Изобретение относится к области авиации, а именно к устройствам предназначенных для изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата и может быть использовано для летательных аппаратов различных типов.
Известно расчетное исследование С.А. Чаплыгина («Теория решетчатого крыла», Избранные работы по теории крыла., Ленинград, Гос. Издат. технико-теоретической литературы, 1949 г.) в котором доказано, что подъемная сила крыла входящего в состав многопланного крыла значительно превосходит подъемную силу аналогичного отдельного крыла. Известно исследование многоразрезного крыла С.А. Чаплыгина («Экспериментальная аэродинамика», Мартынов А.К., Гос. Издат. оборонной промышленности., 1949 г. см. фиг. 8.56, стр. 312), в котором приведены данные по значительному увеличению подъемной силы многоразрезного крыла. Недостатком вышеприведенных конструкций крыла является высокое аэродинамическое сопротивление при горизонтальном крейсерском режиме полета. Известен также способ изменения аэродинамических характеристик крыла воздушного судна (патент РФ N 2250859, ОАО «ЦК ФПГ «Российский авиционный консорциум», авторы Артемьев В.В., Кануков М.И., Климов В.Т., и др., опубл. 27.04.2005 г.) заключающийся в том, что крыло выполняют составным из малого и большого элементов близкого профиля, при этом в убранном положении из обоих элементов формируют единый профиль, а при выпущенном положении малый элемент отводят от большого профиля для увеличения толщины составного крыла, при этом малый элемент отводят от большого профиля эквидистантно, а соотношение площадей большого и малого профиля составного крыла выбирают равным 1:0,3. Известно также техническое решение самолета, (патент РФ N 2670161, автор Сушенцев Б.Н., публикация 18.10.1018 г.), включающее фюзеляж, силовую установку из нескольких двигателей, составные крылья содержащие основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла в виде надкрылков и водкрылков, при этом при горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей при различных режимах полета происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла. Данное решение принято за прототип. К недостаткам данного технического решения следует отнести отсутствие оптимальной схемы выдвижения дополнительных выдвигаемых профильных элементов составного крыла. Целью данного изобретения является оптимизация схемы выдвижения дополнительных выдвигаемых надкрылков и подкрылков трансформируемого многопланного крыла для улучшения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата при различных режимах полета летательного аппарата связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой. Данная цель достигается путем выполнения крыла летательного аппарата с изменяемыми аэродинамическими характеристиками, включающее основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены в виде одного либо нескольких надкрылков выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного либо нескольких подкрылков выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо одновременно в виде одного либо нескольких надкрылков выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла и одного либо нескольких подкрылков выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом, при различных режимах полета летательного аппарата связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой для изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата выдвигаемые надкрылки выдвигаются над основным профилем крыла вперед и вверх, при этом в выдвинутом положении расстояние Δ Hn между основным профилем крыла и надкрылком, либо между выдвинутыми надкрылками составляет не менее 0,5Ci (где Ci - максимальная толщина основного крыла в вертикальной плоскости воздушного потока), при этом выдвигаемые подкрылки выдвигаются под основным профилем крыла назад и вниз, при этом в выдвинутом положении расстояние Δ Hn между основным профилем крыла и подкрылком, либо между выдвинутыми подкрылками составляет не менее 0,5Ci, при этом при выдвинутом положении надкрылков величина нахлеста Δ Ln между носком основного крыла и хвостовой частью надкрылка составляет не менее Ci, при этом при выдвинутом положении подкрылков величина нахлеста Δ Ln между носком подкрылка и хвостовой частью основного крыла, составляет не менее Ci, при этом величина нахлеста Δ Ln между носком второго подкрылка и хвостовой частью первого подкрылка составляет не менее Ci, при этом выдвигаемые профильные элементы крыла, в выдвинутом положении, для изменения угла атаки, имеют возможность поворота вокруг продольной оси. Данная цель достигается для самолета (вариант 1) включающего фюзеляж, силовую установку с винто-моторными, либо турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными, либо