СВЕРХЗВУКОВОЙ КОНВЕРТИРУЕМЫЙ САМОЛЕТ С Х-ОБРАЗНЫМ КРЫЛОМ Российский патент 2017 года по МПК B64C30/00 B64C39/12 B64C37/00 

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания реактивных самолетов, имеющих переднее со стреловидными наплывами крыло обратной стреловидности типа "чайка", снабженное от задней кромки в изломах его консолей разнесенными балками с поворотными вокруг их продольных осей стреловидными секциями заднего крыла, которые, поворачиваясь в поперечной плоскости из верхнего в нижнее положение, преобразуют его вертикальное оперение с трехкилевого в однокилевое, образуя при этом как внешними секциями заднего крыла, размещенными в плоскости внутренних секций переднего крыла, так и внешними секциями последнего, размещенными в плоскости консолей инвертированного U-образного стабилизатора обратного сужения, соответствующие конфигурации Х-образного крыла при виде как сверху, так и спереди.

Известен сверхзвуковой стратегический самолет модели В-70 «Валькирия» (США), имеющий планер, выполненный из титановых и алюминиевых сплавов и по аэродинамической схеме «бесхвостка» с передним горизонтальным оперением и низкорасположенным треугольным в плане крылом, имеющим отклоняемые в вертикальной плоскости вниз треугольные развитые его законцовки, содержит фюзеляж, турбореактивные двухконтурные двигатели форсажные (ТРДДФ), смонтированные 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, равном 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, 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.

Известен сверхзвуковой стратегический самолет-разведчик модели SR-71A фирмы «Локхид» (США), имеющий конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов и по схеме «бесхвостка» с плавным сопряжением дельтовидного в плане крыла и фюзеляжа, имеющего плоскую снизу форму и вдоль всей передней его части в продолжение крыла наплывы, смонтированные в корневых частях крыла, оснащенного трапециевидными концевыми частями, два турбореактивных двухконтурных двигателя, установленных в крыльевых гондолах, двухкилевое оперение, смонтированное на последних и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой и главными опорами.

Признаки, совпадающие - наличие того, что дельтовидное в плане крыло со стреловидностью по передней кромке +60°, имеющее при его размахе L_кр=16,95 м удлинение λ=2,1 и тонкий профиль с относительной толщиной 3,2%, выполнено по задней его кромке с обратной стреловидностью и углом χ=-10°, оснащено впереди крыла наплывами, плавно переходящими к фюзеляжу и увеличивающими несущую способность комбинации «крыло-фюзеляж», чему способствует плоская снизу форма фюзеляжа. Конструкция планера самолета на 95% состоит из титановых сплавов, вертикальное двухкилевое оперение, смонтированное на крыльевых гондолах, имеет кили, расположенные внутрь под углом 15°. Два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) смонтированы в крыльевых гондолах и создают на форсажном режиме при взлетном его весе 77,11 т тяговооруженность до 0,382, обеспечивают также на высоте 24,4 км максимальную скорость полета до 3608…3869 км/ч и дальность его полета около 5 тыс. км.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что дельтовидное в плане крыло без дополнительного управления подъемной силой не обеспечивают способности повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и, особенно, уменьшения скорости взлета-посадки. Вторая - это то, что два ТРДД смонтированы в крыльевых гондолах, имеющих площадь миделя почти сопоставимую с площадью миделя центральной части фюзеляжа, также не способствуют уменьшению аэродинамического сопротивления, снижению удельного расхода топлива и увеличению дальности полета, а при отказе одного из них увеличивается также и асимметричность горизонтальной тяги. Третья - это то, что треугольные концевые части крыла для увеличения его подъемной силы имеют значительную кривизну и крутку, что создает приемлемое протекание концевого срыва, но треугольная форма крыла в плане ухудшает естественное ламинарное сверхзвуковое обтекание его профиля на внешних поверхностях, так как треугольное крыло больше всего расположено к концевому срыву. Четвертая это то, что 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.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является экспериментальный сверхзвуковой самолет мод. Су-47 «Беркут» ОКБ «им. Сухого» (Россия), выполненный из композиционных материалов, алюминиевых и титановых сплавов и по аэродинамической схеме "интегральный неустойчивый продольный триплан" с крылом обратной стреловидности (КОС), содержит переднее горизонтальное оперение (ПГО), цельноповоротные консоли которого смонтированы на верхних частях боковых воздухозаборников, два турбореактивных двухконтурных двигателя форсажных (ТРДДФ), размещенных в гондолах между хвостовых балок, имеющих по внешним их бортам вертикальное оперение с небольшими консолями стабилизатора, и трехопорное колесное шасси, убирающееся с носовой вспомогательной и главными опорами.

