ заднего крыла, образуя между их соответствующими поверхностями щелевой проход, достигается сопоставимая сила лобового сопротивления, как бы у моноплана, причем внутренние и внешние секции как переднего, так и заднего крыльев имеют задние их кромки до и за как стационарных передних частей разнесенных балок, так и поворотных средних их частей соответственно как с отрицательным и положительным, так и с положительным и отрицательным их углами стреловидности, причем каждая внутренняя и внешняя секции цельноповоротных трапециевидных консолей заднего крыла, выполненная с серповидной задней кромкой, представляет собой в комбинации крыльев пилообразную в плане с округленными впадинами заднюю кромку, при этом механизация комбинации системы крыльев включает предкрылки, установленные по передней кромке переднего крыла и схемотехнически синхронизированные с закрылками трапециевидных консолей заднего крыла, выполнены с возможностью автоматического их выпуска/уборки только перед/после выпуском/уборки закрылков соответственно, причем поворот левой и правой цельноповоротных трапециевидных консолей заднего крыла схемотехнически синхронизирован как между собой, так и с их развитыми закрылками и возможен только после их уборки, при этом каждая консоль развитого среднерасположенного W-образного в плане стабилизатора, имеющая положительную и отрицательную стреловидность передней кромки соответственно внутренней и внешней секции, а каждая из последних оснащена соответственно на верхней поверхности узлами крепления боковой гондолы, являясь как бы кормовым щитком для установки соответствующего двигателя и рулевыми поверхностями по всему ее размаху, а каждая внешняя из которых смонтирована ее законцовкой по внутреннему борту и на конце стационарной части соответствующей разнесенной балки, причем силовая установка снабжена центральным двигателем в кормовой гондоле, смонтированной по оси симметрии между боковых гондол в общей гондоле, размещенной на кормовых щитках и над нижней плавно образованной утонченностью задней части фюзеляжа, при этом скосы передних частей воздухозаборника как кормовой, так и боковых гондол размещены при виде как сбоку, так и сверху параллельно соответственно как наклонной спереди-назад поверхности удобообтекаемого скоса, образующего кормовую утонченность фюзеляжа, так и передней кромке внутренней секции W-образного в плане стабилизатора, задняя кромка которой размещена в плане параллельно задней части соответствующей боковой гондолы, причем с целью достижения его бесшумности и улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех близко расположенных в продольном направлении несущих поверхностей: ПГО, переднего крыла и W-образного в плане стабилизатора размещены со сдвигом и по вертикали, и по горизонтали как бы в "шахматном порядке", а каждая внешняя секция W-образного в плане стабилизатора, выполненная с отрицательным поперечным V и установленная с внешних поверхностей разнесенного U-образного оперения, образует с соответствующим отклоненным наружу килем последнего в верхней полусфере от конца левой и до конца правой разнесенной балки разнесенные V-образные конфигурации, две боковые и одна центральная из которых, увеличивая площадь сечения кормовой его части, соответственно инициирует инвертированную ударную волну, движущуюся навстречу головной, уменьшенной носовым гасителем звукового удара, а значит, в результате их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается, но и распределение мощности последней по большей площади приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии и отводит звуковые удары, возникающие в момент преодоления звукового барьера, как вверх, так по бокам, но и, приглушая звуковое возмущение, удерживает дольше на высоте его полета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли, при этом высокорасположенное трапециевидное ПГО, смонтированное с положительным углом поперечного V=+27° и имеющее положительный и отрицательный углы стреловидности соответственно по передней и задней его кромкам, размещенным в плане параллельно соответствующим кромкам внутренних и внешних инвертированных V-образных секций W-образного в плане стабилизатора, но и обеспечивающее наравне с последним и развитыми с углом стреловидности χ=+75° корневыми наплывами переднего крыла приемлемую их эффективность на режимах взлета-посадки, усиленную суперциркуляцией, позволяющей уменьшить потери на балансировку, а, используя средства автоматики для отклонения рулевых поверхностей инвертированных V-образных секций стабилизатора, решать вопросы устойчивости и балансировки при изменении скорости с дозвуковой до сверхзвуковой скорости полета.