турбореактивными двухконтурными, со степенью контурности более 2 двигателями, кабину управления, интегральную систему управления, составные крылья, содержащие основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом составные крылья расположены в области набегающего потока истекающей струи из винто-моторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из винто-моторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных, либо турбореактивных двухконтурных со степенью контурности более 2, двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены либо в виде одного или нескольких надкрылков, выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного или нескольких подкрылков, выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде одного или нескольких надкрылков и подкрылков, при этом при различных режимах полета летательного аппарата связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой для оптимального изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата выдвигаемые надкрылки выдвигаются над основным профилем крыла вперед и вверх, при этом в выдвинутом положении расстояние Δ Hn между основным профилем крыла и надкрылком, либо между выдвинутыми надкрылками составляет не менее 0,5Ci, при этом выдвигаемые подкрылки выдвигаются под основным профилем крыла назад и вниз, при этом в выдвинутом положении расстояние Δ Hn между основным профилем крыла и подкрылком, либо между выдвинутыми подкрылками составляет не менее 0,5Ci, при этом при выдвинутом положении надкрылков величина нахлеста Δ Ln между носком основного крыла и хвостовой частью надкрылка составляет не менее Ci, при этом при выдвинутом положении подкрылков величина нахлеста Δ Ln между носком подкрылка и хвостовой частью основного крыла, составляет не менее Ci, при этом величина нахлеста Δ Ln между носком второго подкрылка и хвостовой частью первого подкрылка составляет не менее Ci, при этом выдвигаемые профильные элементы крыла, в выдвинутом положении, для изменения угла атаки, имеют возможность поворота вокруг продольной оси.
Данная цель достигается для самолета (вариант 2) включающего фюзеляж, силовую установку с винто-моторными, либо турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными, либо турбореактивными двухконтурными, со степенью контурности более 2 двигателями, кабину управления, интегральную систему управления, составные крылья, содержащие основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом составные крылья расположены в области набегающего потока истекающей струи из винто-моторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из винто-моторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных, либо турбореактивных двухконтурных со степенью контурности более 2, двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены либо в виде одного или нескольких надкрылков, выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного или нескольких подкрылков, выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде одного или нескольких надкрылков и подкрылков, при этом при различных режимах полета летательного аппарата связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой для оптимального изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата выдвигаемые надкрылки выдвигаются над основным профилем крыла вперед и вверх, при этом в выдвинутом положении расстояние Δ Hn между основным профилем крыла и надкрылком, либо между выдвинутыми надкрылками составляет не менее 0,5Ci, при этом выдвигаемые подкрылки выдвигаются под основным профилем крыла назад и вниз, при этом в выдвинутом положении расстояние Δ Hn между основным профилем крыла и подкрылком, либо между выдвинутыми подкрылками составляет не менее 0,5Ci, при этом при выдвинутом положении надкрылков величина нахлеста Δ Ln между носком основного крыла и хвостовой частью надкрылка составляет не менее Ci, при этом при выдвинутом положении подкрылков величина нахлеста Δ Ln между носком подкрылка и хвостовой частью основного крыла, составляет не менее Ci, при этом величина нахлеста Δ Ln между носком второго подкрылка и хвостовой частью первого подкрылка составляет не менее Ci, при этом выдвигаемые профильные элементы крыла, в выдвинутом положении, для изменения угла атаки, имеют возможность поворота вокруг продольной оси, при этом для возможности создания устойчивого суммарного уравновешенного силового реактивного момента относительно центра тяжести самолета в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия реактивных моментов от одиночных либо групп винто-моторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных, либо турбореактивных двухконтурных со степенью контурности более 2 двигателей направлены как минимум в трех направлениях.