Признаки, совпадающие - наличие того, что выполнен по аэродинамической схеме "интегральный неустойчивый продольный триплан" с двумя поверхностями управления тангажом - это цельноповоротное ПГО и флаппероны крыла обратной стреловидности, в корневых частях которого смонтированы стреловидные наплывы. Основные преимущества такой компоновки: значительное увеличение аэродинамического качества при маневрировании (особенно на малых скоростях), большая подъемная сила по сравнению с крылом прямой стреловидности такой же площади, увеличение дальности полета на дозвуковой скорости за счет меньшего балансировочного сопротивления, лучшая управляемость на малых скоростях, лучшие условия работы крыльевой механизации, лучшие противоштопорные характеристики, увеличение внутренних объемов планера в местах стыка крыла и фюзеляжа. Кроме того, внешние консоли КОС, имеющие отрицательную стреловидность по передней кромке -20° и по задней -37° при удлинении крыла порядка λ=5,0 выполнено на 90% из композиционных материалов. Консольная часть крыла выполнена складной. Ее передняя поверхность снабжена отклоняемым носком, а всю заднюю поверхность занимают односекционный закрылок и флапперон. Основные опоры шасси снабжены колесами и убираются в ниши по бокам воздушных каналов воздухозаборника. Передняя двухколесная стойка убирается в фюзеляж поворотом вперед. Двигатели СУ модели ТРДДФ Д-30Ф-11, выполненные с уменьшенной длиной форсажной камеры, создают на форсажном режиме при взлетном его весе 34 т тяговооруженность до 0,918, расположены между хвостовых балок, по внешним бортам которых смонтировано двухкилевое оперение с небольшими консолями стабилизатора. Воздухозаборники двигателей, форма сечения которых близка к сектору круга, расположены по бортам овального фюзеляжа и под крыльевыми стреловидными наплывами. Воздушные их каналы имеют S-образную форму, что обеспечивает экранирование лопаток компрессоров ТРДДФ. На верхней их поверхности расположены две створки, служащие для дополнительного забора воздуха при маневрировании и на взлетно-посадочных режимах.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что внешние консоли КОС при его размахе L_кр=16,7 м испытывают достаточные нагрузки на кручение, поэтому его конструкция на 90% выполнена из композиционных материалов, обеспечивающих достаточную жесткость на кручение, но без дополнительного управления подъемной силой не обеспечивают способности повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и, особенно, уменьшения скорости взлета-посадки. Вторая - это то, что удлинение (λ) КОС составляет λ=4,98 и это весьма ограничивает возможность дальнейшего повышения скорости полета и даже при такой значительной тяговооруженности СУ. Третья - это то, что высокорасположенный стреловидный стабилизатор, имеющий трапециевидную форму в плане, смонтирован за КОС и, имея значительно меньшую его площадь, не улучшает свойственное КОС относительно большей площади смещение фокуса подъемной его силы назад при достижении сверхзвуковой скорости, ухудшая тем самым балансировочное сопротивление в сверхзвуковом его полете. Четвертая - это то, что вертикальное оперение, кили которого имеют значительно меньшую относительную площадь выполнены отклоненными наружу от плоскости симметрии под углом 3°, и не создают на больших сверхзвуковых скоростях достаточную устойчивость по крену и тангажу, что приводит к необходимости соответственно увеличения размаха КОС и в связи с отсутствием дополнительных вертикальных поверхностей к повышению потерь на балансировочное сопротивление.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше экспериментальном сверхзвуковом самолете модели Су-47 «Беркут» улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профиля комбинации системы крыльев и повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов, 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 звукового удара при преодолении звукового барьера, но и повышения бесшумности полета за счет образования модифицированных инвертированных ударных волн, движущихся навстречу головной, уменьшенной гасителем звукового удара.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного экспериментального сверхзвукового самолета модели Су-47 «Беркут», наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он оснащен 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 ПГО, смонтированного за кабиной на верхней части фюзеляжа и увеличивающего площадь сечения головной части и, следовательно, удерживающего вверху и приглушающего хлопок перехода через звуковой барьер, а значит, за счет распределения мощности ударной волны по большей площади, приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии, но и снабжен системой низкорасположенных крыльев, имеющих концевые хорды переднего и заднего крыльев, размещенные в плане соответственно спереди и сзади по полету от соответствующих корневых хорд и представляющих собой комбинацию двух с Х-образным в плане расположением консолей крыльев, переднее из которых упомянутое КОС типа "чайка", оснащенное от задней кромки удобообтекаемыми разнесенными балками в изломах его консолей, внутренние совместно со стреловидными наплывами и внешние секции которых, смонтированные соответственно с положительным и отрицательным углами их поперечного V, образуют с консолями заднего крыла при виде спереди Х-образные конфигурации разновеликих крыльев, внешние секции большего переднего и меньшего заднего из них размаха располагаются соответственно как бы в плоскости консолей инвертированного U-образного стабилизатора и внутренних секций переднего КОС, цельноповоротные стреловидные внешние секции заднего крыла, имеющие симметричный их профиль и снабженные возможностью их поворота в вертикальной поперечной плоскости вокруг продольной оси соответствующей поворотной центральной части разнесенной балки, и обеспечивающие выполнения после поворота левой и правой его внешних консолей соответственно против и по часовой стрелке при виде спереди функции двух дополнительных надкрыльных стреловидных килей с образованием трехкилевой схемы планера в полете, обеспечивая уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшения устойчивости по тангажу, рысканию и крену, но и обратно, при этом стреловидные внешние секции заднего крыла, отклоняясь из нижнего в верхнее положение на угол 65,5°, преобразуют конструктивно-силовую схему (КСС) с системы двух крыльев, имеющих Х-образную в плане их конфигурацию, в КСС переднего КОС типа "чайка", имеющего как бы разнесенное двухбалочное вертикальное оперение, кили которого при виде спереди отклонены наружу под углом 12° от плоскости симметрии, причем механизация комбинации системы крыльев включает предкрылки, установленные по передней кромке переднего крыла и схемотехнически синхронизированные с закрылками и флапперонами переднего крыла и закрылками заднего крыла, выполнены с возможностью автоматического их выпуска/уборки только перед/после выпуском/уборки закрылков с флапперонами и закрылков соответственно, при этом поворот левой и правой цельноповоротных внешних секций заднего крыла схемотехнически синхронизирован как между собой, так и с их закрылками и возможен только после их уборки, причем инвертированный U-образный стабилизатор, выполненный с отклоненными от плоскости симметрии наружу консолями и имеющий как округленные вершины, охватывающие при этом от внешних бортов и верхних частей гондол круглого сечения верхних двигателей, смонтированных на верхней части фюзеляжа и по внешним поверхностям вертикального оперения, так и на его консолях внутренние и внешние развитые рулевые поверхности - элевоны, размещенные по всему его размаху, смонтирован его законцовками на конце верхней стационарной части соответствующей разнесенной балки и образует при виде спереди совместно с внутренними секциями переднего крыла как бы ромбовидную конфигурацию, имеющую меньшую диагональ, совмещенную с развитым форкилем вертикального оперения, причем скос передней части воздухозаборника каждой гондолы верхнего двигателя размещен при виде сбоку параллельно передней кромке вертикального оперения, имеющего цельноповоротную развитую заостренную концевую часть, при этом с целью повышения его бесшумности и улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех близко расположенных в продольном направлении несущих поверхностей: ПГО, переднего КОС типа "чайка" с наплывами и инвертированного U-образного стабилизатора, расположенных со сдвигом и по вертикали, и по горизонтали как бы в "шахматном порядке", а первые два в несущей системе «ПГО-переднее крыло», образующие как бы с многокилевым хвостовым оперением схему «утка», имеющую от разнесенных балок при виде спереди нижнюю и верхнюю соответственно М-образную и W-образную формы конфигураций несущих поверхностей, представляющих собой при виде спереди КСС консолей системы крыльев совместно с консолями инвертированного U-образного стабилизатора как бы ряд поперечных боковых, нижних и верхних инвертированных V-образных конфигураций, последние две их которых, разделенные вертикальным оперением, увеличивают площадь сечения центральной и кормовой частей его планера, позволяют инициировать инвертированные ударные волны, движущиеся навстречу головной, уменьшенной носовым гасителем звукового удара, а значит, в результате удвоенной их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается, но и распределение мощности последней по большей площади приведет как к более интенсивному рассеиванию ее энергии, так и отводу звуковых ударов, возникающих 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, причем высокорасположенное трапециевидное упомянутое цельноповоротное ПГО, смонтированное с положительным углом поперечного V и расположенное при виде спереди параллельно средней линии и плоскости корневых стреловидных наплывов, размещенных совместно с внутренними секциями переднего КОС типа "чайка" до изломов его консолей, но и имеющее положительный и отрицательный углы стреловидности соответственно по передней и задней его кромкам, размещенным в плане параллельно соответствующим кромкам заднего и переднего крыльев и обеспечивающее наравне как с последним и развитыми с углом стреловидности χ=+70° его наплывами, так и задним крылом, имеющим обтекатели от задней его кромки, размещенной в плане параллельно передней кромке инвертированного U-образного стабилизатора обратной стреловидности, приемлемую их эффективность на режимах взлета-посадки, усиленную суперциркуляцией, позволяющей уменьшить потери на балансировку, а, используя средства автоматики для отклонения развитых рулевых поверхностей инвертированного U-образного стабилизатора обратного сужения, решать вопросы устойчивости и балансировки при изменении скорости как с дозвуковой до сверхзвуковой скорости полета, так и обратно.