Кроме того, силовая установка, содержащая наряду с основным разгонно-маршевым центральным двигателем и имеющая упомянутые боковые двигатели, каждый из которых выполнен в виде маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), снабженного сверхзвуковым воздухозаборником и соплом, конвертируемым в разгонный двигатель в комбинации с основным двигателем, имеющим степень сжатия воздуха (π_к) не менее 15,0 в статических условиях в его компрессоре высокого давления, который оснащен системой отвода части объема сжатого воздуха и доставки его потока к вспомогательным ПВРД, используемым при взлете их основные камеры сгорания как дополнительные форсажные камеры, затем после взлета системы отвода сжатого воздуха от основного двигателя и его доставки к вспомогательным ПВРД перекрываются и, работая один основной двигатель на без и форсажном режимах, обеспечивает его полет соответственно на транс- и сверхзвуковых скоростях, причем для обеспечения больших сверхзвуковых скоростей его полета на каждом вспомогательном ПВРД установлен автоматический регулятор расхода топлива, реагирующий на изменение давления и температуры, при этом топливо, подаваясь при достижении соответствующей сверхзвуковой скорости полета с числом Маха (М) М=1,51, воспламеняется с помощью запала и создается маршевая тяга соответствующих ПВРД, обеспечивающих возможность использования его в полете как сверхзвуковой самолет со скоростями, превышающими число М=2,5, и самолета с большими кратковременными сверхзвуковыми скоростями, соответствующими числу М=3,2, соответственно при работе двух вспомогательных ПВРД, имеющих подвод тепла в дозвуковом потоке, и всех трех двигателей его комбинированной силовой установки, причем для достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей, соответствующих числу до М=2,8-3,0, центральная часть фюзеляжа перед кормовым утончением фюзеляжа снабжена от наклонной его поверхности выдвижным вдоль оси симметрии капотом, имеющим как в поперечнике при виде сверху в направлении полета обратную U-образность, так и возможность при полном его выдвижении укрытия передней части гондолы центрального двигателя после полной его остановки с целью уменьшения аэродинамического сопротивления.

Кроме того, что с целью достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей полета, соответствующих числу до М=3,5 упомянутые ТРДДФ выполнены в виде турбопрямоточных двигателей с осевым компрессором и отвода ударной волны от них и от их воздухозаборников их гондолы для изменения площади входного их тракта выполнены с возможностью обеспечения комбинированного сжатия и автоматического перемещения конусообразного центрального осесимметричного тела вперед-назад, при этом для дополнительного всасывания или перепуска воздуха открываются заслонки и створки, размещенные в передней и задней части каждой соответствующей гондолы, имеющей и регулируемую обечайку воздухозаборника, исключающую возможность возникновения нестационарного и автоколебательных режимов течения, но и эжектор, работающий с максимальным разрежением в донной области, создаваемым при угле полураствора эжектора 8°, причем при достижении сверхзвуковой скорости полета каждое центральное тело автоматически сдвигаются, уменьшая площадь входа воздухозаборников соответствующих гондол, а истекающие при этом из их двигателей продукты сгорания несколько охлаждаются подачей потока воздуха за их турбины и некоторого увеличения тяги благодаря предварительному подогреву воздуха, обтекающего сопла, и поглощаются теплостойкими материалами, расположенными позади сопел на поверхностях стабилизатора и конце фюзеляжа соответственно вспомогательных и основного двигателей, имеющих на конце теплопоглощающие кожухи, снижая тепловые нагрузки на стенки сопел, уменьшает инфракрасное излучение и уровень шума истекающих газов, при этом с целью повышения аэродинамического качества на крейсерской трансзвуковой скорости, а также возможности достижения длительного крейсерского полета на сверхзвуковых скоростях, соответствующих числу до М=1,75, и, не изменяя при этом его полетной конфигурации, упомянутые левая и правая цельноповоротные консоли заднего крыла, выполненные треугольными в плане, имеющими секции с серповидной задней кромкой и соответствующие закрылки, обеспечивают при их использовании в качестве несущих поверхностей возможность предания комбинации крыльев как бы форму упомянутого оживального крыла типа обратная "чайка".

Кроме того, что с целью достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей полета, соответствующих числу М=4,5, упрощения конструкции и исключения упомянутого заднего крыла с разнесенными балками он выполнен в виде пятидвигательного моноплана, имеющего упомянутое малого удлинения оживальное крыло типа обратная "чайка", выполненное с серповидной задней кромкой и оснащенное соответствующими закрылками, но и над его изломами двумя упомянутыми турбопрямоточными двигателями в крыльевых гондолах, соединенных на их концах и по внутренним их бортам с законцовками упомянутых инвертированных V-образных секций стабилизатора.

Кроме того, с целью улучшения поглощения ударной волны и теплового нагрева при прохождении звукового и теплового барьера, наружная поверхность передних кромок упомянутых ПГО, переднего с наплывами и заднего цельноповоротного крыльев, U-образного оперения и инвертированных V-образных секций стабилизатора, а также входных обечаек гондол всех двигателей, но и носового обтекателя фюзеляжа, имеющего в месте крепления гасителя звукового удара круглую наружную поверхность с треугольными формами, размещенными их вершинами от округлых их оснований в обратном направлении полета и в каждом из четырех квадрантов, выполнены соответственно с поверхностным нанесением углеродного волокна, но и нано напылением карбона.