На иллюстрационных примерах данного изобретения показаны варианты исполнения трансформируемого крыла летательного аппарата:
на фиг. 1 - сечение A1.1-А1.1, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме крейсерского полета, включающего основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, поворотный закрылок поз. 4, выдвижной закрылок поз. 5, при этом все элементы крыла поз. 1, 4, 5, 6, находятся в сложенном положении;
на фиг. 2 - сечение А1.2-А1.2, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме набора высоты, включающего основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, поворотный закрылок поз. 4, выдвижной закрылок поз. 5, при этом в повернутом положении находится поворотный закрылок поз. 4, и в выдвинутом положении находится закрылок поз. 5;
на фиг. 3 - сечение А1.3-А1.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме взлета, либо торможения, включающего основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, поворотный закрылок поз. 4, выдвижной закрылок поз. 5, при этом в повернутом положении находится поворотный закрылок поз. 4, и в выдвинутом положении находится закрылок поз. 5, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6; на фиг. 4 - сечение А2.1-А2.1, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме крейсерского полета, включающего основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом все элементы крыла поз. 1, 4, 6 находятся в сложенном положении;
на фиг. 5 - сечение А2.2-А2.2, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме взлета либо набора высоты, включающего основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылок поз. 4 и надкрылок поз. 6;
на фиг. 6 - сечение А2.3-А2.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме взлета, маневрирования либо торможения, включающего основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом в выдвинутом положении находятся надкрылок поз. 6, подкрылок поз. 4, при этом надкрылок и подкрылок имеют возможность поворота вокруг продольной оси для изменения угла атаки;
на фиг. 7 - сечение А3.1-А3.1, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме крейсерского полета, включающего основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом все элементы крыла поз. 1, 2, 3 находятся в сложенном положении;
на фиг. 8 - сечение A3.2-A3.2, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме разгона и набора высоты, включающего основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом спаренном положении находятся подкрылки поз. 2 и 3;
на фиг. 9 - сечение A3.3-A3.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме взлета либо торможения, включающего основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2 и 3;
на фиг. 10 - сечение A3.4-A3.4, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме взлета, маневрирования либо торможения, включающего основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2 и 3, при этом подкрылки имеют возможность поворота вокруг продольной оси для изменения угла атаки;
на фиг. 11 - сечение А4.1-А4.1, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме крейсерского полета, включающего основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом все элементы крыла поз. 1, 2, 3, 6 находятся в сложенном положении;
на фиг. 12 - сечение А4.2-А4.2, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме разгона и набора высоты, включающего основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом спаренном положении находятся подкрылки поз. 2 и 3, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6;
на фиг. 13 - сечение А4.3-А4.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме взлета либо торможения, включающего основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2 и 3, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6;
на фиг. 14 - сечение А4.4-А4.4, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме взлета, маневрирования либо торможения, включающего основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2 и 3, при этом надкрылок подкрылки имеют возможность поворота вокруг продольной оси для изменения угла атаки;
на фиг. 15 - сечение B1.1-B1.1, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из двухконтурнрого турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя поз. 7 происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла в режиме крейсерского полета, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, поворотный закрылок поз. 4, выдвижной закрылок поз. 5, при этом все элементы крыла поз. 1, 4, 5, 6, находятся в сложенном положении;
на фиг. 16 - сечение B1.2-B1.2, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из двухконтурнрого турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме разгона и набора высоты, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, поворотный закрылок поз. 4, выдвижной закрылок поз. 5, при этом в повернутом положении находится поворотный закрылок поз. 4, и в выдвинутом положении находится закрылок поз. 5;
на фиг. 17 - сечение B1.3-B1.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из двухконтурнрого турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме взлета либо торможения, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, поворотный закрылок поз. 4, выдвижной закрылок поз. 5, при этом в повернутом положении находится поворотный закрылок поз. 4, и в выдвинутом положении находится закрылок поз. 5, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6;
на фиг. 18 - сечение В2.1-В2.1, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из двухконтурнрого турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя поз. 7 происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла в режиме крейсерского полета, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом все элементы крыла поз. 1, 4, 6 находятся в сложенном положении;