Кроме того, силовая установка (СУ) снабжена двумя нижними двигателями в общей гондоле, смонтированной по обе стороны от развитого форкиля, выполненного удлиненным до передней части общей гондолы, размещенной под соответствующими верхними двигателями на нижней, плавно образованной утонченности задней части фюзеляжа, при этом скос передней части воздухозаборника общей гондолы размещен при виде сбоку параллельно соответственно наклонной спереди-назад поверхности удобообтекаемого скоса, образующего кормовую утонченность фюзеляжа, причем с целью повышения топливной эффективности и достижения возможности длительного крейсерского полета на сверхзвуковых скоростях его СУ выполнена в виде конвертируемой, включающей вместе с упомянутыми двумя нижними ТРДДФ, содержит и два однотипных с последними бесфорсажных ТРДД, смонтированных в упомянутых верхних гондолах, а для достижения скоростей полета с числом Маха (M) M≤1,25 или до 1,26≥М≤2,5 работают на бесфорсажных режимах два или четыре ТРДД соответственно, а для повышения скорости полета в его СУ включаются с форсажным и бесфорсажным режимами соответственно два ТРДДФ и два ТРДД, что позволит достичь скоростей полета до 2,51≥М≤3,2, при этом с целью уменьшения аэродинамического сопротивления и достижения больших дальностей барражирующего полета с крейсерской скоростью, соответствующей числу до M=0,98, 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 общей гондолы нижних двигателей после полной их остановки.

Кроме того, комбинированная СУ, содержащая наряду с разгонно-маршевыми основными двигателями в нижних гондолах и имеющая упомянутые верхние 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 основными двигателями, имеющими каждый степень сжатия воздуха (π_к) не менее 15,0 в статических условиях в их компрессорах высокого давления, которые оснащены системами 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 основных двигателей и его доставки к вспомогательным ПВРД перекрываются, и работая два основных двигателя обеспечивают его полет на транс- и сверхзвуковых скоростях, при этом для обеспечения больших сверхзвуковых скоростей его полета на каждом вспомогательном ПВРД установлен автоматический регулятор расхода топлива, реагирующий на изменение давления и температуры, причем топливо, подаваясь при достижении соответствующей сверхзвуковой скорости полета с числом M=1,51, воспламеняется с помощью запала и создается маршевая тяга вспомогательными ПВРД, обеспечивающими возможность использования его в полете как сверхзвуковой самолет со скоростями, превышающими число M=1,51, и самолета с большими сверхзвуковыми скоростями, соответствующими числу М≥3,2, соответственно при работе как двух вспомогательных ПВРД, имеющих подвод тепла в дозвуковом потоке, так и всех четырех двигателей его комбинированной СУ.