Благодаря наличию этих признаков обеспечивается возможность программирования тяги реактивных двигателей комбинированной силовой установки (СУ) сверхзвукового преобразуемого малошумного самолета (СПМС), создающей различные режимы его полета как сверхзвукового самолета при работающих одном основном ТРДДФ на форсажном режиме или двух вспомогательных ПВРД, так и самолета с работающими тремя двигателями комбинированной СУ при достижении больших сверхзвуковых скоростей полета, соответствующих числу как до М=1,51 или М=1,51-2,5, так М=2,8-3,0 соответственно. Кроме того, для достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей его полета, соответствующих числу до М=3,5 упомянутый основной ТРДДФ в центральной кормовой гондоле заменен на турбопрямоточный двигатель изменяемого цикла с осевым компрессором. При этом СПМС снабжен низкорасположенным крылом, представляющим собой комбинацию двух с близким расположением друг к другу крыльев, переднее переменной стреловидности крыло из которых типа обратная "чайка" с заостренными развитыми законцовками, снабженными флапперонами, оснащенное от задней кромки удобообтекаемыми разнесенными балками в изломах его консолей, внутренние и внешние секции которых, смонтированные соответственно с отрицательным и положительным углами их поперечного V, размещены при виде спереди выше уступом и параллельно от соответствующих секций цельноповоротных трапециевидных консолей заднего крыла, преобразующих конструктивно-силовую схему (КСС) с оживальной как бы в плане формы комбинации двух крыльев в КСС стреловидного крыла, имеющего заднюю кромку переменной стреловидности, предающей ей как бы серповидную конфигурацию в плане и имеющих симметричный их профиль и возможность их поворота в вертикальной поперечной плоскости вокруг продольной оси на поворотной средней части соответствующей разнесенной балки, но и обеспечивающих выполнения после поворота левой и правой его трапециевидных консолей на угол 97,5° от соответствующих внешних их секций отсчета соответственно вниз по часовой стрелке и против при виде спереди, функции пары подкрыльных и пары надкрыльных килей, расположенных при виде спереди соответственно вертикально и наклоном наружу в многокилевой схеме планера в полете, обеспечивая уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшения устойчивости по тангажу, рысканию и крену, но и обратно. Причем каждая внутренняя и внешняя секции цельноповоротных трапециевидных консолей заднего крыла, выполненная с серповидной задней кромкой, представляет собой в комбинации крыльев пилообразную в плане с округленными впадинами заднюю кромку.

Механизация комбинации системы крыльев включает предкрылки, установленные по передней кромке переднего крыла и схемотехнически синхронизированные с закрылками трапециевидных консолей заднего крыла. Поворот левой и правой трапециевидных консолей заднего крыла схемотехнически синхронизирован как между собой, так и с их закрылками и возможен только после их уборки. Каждая консоль развитого среднерасположенного W-образного в плане стабилизатора, смонтированная с отрицательным поперечным V и имеющая положительную и отрицательную стреловидность передней кромки соответственно внутренней и внешней секции, каждая из последних оснащена соответственно на верхней поверхности узлами крепления боковой гондолы, являясь как бы кормовым щитком для установки соответствующего двигателя и рулевыми поверхностями по всему ее размаху, а каждая внешняя из которых смонтирована ее законцовкой по внутреннему борту и на конце стационарной части соответствующей разнесенной балки. Силовая установка снабжена центральным двигателем, смонтированным по оси симметрии между боковых гондол как бы в общей гондоле, размещенной на кормовых щитках и над нижней плавно образованной утонченностью задней части фюзеляжа в кормовой гондоле, при этом скосы передних частей воздухозаборника как кормовой, так и боковых гондол размещены при виде как сбоку, так и сверху параллельно соответственно как наклонной спереди-назад поверхности удобообтекаемого скоса, образующего кормовую утонченность фюзеляжа, так и передней кромке внутренней секции W-образного в плане стабилизатора, задняя кромка которой размещена в плане параллельно задней части соответствующей боковой гондолы.

Для естественного естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех близко расположенных в продольном направлении несущих поверхностей: ПГО, переднего крыла и W-образного в плане стабилизатора размещены со сдвигом и по вертикали, и по горизонтали как бы в "шахматном порядке". При этом каждая внешняя секция W-образного в плане стабилизатора, выполненная с отрицательным поперечным V и установленная с внешних поверхностей разнесенного U-образного оперения, образует с соответствующим отклоненным наружу килем последнего в верхней полусфере от конца левой и до конца правой разнесенной балки соответствующие V-образные конфигурации, две боковые и одна верхняя из которых, увеличивая площадь сечения кормовой его части, соответственно образуют инвертированную ударную волну, движущуюся навстречу головной, уменьшенной гасителем звукового удара, а значит, в результате их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается, но и распределение мощности последней по большей площади приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии и отводит звуковые удары, возникающие в момент преодоления звукового барьера, как вверх, так и в меньшей степени по бокам, но и, приглушая звуковое возмущение, удерживает дольше на высоте его полета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли. Высокорасположенное трапециевидное ПГО, смонтированное с положительным углом поперечного V=+27° и имеющее положительный и отрицательный углы стреловидности соответственно по передней и задней его кромкам, размещенным в плане параллельно соответствующим кромкам внутренних и внешних инвертированных V-образных секций W-образного в плане стабилизатора, но и обеспечивающее наравне с последним и развитыми с углом стреловидности χ=+75° корневыми наплывами переднего крыла приемлемую их эффективность на режимах взлета-посадки, усиленную суперциркуляцией, позволяющей уменьшить потери на балансировку, а, используя средства автоматики для отклонения рулевых поверхностей инвертированных V-образных секций стабилизатора, решать вопросы устойчивости и балансировки при изменении скорости с дозвуковой до сверхзвуковой скорости полета. До создания газотурбинных прямоточных двигателей изменяемого цикла возможно взамен единой СУ использовать комбинированную СУ, содержащую наряду с основным разгонно-маршевым ТРДДФ, оснастить ее вспомогательными маршевыми ПВРД, при этом последние, используя при взлете их основную камеру сгорания как дополнительные форсажные камеры, могут конвертироваться и в разгонные двигатели в комбинации с основным ТРДДФ. Причем у ПВРД, рассчитанного на большие сверхзвуковые скорости полета с числом М≥3, торможение потока в воздухозабонике производится до дозвуковых скоростей, т.е. подвод тепла осуществляется в дозвуковом потоке.