на фиг. 19 - сечение В2.2-В2.2, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из двухконтурнрого турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме взлета, разгона и набора высоты, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылок поз. 4 и надкрылок поз. 6;
на фиг. 20 - сечение В2.3-В2.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из двухконтурнрого турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме взлета либо торможения, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом в выдвинутом положении находятся надкрылок поз. 6, подкрылок поз. 4, при этом надкрылок и подкрылок имеют возможность поворота вокруг продольной оси для изменения угла атаки;
на фиг. 21 - сечение В3.1-В3.1, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из двухконтурнрого турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя поз. 7 происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла в режиме крейсерского полета, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом все элементы крыла поз. 1, 2, 3 находятся в сложенном положении;
на фиг. 22 - сечение В3.2-В3.2, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из двухконтурнрого турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме разгона и набора высоты, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом спаренном положении находятся подкрылки поз. 2 и 3;
на фиг. 23 - сечение B3.3-B3.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из двухконтурнрого турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме взлета либо торможения, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2 и 3;
на фиг. 24 - сечение В3.4-В3.4, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из двухконтурнрого турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме взлета либо торможения, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2 и 3, при этом подкрылки имеют возможность поворота вокруг продольной оси для изменения угла атаки;
на фиг. 25 - сечение В4.1-В4.1, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из двухконтурнрого турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя поз. 7 происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла в режиме крейсерского полета, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом все элементы крыла поз. 1, 2, 3, 6 находятся в сложенном положении;
на фиг. 26 - сечение В4.2-В4.2, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из двухконтурнрого турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме разгона и набора высоты, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом спаренном положении находятся подкрылки поз. 2 и 3, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6;
на фиг. 27 - сечение В4.3-В4.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из двухконтурнрого турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме взлета либо торможения, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2 и 3, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6;
на фиг. 28 - сечение В4.4-В4.4, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из двухконтурнрого турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбореактивного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме взлета, торможения либо маневрирования, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2 и 3, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6, при этом подкрылки и надкрылок имеют возможность поворота вокруг продольной оси для изменения угла атаки;
на фиг. 29 - сечение C1.1-C1.1, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла в режиме крейсерского полета, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, поворотный закрылок поз. 4, выдвижной закрылок поз. 5, при этом все элементы крыла поз. 1, 4, 5, 6, находятся в сложенном положении;
на фиг. 30 - сечение C1.2-C1.2, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме разгона и набора высоты, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, поворотный закрылок поз. 4, выдвижной закрылок поз. 5, при этом в повернутом положении находится поворотный закрылок поз. 4, и в выдвинутом положении находится закрылок поз. 5;
на фиг. 31 - сечение C1.3-C1.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме взлета, торможения либо маневрирования, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, поворотный закрылок поз. 4, выдвижной закрылок поз. 5, при этом в повернутом положении находится поворотный закрылок поз. 4, и в выдвинутом положении находится закрылок поз. 5, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6;
на фиг. 32 - сечение C2.1-C2.1, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме крейсерского полета, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом все элементы крыла поз. 1, 4, 6 находятся в сложенном положении;
на фиг. 33 - сечение C2.2-C2.2, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме взлета, разгона, набора высоты, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылок поз. 4 и надкрылок поз. 6;
на фиг. 34 - сечение C2.3-C2.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме взлета, торможения, маневрирования, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом в выдвинутом положении находятся надкрылок поз. 6, подкрылок поз. 4, при этом надкрылок и подкрылок имеют возможность поворота вокруг продольной оси для изменения угла атаки;
на фиг. 35 - сечение C3.1-C3.1, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла в режиме крейсерского полета, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом все элементы крыла поз. 1, 2, 3 находятся в сложенном положении;
на фиг. 36 - сечение C3.2-C3.2, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме разгона и набора высоты, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом спаренном положении находятся подкрылки поз. 2 и 3;
на фиг. 37 - сечение C3.3-C3.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме взлета, торможения, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2 и 3;