Кроме того, с целью достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей полета, соответствующих числу до M=3,3, 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 частях 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 сдвигается, 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 верхней и боковых поверхностях соответственно кормовой утонченности фюзеляжа и вертикального оперения соответствующих упомянутых нижних и верхних двигателей, имеющих на конце теплопоглощающие кожухи, снижая тепловые нагрузки на стенки сопел, уменьшает инфракрасное излучение и уровень шума истекающих газов.

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 развитыми наплывами и заднего цельноповоротного крыльев и вертикального оперения, но и входных обечаек гондол всех двигателей, а также 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.

Благодаря наличию этих признаков обеспечивается возможность программирования тяги реактивных двигателей конвертируемой СУ сверхзвукового конвертируемого самолета с Х-образным крылом (СКСХК), включающей вместе с двумя нижними ТРДДФ, содержит и два однотипных с последними бесфорсажных ТРДД, смонтированных в верхних гондолах. Для достижения скоростей полета с числом M≤1,25 или до 1,26≥М≤2,5 работают на бесфорсажных режимах два или четыре ТРДД соответственно, а для повышения скорости полета в его СУ включаются с форсажным и бесфорсажным режимами соответственно два ТРДДФ и два ТРДД, что позволит достичь скоростей полета до 2,51≥М≤3,2. Кроме того, для достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей его полета, соответствующих числу до M=3,3, основные ТРДДФ в нижних и верхних гондолах заменяются на турбопрямоточные двигатели изменяемого цикла с осевым компрессором. При этом СКСХК снабжен трапециевидным цельноповоротным ПГО (ЦПГО) и системой крыльев, имеющей концевые хорды переднего и заднего крыльев, размещенные в плане соответственно спереди и сзади по полету от соответствующих корневых хорд и представляющей собой комбинацию двух с Х-образным в плане расположением консолей крыльев, переднее из которых крыло типа "чайка", оснащенное от задней кромки удобообтекаемыми разнесенными балками в изломах его консолей, внутренние совместно со стреловидными наплывами и внешние секции которых, смонтированные соответственно с положительным и отрицательным углами их поперечного V, образуют с консолями заднего крыла при виде спереди Х-образные конфигурации разновеликих крыльев, внешние секции большего переднего и меньшего заднего из них размаха располагаются соответственно как бы в плоскости консолей инвертированного U-образного стабилизатора и внутренних секций переднего крыла. Цельноповоротные стреловидные внешние секции заднего крыла, имеющие симметричный их профиль и снабженные возможностью их поворота в поперечной плоскости вокруг продольной оси соответствующей поворотной центральной части разнесенной балки, которые, поворачиваясь из нижнего в верхнее положение на угол 65,5°, преобразуют КСС двух крыльев с Х-образной в плане конфигурации в КСС переднего крыла типа "чайка" с двухбалочным вертикальным оперением, и обеспечивающие выполнения после поворота левой и правой его внешних консолей, функции двух дополнительных стреловидных килей, расположенных наружу под углом 12° от плоскости симметрии, с образованием трехкилевой схемы планера в полете, обеспечивая уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшения устойчивости по тангажу, рысканию и крену, но и обратно. Механизация комбинации системы крыльев включает предкрылки, установленные по передней кромке переднего крыла и схемотехнически синхронизированные с закрылками и флапперонами переднего крыла и закрылками заднего крыла, выполнены с возможностью автоматического их выпуска/уборки только перед/после выпуском/уборки закрылков с флапперонами и закрылков соответственно. При этом поворот левой и правой цельноповоротных внешних консолей заднего крыла схемотехнически синхронизирован как между собой, так и с их развитыми закрылками и возможен только после их уборки. Инвертированный U-образный стабилизатор, выполненный с отклоненными от плоскости симметрии наружу консолями и имеющий как округленные вершины, охватывающие при этом от внешних бортов и верхних частей гондол круглого сечения верхних двигателей, смонтированных на верхней части фюзеляжа и по внешним поверхностям вертикального оперения, так и на его консолях внутренние и внешние развитые рулевые поверхности - элевоны, размещенные по всему его размаху, смонтирован его законцовками на конце верхней стационарной части соответствующей разнесенной балки и образует при виде спереди совместно с внутренними секциями переднего крыла как бы ромбовидную конфигурацию, имеющую меньшую диагональ, совмещенную с развитым форкилем вертикального оперения, имеющего переднюю кромку, размещенную при виде сбоку параллельно скосу передней части верхних гондол.

Для естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех близко расположенных в продольном направлении несущих поверхностей: ЦПГО, переднего крыла типа "чайка" с наплывами и инвертированного U-образного стабилизатора, расположенных со сдвигом и по вертикали, и по горизонтали как бы в "шахматном порядке", а первые два в несущей схеме «ЦПГО-переднее крыло», образующие как бы с многокилевым хвостовым оперением схему «утка», имеющую от разнесенных балок при виде спереди нижнюю и верхнюю соответственно М-образную и W-образную формы несущих поверхностей, представляющих собой КСС консолей системы крыльев совместно с консолями инвертированного U-образного стабилизатора обратного сужения как бы ряд поперечных боковых, нижних и верхних инвертированных V-образных конфигураций, последние две их которых, увеличивая площадь сечения центральной и кормовой частей его планера, позволяют инициировать инвертированные ударные волны, движущиеся навстречу головной, уменьшенной носовым гасителем звукового удара, а значит, в результате удвоенной их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается, но и распределение мощности последней по большей площади приведет как к более интенсивному рассеиванию ее энергии, так и отводу звуковых ударов, возникающих 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. Носовой гаситель звукового удара выполнен 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. Больший из них, имея эллипсоидную развитую форму головной части фюзеляжа до передней кромки ЦПГО, удерживает вверху и приглушает ударную волну. До создания газотурбинных прямоточных двигателей изменяемого цикла возможно взамен единой СУ использовать комбинированную СУ, содержащую наряду с двумя основными разгонно-маршевыми ТРДДФ, оснастить ее вспомогательными маршевыми ПВРД, при этом последние, используя при взлете их основную камеру сгорания как дополнительные форсажные камеры, могут конвертироваться в разгонные двигатели в комбинации с основными ТРДДФ. Причем у ПВРД, рассчитанных на большие сверхзвуковые скорости полета с числом М≥3, торможение потока в воздухозабонике производится до дозвуковых скоростей, то есть подвод тепла осуществляется в дозвуковом потоке.