Предлагаемое изобретение СПМС, имеющего ПГО, U-образное оперение, инвертированные V-образные внешние секции W-образного в плане стабилизатора, комбинированную СУ с одним центральным ТРДДФ и двумя боковыми ПВРД, но и комбинацию двух с близким расположением переднего и заднего крыльев с серповидными задними кромками секций последнего и условным расположением цельноповоротных трапециевидных левой и правой его консолей соответственно при их использовании в качестве дополнительных соответственно вертикальных и горизонтальных несущих поверхностей (см. фиг. 1б и 1в), иллюстрируется общими видами, представленными на фиг. 1.

На фиг. 1, а изображен СПМС общий вид его спереди с передним низкорасположенным крылом типа обратная "чайка" и с расположенными ниже последнего цельноповоротными левой и правой консолями заднего крыла, но и U-образным оперением с инвертированными V-образными внешними секциями стабилизатора, имеющим на внутренних его секциях две задние боковые гондолы ПВРД, смонтированные на уровне с центральной гондолы ТРДДФ, размещенной в кормовом утончении фюзеляжа.

На фиг. 1, б изображен СПМС общий вид его сверху с ПГО, передним переменной стреловидности крылом, развитыми наплывами, заостренными его законцовками и с цельноповоротными трапециевидными левой и правой консолями с серповидными задними кромками секций заднего крыла, установленными на разнесенных балках, но и с U-образным оперением, имеющим между килей гондолы центрального ТРДДФ и двух боковых ПВРД на внутренних секциях W-образного в плане стабилизатора.

На фиг. 1, в изображен СПМС общий вид его сбоку с конусообразным гасителем звукового удара в носовом обтекателе эллипсоидной формы головной части фюзеляжа и комбинацией переднего и заднего крыльев с ПГО и U-образным оперением с инвертированными V-образными внешними секциями стабилизатора и гондолой ТРДДФ, размещенной в кормовом утончении фюзеляжа по оси симметрии и между боковых гондол.

Сверхзвуковой преобразуемый малошумный самолет, представленный на фиг. 1, имеет конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов и с плавным сопряжением низкорасположенного стреловидного переднего крыла 1 типа обратная "чайка" его наплыва 2, имеющего стреловидность χ=+75°, и фюзеляжа 3, снабженного конусообразным гасителем 4 звукового удара в носовом обтекателе 5 эллипсоидной формы головной его части, имеющей трапециевидное ПГО 6, смонтированное с положительным углом поперечного V=+27°, имеет положительный и отрицательный углы стреловидности соответственно по передней и задней его кромкам, размещенным в плане параллельно соответствующим кромкам переднего крыла 1 и W-образного в плане стабилизатора 7. Переднее крыло 1 характеризируется аэродинамической крутой, переменной, геометрической и сложной деформацией центральной поверхности. Сравнительная толщина переднего крыла 1 имеет свойство изменяться по размаху в градациях от 2,5% до 3,5%. Вся часть переднего крыла 1 (наплывная) является интегральным многосекционным топливным баком. Переднее крыло 1 с развитыми корневыми наплывами 2, смонтированное по «правилу площадей» и оснащенное предкрылками 8 и развитыми заостренными законцовками 9, снабженными флапперонами 10, имеет переменные стреловидности передних и задних их кромок, а их внутренние и внешние секции, образуя при виде сверху с задней кромкой заостренных законцовок 9 как бы серповидную заднюю его кромку, выполнены до его изломов соответственно с отрицательным и положительным углами их стреловидности. Сзади и ниже поверхностей переднего крыла 1 параллельно им установлены, образуя комбинацию близко расположенных крыльев, цельноповоротные левая 11 и правая 12 консоли трапециевидного заднего крыла 13, каждая его секция выполнена с серповидными задними кромками, снабжена закрылками 14 и возможностью их поворота вокруг продольной оси соответствующей центральной части 15 разнесенной балки 16, каждая из которых большей ее частью смонтирована под изломом крыла 1. Заднее крыло 13, обеспечивающее выполнения после синхронного поворота в полете левой и правой его цельноповоротных трапециевидных консолей на угол 97,5° от соответствующих внешних их секций отсчета соответственно вниз по часовой стрелке и против при виде спереди, функции двух дополнительных трапециевидных вертикальных поверхностей, имеющих подкрыльные и надкрыльные кили, расположенные при виде спереди соответственно вертикально и параллельно килям 18 U-образного оперения, отклоненным наружу от плоскости симметрии под углом 15°, и обеспечивается возможность выполнения полета на сверхзвуковой скорости, а при их синхронном повороте в полете обратно преобразуется его полетная конфигурация для полета на трансзвуковой скорости, а также выполнения взлетно-посадочных режимов полета (см. фиг. 1, a).

Каждая внешняя инвертированная V-образная секция W-образного в плане стабилизатора 7, имеющего рули высоты 17 и положительную и отрицательную стреловидность передней кромки соответственно внутренней и внешней секции, смонтирована по внешним поверхностям разнесенных килей U-образного оперения. Каждая из внутренних его секций оснащена на верхней поверхности узлами крепления боковой гондолы, являясь как бы кормовым щитком для установки соответствующего ПВРД, а каждая внешняя его секция имеет переднюю и заднюю кромки, размещенные в плане параллельно соответственно задним кромкам переднего крыла и трапециевидного ПГО 6, и смонтированная ее законцовкой по внутреннему борту и на конце стационарной части соответствующей разнесенной балки 16. Разнесенное U-образное оперение имеет отклоненные наружу кили 18 с серповидной задней кромкой и цельноповоротными развитыми заостренными законцовками 19, являющимися эффективными рулями направления.

Силовая установка снабжена центральным ТРДДФ, смонтированным между боковых гондол 20 ПВРД как бы в общей гондоле между килей 18 U-образного оперения и на кормовых щитках, и над нижним плавно образованным утончением задней части фюзеляжа 3. Центральный ТРДДФ, смонтированный по оси симметрии в кормовой гондоле 21, размещен над нижним плавно образованным утончением 22 задней части фюзеляжа 3. Центральная часть последнего перед кормовым утончением 22 фюзеляжа 3 снабжена от наклонной его поверхности 23 выдвижным вдоль оси симметрии капотом 24, имеющим в поперечнике при виде сверху в направлении полета обратную U-образность, но и возможность при полном его выдвижении укрытия передней части гондолы 21 центрального ТРДДФ после его полной остановки с целью уменьшения аэродинамического сопротивления (см. фиг. 1б и 1в). При взлете программируя тягу комбинируемой СУ, используя в двух ПВРД основные камеры их сгорания как дополнительные форсажные камеры, могут ПВРД конвертироваться и в разгонные двигатели в комбинации с работой ТРДДФ для существенного сокращения дистанции его разбега при взлете.

В конструкции кормовой гондолы 21 центрального ТРДДФ для изменения площади горла его воздухозаборников предусмотрено перемещения конусообразного центрального осесимметричного тела 25 вперед-назад. Вблизи передней части кормовой центральной гондолы 21 для дополнительного всасывания или перепуска воздуха открываются дополнительные отверстия (на фиг. 1 не показаны). Конструкция задних боковых гондол 20 для ПВРД, имеющих сверхзвуковой воздухозаборник с неподвижным центральным телом 26 (на фиг. 1 не показано), обеспечивает устойчивую работу вспомогательных ПВРД в широком диапазоне скоростей и углов атаки. Для чего в ПВРД установлен автоматический регулятор расхода топлива, реагирующий на изменение давления и температуры, причем топливо, подаваясь при достижении соответствующей сверхзвуковой скорости полета с числом М=1,51, воспламеняется с помощью запала и создается маршевая тяга вспомогательного ПВРД. В комбинируемой СУ, истекающие из ТРДДФ и ПВРД продукты сгорания несколько охлаждаются подачей воздуха за их турбины и некоторого увеличения тяги благодаря подогреву воздуха, обтекающего сопла, и поглощаются теплостойкими материалами, расположенными позади сопел соответственно основных ТРДДФ и вспомогательного ПВРД, имеющих на конце теплопоглощающие кожухи, снижая тепловые нагрузки на стенки сопел, уменьшает инфракрасное излучение и уровень шума истекающих газов. Шасси убирающееся трехопорное с вспомогательной носовой опорой и колесом 27 убирается в нишу фюзеляжа 3, главные боковые опоры с колесами 28 - в центроплан переднего крыла 1.