Предлагаемое изобретение малошумного СКСХК, имеющего трапециевидное ЦПГО, вертикальное оперение с инвертированным U-образным стабилизатором обратного сужения, содержит комбинированную СУ с двумя верхними ТРДД и двумя нижними ТРДДФ, но и комбинацию двух крыльев с Х-образным расположением их консолей при условном расположении цельноповоротных стреловидных левой и правой консолей заднего крыла на разнесенных балках соответственно при их использовании в качестве вертикальных и горизонтальных несущих поверхностей (только на фиг.1a - пунктиром и фиг.1в), иллюстрируется общими видами, представленными на фиг.1.

На фиг.1a изображен на взлетно-посадочных режимах СКСХК общий вид его спереди с передним низкорасположенным КОС типа "чайка" и с расположенными выше последнего и ЦПГО, и цельноповоротными стреловидными левой и правой секциями заднего крыла, но и консолями инвертированного U-образного стабилизатора, охватывающими верхние гондолы ТРРД и отклоненными наружу до разнесенных балок.

На фиг.1б изображен на трансзвуковых режимах полета СКСХК общий вид его сверху с ЦПГО, передним КОС и развитыми наплывами, а также с цельноповоротными стреловидными секциями заднего крыла, смонтированными на разнесенных балках, но и с инвертированным U-образным стабилизатором обратного сужения.

На фиг.1в изображен на сверхзвуковых режимах полета СКСХК общий вид его сбоку с конусообразным гасителем звукового удара в носовом обтекателе эллипсоидной формы головной части фюзеляжа, ЦПГО, передним КОС с разнесенными балками, имеющими в качестве двух стреловидных килей (показан правый) внешние секции заднего крыла, вертикальным оперением, общей гондолой нижних ТРДДФ, размещенной в кормовом утончении фюзеляжа, и инвертированным U-образным стабилизатором обратного сужения, охватывающим вверху своими округлениями верхние гондолы ТРРД.

Сверхзвуковой конвертируемый самолет с Х-образным крылом, представленный на фиг.1, имеет конструкцию планера, выполненную из композиционных материалов, алюминиевых и титановых сплавов и по аэродинамической схеме "интегральный неустойчивый продольный триплан", с плавным сопряжением низкорасположенного переднего КОС 1 типа "чайка" его стреловидных наплывов 2, имеющих переднюю кромку со стреловидностью χ=+70°, и фюзеляжа 3, имеющего сечение близкое к овальному. Передняя часть носового обтекателя 4 выполнена "приплюснутой", снабженная конусообразным гасителем 5 звукового удара, образующим с носовым обтекателем 4 эллипсоидную форму головной его части, имеющей трапециевидное ЦПГО 6, смонтированное по правилу площадей с положительным углом поперечного V=+12,5°, имеет положительный и отрицательный углы стреловидности соответственно по передней и задней его кромкам, размещенным в плане параллельно соответствующим кромкам заднего 7 и переднего 1 крыльев. Переднее КОС 1 с развитыми стреловидными наплывами 2, смонтированное по правилу площадей и оснащенное предкрылками 8 и внешними закрылками 9 с флапперонами 10, имеет внутренние и внешние секции соответственно с положительным ψ=+12,5° и отрицательным ψ=-17,5° поперечного V, образуя при виде спереди как бы инвертированные V-образные консоли крыла 1 типа «чайка», снабженного в его изломах от задней кромки разнесенными балками 11. На центральных частях 12 балок 11 установлены, образуя Х-образную форму в плане систему крыльев, цельноповоротные стреловидные левая 13 и правая 14 секции заднего крыла 7, снабженного задними обтекателями 15 и 16 закрылками 16, имеют возможность их синхронного поворота в поперечной плоскости вокруг продольной оси на соответствующей поворотной центральной части 12 разнесенной балки 11. При повороте секций 13-14 заднего крыла 7 на угол 65,5° вверх и обратно преобразуется его полетная конфигурация (см. фиг.1a). Инвертированный U-образный стабилизатор 17 обратного сужения, имеющий рули высоты 18 и округленные вершины, охватывающие верхние гондолы 19 ТРДД, смонтирован его законцовками на конце стационарной части соответствующей разнесенной балки 11. Нижние гондолы 20 ТРДДФ смонтированы по обе стороны от форкиля 21 вертикального оперения 22, имеющего цельноповоротную концевую часть 23 и размещены на нижнем плавно образованном утончении 24 задней части фюзеляжа 3. Центральная часть последнего перед кормовым утончением 24 снабжена от наклонной его поверхности 25 выдвижным вдоль оси симметрии капотом 26, имеющим в поперечнике при виде сверху в направлении полета обратную U-образность, но и возможность при полном его выдвижении укрытия передних частей круглых гондол 20 двух ТРДДФ после их полной остановки с целью уменьшения аэродинамического сопротивления (см. фиг.1б и 1в).