Управление многоцелевым СПМС при взлете-посадке и при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета обеспечивается отклонением рулевых поверхностей: флапперонов 10, рулей высоты 17 и рулей направления 19 - цельноповоротные развитые заостренные законцовки килей 18. Для соответствующего взлета и посадки на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса 27 и 28, убирающегося шасси. При этом подъемная сила создается ПГО 6, крылом 1 типа обратная "чайка" с развитыми наплывами 2 и задним крылом 13, а горизонтальная реактивная тяга - ТРДДФ 21 и двумя ПВРД 20 с использованием их основных камер сгорания в качестве дополнительных форсажных камер на разгонных режимах полета и при взлете. Последняя возможность и комбинация крыльев переднего 1 с наплывами 2 и заднего 13 создает большую общую площадь и, особенно, в комбинации с ПГО 6, что позволяет при взлете значительно уменьшить длину разбега. Поскольку прирост подъемной силы от ПГО 6 на режимах взлета будет значительно больше (примерно в два раза) за счет большого момента от ПГО и соответствующего ему большого отклонения предкрылков 8 и закрылков 14, то при транс- и сверхзвуковых режимах полета, расположенные от внешних поверхностей килей 18, рулевые поверхности 17 инвертированных V-образных секций стабилизатора 7, улучшают устойчивость в продольном канале. Кроме того, развитые наплывы 2 крыла 1 создают дополнительную подъемную силу и их эффективность, как несущих поверхностей, достигается максимум в полете с большими сверхзвуковыми скоростями, когда подъемная сила требуется главным образом для того, чтобы парировать тенденцию к увеличению продольного наклона на пикирование при смещении назад аэродинамического фокуса и для уменьшения сопротивления от балансировки. Дополнительная подъемная сила от ПГО 6 и наплывов 2 создается у передней части фюзеляжа 3, это позволяет, повышая аэродинамическое качество, не отклонять вверх флаппероны 10 переднего крыла 1, а достаточно, уменьшая потери на балансировку, небольшого отклонения вверх развитых рулевых поверхностей 17. Для повышения взлетно-посадочных характеристик и улучшения аэродинамического качества СПМС может конструироваться статически неустойчивым в боковых и продольном направлениях с использованием электродистанционной многоканальной системы управления. После взлета и набора высоты сверхзвуковая скоростью полета СПМС обеспечивается комбинированной его СУ и работой ТРДДФ в комбинации с двумя ПВРД, а путевое управление обеспечивается рулями направления 19 U-образного оперения 18 (см. фиг. 1в). Продольное и поперечное управление может осуществляться соответственно рулевыми поверхностями - синфазным отклонением флапперонов 10 (или рулевых поверхностей 17) и дифференциальным - флапперонов 10. Оптимизация эффективности крейсерского полета на сверхзвуковых скоростях достигается путем соответствующего программирования тяги комбинированной СУ: работает один ТРДДФ, два ПВРД или все три, используемые в полете на сверхзвуковых (с 1,8≤М≥2,4) или больших сверхзвуковых (с М≥3,1) скоростях полета.

Для улучшения рассеивания энергии ударной волны трапециевидное ПГО 6, смонтированное с положительным углом поперечного V=+27°, удерживает вверху и приглушает хлопок перехода через звуковой барьер за счет увеличения сечения головной части фюзеляжа 5, а каждая инвертированная V-образная секция W-образного в плане стабилизатора 7, но и U-образное оперение 18 с V-образными килями 11-12, увеличивая площадь сечения кормовой его части, соответственно образует инвертированную ударную волну, движущуюся навстречу головной, уменьшенной гасителем 4 звукового удара, а значит, в результате их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается, а распределение мощности последней по большей площади приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии, но и отводит звуковые удары, возникающие в момент преодоления звукового барьера, вверх, а также, приглушая звуковое возмущение, удерживает дольше на высоте его полета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли, а наличие дополнительной пары килей 11-12, удерживающих под крылом 1 ударную волну, способствуют также повышению его бесшумности.

Таким образом, высокоэкологичный СПМС с ПГО, комбинацией двух крыльев, U-образным оперением и инвертированными V-образными секциями стабилизатора позволяет, программируя тягу комбинированной СУ, включающей ТРДДФ и два ПВРД, смонтированные между килями U-образного оперения, в соответствии с режимами полета, достигать укороченного взлета и скорости полета с числом М≥3,5 при большом уровне малошумности, безопасности и высокой степени наработки на отказ двигателей.

Изобретение относится к авиации. Сверхзвуковой преобразуемый самолет содержит фюзеляж (3), трапециевидное ПГО, стабилизатор (7), силовую установку, включающую два турбореактивных двухконтурных двигателя форсажных в гондолах, размещенных по обе стороны от оси симметрии и между килями (18), смонтированных на конце фюзеляжа (3) на верхних и боковых его частях. Самолет также содержит переднее крыло (1) с наплывом (2), выполненное с переменной стреловидностью типа «обратная чайка», снабженное предкрылками (8), заостренными законцовками (9), флапперонами (10). Сзади и ниже поверхностей первого крыла (1) на балках установлены цельноповоротные консоли заднего крыла (13), снабженные закрылками (14), с возможностью поворота в вертикальной поперечной плоскости вокруг продольной оси на поворотной средней части (15) балки. Также самолет содержит U-образное оперение, имеющее кили (18) с серповидной задней кромкой и цельноповоротными развитыми заостренными законцовками (19). Изобретение улучшает подъемную силу и управляемость и повышает аэродинамическую эффективность, а также уменьшает шум самолета. 3 з.п. ф-лы. 1 ил.

1. Сверхзвуковой преобразуемый самолет, имеющий конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов, V-образное оперение, стреловидный стабилизатор и треугольное крыло с трапециевидными концевыми частями и концевыми крылышками, силовую установку, включающую два турбореактивных двухконтурных двигателя форсажных (ТРДДФ) в гондолах, размещенных по обе стороны от оси симметрии и между килями, смонтированных на конце фюзеляжа на верхних и боковых его частях, и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой вспомогательной и главными боковыми опорами, отличающийся тем, что он оснащен носовым гасителем звукового удара, выполненным в виде удлиненной конусной штанги, имеющей в задней ее части за заостренным ее носом две разновеликие секции с соответствующими седлообразными круговыми утонченностями, образующими две конфигурации разновеликих знаков бесконечности, меньшую и большую, соответственно первая меньшая утонченность с большей второй и последняя утонченность с эллипсоидной развитой формой головной части фюзеляжа до передней кромки переднего горизонтального оперения (ПГО), и снабжен низкорасположенным крылом, представляющим собой комбинацию двух с близким расположением друг к другу крыльев, переднее переменной стреловидности крыло из которых типа обратная "чайка" с заостренными развитыми законцовками, снабженными флапперонами, оснащенное от задней кромки удобообтекаемыми, имеющими большую часть под крылом, разнесенными балками в изломах его консолей, внутренние и внешние секции которых, смонтированные соответственно с отрицательным ψ=-7,5° и положительным ψ=+7,5° углами их поперечного V, размещены при виде спереди выше уступом и параллельно от соответствующих секций цельноповоротных трапециевидных консолей заднего крыла, преобразующих конструктивно-силовую схему (КСС) с оживальной в плане формы комбинации двух крыльев в КСС стреловидного крыла, имеющего заднюю кромку переменной стреловидности, предающей ей серповидную конфигурацию в плане и имеющих симметричный их профиль и возможность их поворота в вертикальной поперечной плоскости вокруг продольной оси на поворотной средней части соответствующей разнесенной балки, но и обеспечивающих выполнение после поворота левой и правой его трапециевидных консолей на угол 97,5° от соответствующих внешних их секций отсчета соответственно вниз по часовой стрелке и против при виде спереди, функции двух дополнительных трапециевидных вертикальных поверхностей, имеющих подкрыльные и надкрыльные кили, расположенные при виде спереди соответственно вертикально и отклоненные наружу от плоскости симметрии под углом 15° и образующих с U-образным оперением, имеющим отклоненные наружу кили с серповидной задней кромкой и цельно-поворотными развитыми заостренными законцовками, многокилевую схему планера в полете, обеспечивая, имея с двумя подкрыльными и двумя левой и правой парами надкрыльных параллельно размещенных килей, уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшения устойчивости по тангажу, рысканию и крену, но и обратно, при этом секции переднего и заднего крыльев, расположенные по обе стороны от продольной оси разнесенных балок, смонтированы так, что между задней кромкой переднего крыла и передней кромкой заднего крыла располагается узкая щель, равная 2,75% средней аэродинамической хорде (САХ) переднего крыла, а при расстоянии между параллельно расположенными средними линиями профиля переднего и заднего крыла равным САХ заднего крыла, образуя между их соответствующими поверхностями щелевой проход, причем внутренние и внешние секции как переднего, так и заднего крыльев имеют задние их кромки до и за как стационарных передних частей разнесенных балок, так и поворотных средних их частей соответственно как с отрицательным и положительным, так и с положительным и отрицательным их углами стреловидности, причем каждая внутренняя и внешняя секции цельноповоротных трапециевидных консолей заднего крыла, выполненная с серповидной задней кромкой, представляет собой в комбинации крыльев пилообразную в плане с округленными впадинами заднюю кромку, при этом механизация комбинации системы крыльев включает предкрылки, установленные по передней кромке переднего крыла и схемотехнически синхронизированные с закрылками трапециевидных консолей заднего крыла, выполнены с возможностью автоматического их выпуска/уборки только перед/после выпуском/уборки закрылков соответственно, причем поворот левой и правой цельноповоротных трапециевидных консолей заднего крыла схемотехнически синхронизирован как между собой, так и с их развитыми закрылками и возможен только после их уборки, при этом каждая консоль развитого среднерасположенного W-образного в плане стабилизатора, имеющая положительную и отрицательную стреловидность передней кромки соответственно внутренней и внешней секции, а каждая из последних оснащена соответственно на верхней поверхности узлами крепления боковой гондолы, являясь кормовым щитком для установки соответствующего двигателя и рулевыми поверхностями по всему ее размаху, а каждая внешняя из которых смонтирована ее законцовкой по внутреннему борту и на конце стационарной части соответствующей разнесенной балки, причем силовая установка снабжена центральным двигателем в кормовой гондоле, смонтированной по оси симметрии между боковых гондол в общей гондоле, размещенной на кормовых щитках и над нижней плавно образованной утонченностью задней части фюзеляжа, при этом скосы передних частей воздухозаборника как кормовой, так и боковых гондол размещены при виде как сбоку, так и сверху параллельно соответственно как наклонной спереди-назад поверхности удобообтекаемого скоса, образующего кормовую утонченность фюзеляжа, так и передней кромке внутренней секции W-образного в плане стабилизатора, задняя кромка которой размещена в плане параллельно задней части соответствующей боковой гондолы, причем с целью достижения его бесшумности и улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех близко расположенных в продольном направлении несущих поверхностей: ПГО, переднего крыла и W-образного в плане стабилизатора размещены со сдвигом и по вертикали, и по горизонтали в "шахматном порядке", а каждая внешняя секция W-образного в плане стабилизатора, выполненная с отрицательным поперечным V и установленная с внешних поверхностей разнесенного U-образного оперения, образует с соответствующим отклоненным наружу килем последнего в верхней полусфере от конца левой и до конца правой разнесенной балки разнесенные V-образные конфигурации, две боковые и одна центральная из которых, увеличивая площадь сечения кормовой его части, соответственно инициирует инвертированную ударную волну, движущуюся навстречу головной, уменьшенной носовым гасителем звукового удара, а значит, в результате их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается, но и распределение мощности последней по большей площади приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии и отводит звуковые удары, возникающие в момент преодоления звукового барьера, как вверх, так по бокам, но и, приглушая звуковое возмущение, удерживает дольше на высоте его полета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли, при этом высокорасположенное трапециевидное ПГО, смонтированное с положительным углом поперечного V=+27° и имеющее положительный и отрицательный углы стреловидности соответственно по передней и задней его кромкам, размещенным в плане параллельно соответствующим кромкам внутренних и внешних инвертированных V-образных секций W-образного в плане стабилизатора.