В конструкции верхних 19 и нижних 20 круглого сечения гондол соответственно как для двух ТРДД и двух ТРДДФ, так и для двух турбопрямоточных двигателей с осевым компрессором и двух ТРДДФ соответственно как в конвертируемой, так и комбинированной СУ для изменения площади горла соответствующего воздухозаборника предусмотрено перемещения конусообразного осесимметричного центрального тела 27 вперед-назад. Вблизи передней части каждой из верхних 19 и нижних 20 гондол для дополнительного всасывания или перепуска воздуха открываются дополнительные отверстия (на фиг.1 не показаны). При достижении сверхзвуковой скорости полета каждое центральное тело 27 автоматически сдвигается, уменьшая площадь входа воздухозаборников соответствующих гондол 19-20, 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 кормового обтекателя фюзеляжа и законцовки вертикального оперения соответственно основных и вспомогательного двигателей, 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 двумя колесами 28 убирается в нишу фюзеляжа 3, главные боковые опоры с четырьмя колесами 29 - в центроплан переднего крыла 1.

Управление многоцелевым СКСХК при взлете-посадке и при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета обеспечивается отклонением рулевых поверхностей: ЦПГО 6, флапперонов 10, рулей высоты 18 и направления - цельноповоротной части 23 вертикального оперения 22. Для соответствующего взлета и посадки на поверхность земли используются колеса 28 и 29 убирающегося шасси.

При этом подъемная сила создается ЦПГО 6, передним КОС 1 типа "чайка" с наплывами 2 и задним крылом 7, а горизонтальная взлетная реактивная тяга - двумя верхними 19 ТРДД и двумя нижними 20 ТРДДФ, работающими на форсажном режиме. Последняя возможность и Х-образное крыло в комбинации системы крыльев: переднего КОС 1 с наплывами 2 и заднего 7 с секциями 13-14 создают большую подъемную силу и, особенно, совместно с ЦПГО 6, что позволяет при взлете значительно уменьшить длину разбега. Поскольку прирост подъемной силы от ЦПГО 6 на режимах взлета будет значительно больше (примерно в два раза) за счет большого момента от ЦПГО 6 и соответствующего ему большого отклонения предкрылков 8 и закрылков 10 и 16, то при транс- и сверхзвуковых режимах полета инвертированный U-образный стабилизатор 17 обратного сужения с развитыми рулями высоты 18 улучшает устойчивость в продольном канале. Кроме того, стреловидные наплывы 2 переднего КОС 1 типа «чайка» 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 КОС 1 и для уменьшения сопротивления от балансировки. Дополнительная подъемная сила от 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 рулей высоты 18. Дополнительная боковая сила при сверхзвуковом полете от надкрыльных стреловидных килей 13-14 обеспечивает уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшение устойчивости по тангажу, рысканью и крену. После взлета и набора высоты сверхзвуковая скоростью полета СКСХК обеспечивается комбинированной его СУ и работой двух ТРДДФ в комбинации с парой газотурбинных прямоточных двигателей (ГТПД) изменяемого цикла, а путевое управление обеспечивается рулями направления - цельноповоротной частью 23 вертикального оперения 22 (см. фиг.1в). Продольное и поперечное управление может осуществляться соответственно рулевыми поверхностями - синфазным отклонением рулей высоты 18 (или флапперонов 10) и дифференциальным - флапперонов 10. Оптимизация эффективности крейсерского полета на сверхзвуковых скоростях достигается путем соответствующего программирования тяги комбинированной СУ: работает два ТРДДФ, два ГТПД или четыре, используемые в полете на сверхзвуковых (с 1,8≤М≥2,4) или больших сверхзвуковых (с М=3,3) скоростях полета.

Для улучшения рассеивания энергии ударной волны трапециевидное ЦПГО 6, смонтированное с положительным углом поперечного V=+15°, удерживает вверху и приглушает хлопок перехода через звуковой барьер за счет увеличения сечения головной части фюзеляжа 4, а инвертированный U-образный стабилизатор 17 обратного сужения совместно с инвертированными V-образными консолями переднего КОС 1 образуют модифицированные инвертированные ударные волны, движущиеся навстречу головной, уменьшенной гасителем 5 звукового удара, выполненным с обтекателем 4 фюзеляжа 3 в виде двух разновеликих знаков бесконечности, и, как следствие, в результате двойной их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается.

Таким образом, малошумный СКСХК с ЦПГО и вертикальным оперением, объединенным с инвертированным U-образным стабилизатором обратного сужения позволяет, программируя тягу конвертируемой СУ в соответствии с режимами полета, достигать укороченного взлета и скорости полета с числом M≥3,2 при большом уровне малошумности, безопасности и высокой степени наработки на отказ двигателей.

До создания высокоэффективных ПВРД и газотурбинных прямоточных двигателей изменяемого цикла для комбинированной СУ, возможно взамен единой его СУ использовать конвертируемую СУ, содержащую вместе с двумя ТРДДФ и два однотипных с последними бесфорсажных ТРДД. Для достижения скоростей полета многоцелевого СКСХК с числом М≤1,25 или до 1,26≥М≤2,5 работают на бесфорсажных режимах два или четыре ТРДД соответственно. Для повышения скорости полета в его СУ включаются с форсажным режимом два ТРДДФ и два ТРДД, что позволит достичь скоростей полета до 2,51≥М≤3,2. Теперь уже нет сомнений только высокоэкологичные СКСХК с конвертируемой однотипной СУ - это одно из возможных направлений развития передовой авиационной техники и сверхзвуковых самолетов нового поколения (см. табл. 1).