2. Сверхзвуковой преобразуемый самолет по п. 1, отличающийся тем, что силовая установка, содержащая наряду с основным разгонно-маршевым центральным двигателем и имеющая упомянутые боковые двигатели, каждый из которых выполнен в виде маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), снабженного сверхзвуковым воздухозаборником и соплом, конвертируемым в разгонный двигатель в комбинации с основным двигателем, имеющим степень сжатия воздуха (π_к) не менее 15,0 в статических условиях в его компрессоре высокого давления, который оснащен системой отвода части объема сжатого воздуха и доставки его потока к вспомогательным ПВРД, использующим при взлете их основные камеры сгорания как дополнительные форсажные камеры, причем на каждом вспомогательном ПВРД установлен автоматический регулятор расхода топлива, реагирующий на изменение давления и температуры, центральная часть фюзеляжа перед кормовым утончением фюзеляжа снабжена от наклонной его поверхности выдвижным вдоль оси симметрии капотом, имеющим как в поперечнике при виде сверху в направлении полета обратную U-образность, так и возможность при полном его выдвижении укрытия передней части гондолы центрального двигателя после полной его остановки с целью уменьшения аэродинамического сопротивления.

3. Сверхзвуковой преобразуемый самолет по п. 1, отличающийся тем, что упомянутые ТРДДФ выполнены в виде турбопрямоточных двигателей с осевым компрессором и отвода ударной волны от них и от их воздухозаборников, их гондолы для изменения площади входного их тракта выполнены с возможностью обеспечения комбинированного сжатия и автоматического перемещения конусообразного центрального осесимметричного тела вперед-назад, при этом для дополнительного всасывания или перепуска воздуха открываются заслонки и створки, размещенные в передней и задней части каждой соответствующей гондолы, имеющей и регулируемую обечайку воздухозаборника, исключающую возможность возникновения нестационарного и автоколебательных режимов течения, но и эжектор, работающий с максимальным разрежением в донной области, создаваемым при угле полураствора эжектора 8°, при этом позади сопел на поверхностях стабилизатора и конце фюзеляжа соответственно вспомогательных и основного двигателей, имеющих на конце теплопоглощающие кожухи, расположены теплостойкие материалы, упомянутые левая и правая цельноповоротные консоли заднего крыла, выполненные треугольными в плане, имеющими секции с серповидной задней кромкой и соответствующие закрылки, обеспечивают при их использовании в качестве несущих поверхностей возможность предания комбинации крыльев форму упомянутого оживального крыла типа обратная "чайка".

4. Сверхзвуковой преобразуемый самолет по пп. 1, 2, и 3, отличающийся тем, что наружная поверхность передних кромок упомянутых ПГО, переднего с наплывами и заднего цельно-поворотного крыльев, U-образного оперения и инвертированных V-образных секций стабилизатора, а также входных обечаек гондол всех двигателей, но и носового обтекателя фюзеляжа, имеющего в месте крепления гасителя звукового удара круглую наружную поверхность с треугольными формами, размещенными их вершинами от округлых их оснований в обратном направлении полета и в каждом из четырех квадрантов, выполнены соответственно с поверхностным нанесением углеродного волокна, но и нанонапылением карбона.