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой конвертируемый самолет с Х-образным крылом имеет планер по схеме интегральный неустойчивый продольный триплан с крылом обратной стреловидности, переднее горизонтальное оперение, два турбореактивных двухконтурных двигателя, размещенных в гондолах между хвостовых балок, имеющих по внешним их бортам вертикальное оперение с небольшими консолями стабилизатора. Планер снабжен системой низко расположенных крыльев, имеющих концевые хорды переднего и заднего крыльев, размещенные в плане соответственно спереди и сзади по полету от соответствующих корневых хорд, и представляющих собой комбинацию двух с Х-образным в плане расположением консолей крыльев. Цельноповоротные стреловидные внешние секции заднего крыла имеют симметричный профиль и снабжены возможностью поворота в поперечной плоскости вокруг продольной оси соответствующей центральной части разнесенной балки. Изобретение направлено на повышение аэродинамической эффективности. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Сверхзвуковой конвертируемый самолет с Х-образным крылом, выполненный из композиционных материалов, алюминиевых и титановых сплавов и по аэродинамической схеме "интегральный неустойчивый продольный триплан" с крылом обратной стреловидности (КОС), содержит переднее горизонтальное оперение (ПГО), цельноповоротные консоли которого смонтированы на верхних частях боковых воздухозаборников, два турбореактивных двухконтурных двигателя форсажных (ТРДДФ), размещенных в гондолах между хвостовых балок, имеющих по внешним их бортам вертикальное оперение с небольшими консолями стабилизатора, и трехопорное колесное шасси, убирающееся с носовой вспомогательной и главными опорами, отличающийся тем, что он оснащен 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 ПГО, смонтированного за кабиной на верхней части фюзеляжа и увеличивающего площадь сечения головной части и, следовательно, удерживающего вверху и приглушающего хлопок перехода через звуковой барьер, а значит, за счет распределения мощности ударной волны по большей площади, приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии, но и снабжен системой низкорасположенных крыльев, имеющих концевые хорды переднего и заднего крыла, размещенные в плане соответственно спереди и сзади по полету от соответствующих корневых хорд, и представляющих собой комбинацию двух с Х-образным в плане расположением консолей крыльев, переднее из которых упомянутое КОС типа "чайка", оснащенное от задней кромки удобообтекаемыми разнесенными балками в изломах его консолей, внутренние совместно со стреловидными наплывами и внешние секции которых, смонтированные соответственно с положительным и отрицательным углами их поперечного V, образуют с консолями заднего крыла при виде спереди Х-образные конфигурации разновеликих крыльев, внешние секции большего переднего и меньшего заднего из них размаха располагаются соответственно как бы в плоскости консолей инвертированного U-образного стабилизатора и внутренних секций переднего КОС, цельноповоротные стреловидные внешние секции заднего крыла, имеющие симметричный их профиль и снабженные возможностью их поворота в вертикальной поперечной плоскости вокруг продольной оси соответствующей поворотной центральной части разнесенной балки, и обеспечивающие выполнения после поворота левой и правой его внешних консолей соответственно против и по часовой стрелке при виде спереди функции двух дополнительных надкрыльных стреловидных килей с образованием трехкилевой схемы планера в полете, обеспечивая уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшения устойчивости по тангажу, рысканию и крену, но и обратно, при этом стреловидные внешние секции заднего крыла, отклоняясь из нижнего в верхнее положение на угол 65,5°, преобразуют конструктивно-силовую схему (КСС) с системы двух крыльев, имеющих Х-образную в плане их конфигурацию, в КСС переднего КОС типа "чайка", имеющего как бы разнесенное двухбалочное вертикальное оперение, кили которого при виде спереди отклонены наружу под углом 12° от плоскости симметрии, причем механизация комбинации системы крыльев включает предкрылки, установленные по передней кромке переднего крыла и схемотехнически синхронизированные с закрылками и флапперонами переднего крыла и закрылками заднего крыла, выполнены с возможностью автоматического их выпуска/уборки только перед/после выпуском/уборки закрылков с флапперонами и закрылков соответственно, при этом поворот левой и правой цельноповоротных внешних секций заднего крыла схемотехнически синхронизирован как между собой, так и с их закрылками и возможен только после их уборки, причем инвертированный U-образный стабилизатор, выполненный с отклоненными от плоскости симметрии наружу консолями и имеющий как округленные вершины, охватывающие при этом от внешних бортов и верхних частей гондол круглого сечения верхних двигателей, смонтированных на верхней части фюзеляжа и по внешним поверхностям вертикального оперения, так и на его консолях внутренние и внешние развитые рулевые поверхности - элевоны, размещенные по всему его размаху, смонтирован его законцовками на конце верхней стационарной части соответствующей разнесенной балки и образует при виде спереди совместно с внутренними секциями переднего крыла как бы ромбовидную конфигурацию, имеющую меньшую диагональ, совмещенную с развитым форкилем вертикального оперения, причем скос передней части воздухозаборника каждой гондолы верхнего двигателя размещен при виде сбоку параллельно передней кромке вертикального оперения, имеющего цельноповоротную развитую заостренную концевую часть, при этом с целью повышения его бесшумности и улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех близко расположенных в продольном направлении несущих поверхностей: ПГО, переднего КОС типа "чайка" с наплывами и инвертированного U-образного стабилизатора, расположенных со сдвигом и по вертикали, и по горизонтали как бы в "шахматном порядке", а первые два в несущей системе «ПГО-переднее крыло», образующие как бы с многокилевым хвостовым оперением схему «утка», имеющую от разнесенных балок при виде спереди нижнюю и верхнюю соответственно М-образную и W-образную формы конфигураций несущих поверхностей, представляющих собой при виде спереди КСС консолей системы крыльев совместно с консолями инвертированного U-образного стабилизатора как бы ряд поперечных боковых, нижних и верхних инвертированных V-образных конфигураций, последние две их которых, разделенные вертикальным оперением, увеличивают площадь сечения центральной и кормовой частей его планера, позволяют инициировать инвертированные ударные волны, движущиеся навстречу головной, уменьшенной носовым гасителем звукового удара, а значит, в результате удвоенной их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается, но и распределение мощности последней по большей площади приведет как к более интенсивному рассеиванию ее энергии, так и отводу звуковых ударов, возникающих 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, причем высокорасположенное трапециевидное упомянутое цельноповоротное ПГО, смонтированное с положительным углом поперечного V и расположенное при виде спереди параллельно средней линии и плоскости корневых стреловидных наплывов, размещенных совместно с внутренними секциями переднего КОС типа "чайка" до изломов его консолей, но и имеющее положительный и отрицательный углы стреловидности соответственно по передней и задней его кромкам, размещенным в плане параллельно соответствующим кромкам заднего и переднего крыла и обеспечивающее наравне как с последним и развитыми с углом стреловидности χ=+70° его наплывами, так и задним крылом, имеющим обтекатели от задней его кромки, размещенной в плане параллельно передней кромке инвертированного U-образного стабилизатора обратной стреловидности, приемлемую их эффективность на режимах взлета-посадки, усиленную суперциркуляцией, позволяющей уменьшить потери на балансировку, а, используя средства автоматики для отклонения развитых рулевых поверхностей инвертированного U-образного стабилизатора обратного сужения, решать вопросы устойчивости и балансировки при изменении скорости как с дозвуковой до сверхзвуковой скорости полета, так и обратно.

2. Сверхзвуковой конвертируемый самолет с Х-образным крылом по п. 1, отличающийся тем, что силовая установка (СУ) снабжена двумя нижними двигателями в общей гондоле, смонтированной по обе стороны от развитого форкиля, выполненного удлиненным до передней части общей гондолы, размещенной под соответствующими верхними двигателями на нижней плавно образованной утонченности задней части фюзеляжа, при этом скос передней части воздухозаборника общей гондолы размещен при виде сбоку параллельно соответственно наклонной спереди-назад поверхности удобообтекаемого скоса, образующего кормовую утонченность фюзеляжа, причем с целью повышения топливной эффективности и достижения возможности длительного крейсерского полета на сверхзвуковых скоростях его СУ выполнена в виде конвертируемой, включающей вместе с упомянутыми двумя нижними ТРДДФ, содержит и два однотипных с последними бесфорсажных ТРДД, смонтированных в упомянутых верхних гондолах, а для достижения скоростей полета с числом Маха (М) М≤1,25 или до 1,26≥М≤2,5 работают на бесфорсажных режимах два или четыре ТРДД соответственно, а для повышения скорости полета в его СУ включаются с форсажным и бесфорсажным режимами соответственно два ТРДДФ и два ТРДД, что позволит достичь скоростей полета до 2,51≥М≤3,2, при этом с целью уменьшения аэродинамического сопротивления и достижения больших дальностей барражирующего полета с крейсерской скоростью, соответствующей числу до М=0,98, 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 общей гондолы нижних двигателей после полной их остановки.

3. Сверхзвуковой конвертируемый самолет с Х-образным крылом по п. 1 или 2, отличающийся тем, что комбинированная СУ, содержащая наряду с разгонно-маршевыми основными двигателями в нижних гондолах и имеющая упомянутые верхние 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 основными двигателями, имеющими каждый степень сжатия воздуха (π_к) не менее 15,0 в статических условиях в их компрессорах высокого давления, которые оснащены системами 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 основных двигателей и его доставки к вспомогательным ПВРД перекрываются и, работая два основных двигателя, обеспечивают его полет на транс- и сверхзвуковых скоростях, при этом для обеспечения больших сверхзвуковых скоростей его полета на каждом вспомогательном ПВРД установлен автоматический регулятор расхода топлива, реагирующий на изменение давления и температуры, причем топливо, подаваясь при достижении соответствующей сверхзвуковой скорости полета с числом M=1,51, воспламеняется с помощью запала и создается маршевая тяга вспомогательными ПВРД, обеспечивающими возможность использования его в полете как сверхзвуковой самолет со скоростями, превышающими число M=1,51, и самолета с большими сверхзвуковыми скоростями, соответствующими числу М≥3,2, соответственно при работе как двух вспомогательных ПВРД, имеющих подвод тепла в дозвуковом потоке, так и всех четырех двигателей его комбинированной СУ.

4. Сверхзвуковой конвертируемый самолет с Х-образным крылом по п. 1 или 2, отличающийся тем, что с целью достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей полета, соответствующих числу до М=3,3, 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 частях 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 сдвигается, 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 верхней и боковых поверхностях соответственно кормовой утонченности фюзеляжа и вертикального оперения соответствующих упомянутых нижних и верхних двигателей, имеющих на конце теплопоглощающие кожухи, снижая тепловые нагрузки на стенки сопел, уменьшает инфракрасное излучение и уровень шума истекающих газов.

5. Сверхзвуковой конвертируемый самолет с Х-образным крылом по пп. 1-4, отличающийся тем, что с целью улучшения поглощения ударной волны и теплового нагрева при прохождении звукового и теплового барьера, наружные поверхности передних кромок упомянутых ПГО, переднего с развитыми наплывами и заднего цельноповоротного крыльев и вертикального оперения, но и входных обечаек гондол всех двигателей, а также 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.