на фиг. 38 - сечение C3.4-C3.4, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме взлета, торможения либо маневрирования, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2 и 3, при этом подкрылки имеют возможность поворота вокруг продольной оси для изменения угла атаки;
на фиг. 39 - сечение C4.1-C4.1, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла в режиме крейсерского полета, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом все элементы крыла поз. 1, 2, 3, 6 находятся в сложенном положении;
на фиг. 40 - сечение C4.2-C4.2, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме разгона, набора высоты, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом спаренном положении находятся подкрылки поз. 2 и 3, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6;
на фиг. 41 - сечение C4.3-C4.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме взлета, торможения, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2 и 3, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6;
на фиг. 42 - сечение C4.4-C4.4, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме взлета, торможения либо маневрирования, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2 и 3, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6, при этом подкрылки и надкрылок имеют возможность поворота вокруг продольной оси для изменения угла атаки;
на фиг. 43 - сечение D1.1-D1.1, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла в режиме крейсерского полета, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, поворотный закрылок поз. 4, выдвижной закрылок поз. 5, при этом все элементы крыла поз. 1, 4, 5, 6, находятся в сложенном положении;
на фиг. 44 - сечение D1.2-D1.2, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме разгона и набора высоты, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, поворотный закрылок поз. 4, выдвижной закрылок поз. 5, при этом в повернутом положении находится поворотный закрылок поз. 4, и в выдвинутом положении находится закрылок поз. 5;
на фиг. 45 - сечение D1.3-D1.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме взлета, торможения либо маневрирования, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, поворотный закрылок поз. 4, выдвижной закрылок поз. 5, при этом в повернутом положении находится поворотный закрылок поз. 4, и в выдвинутом положении находится закрылок поз. 5, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6;
на фиг. 46 - сечение D2.1-D2.1, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме крейсерского полета, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом все элементы крыла поз. 1, 4, 6 находятся в сложенном положении;
на фиг. 47 - сечение D2.2-D2.2, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме взлета, разгона, набора высоты, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылок поз. 4 и надкрылок поз. 6;
на фиг. 48 - сечение D2.3-D2.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме взлета, торможения, маневрирования, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом в выдвинутом положении находятся надкрылок поз. 6, подкрылок поз. 4, при этом надкрылок и подкрылок имеют возможность поворота вокруг продольной оси для изменения угла атаки;
на фиг. 49 - сечение D3.1-D3.1, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла в режиме крейсерского полета, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом все элементы крыла поз. 1, 2, 3 находятся в сложенном положении;
на фиг. 50 - сечение D3.2-D3.2, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме разгона и набора высоты, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом спаренном положении находятся подкрылки поз. 2 и 3;
на фиг. 51 - сечение D3.3-D3.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме взлета, торможения, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2 и 3;
на фиг. 52 - сечение D3.4-D3.4, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме взлета, торможения либо маневрирования, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2 и 3, при этом подкрылки имеют возможность поворота вокруг продольной оси для изменения угла атаки;
на фиг. 53 - сечение D4.1-D4.1, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла в режиме крейсерского полета, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом все элементы крыла поз. 1, 2, 3, 6 находятся в сложенном положении;
на фиг. 54 - сечение D4.2-D4.2, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме разгона, набора высоты, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом спаренном положении находятся подкрылки поз. 2 и 3, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6;
на фиг. 55 - сечение D4.3-D4.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме взлета, торможения, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2 и 3, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6;
на фиг. 56 - сечение D4.4-D4.4, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета, набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых подкрылков и надкрылков в режиме взлета, торможения либо маневрирования, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2 и 3, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6, при этом подкрылки и надкрылок имеют возможность поворота вокруг продольной оси для изменения угла атаки;
на фиг. 57 - сечение В*1.3-В*1.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из двухконтурного турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, например турбовентиляторного двигателя со смешением потоков (ТРДД), при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателя ТРДД происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме вертикального взлета путем создания уравновешенного реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, поворотный закрылок поз. 4, выдвижной закрылок поз. 3, при этом в повернутом положении находится поворотный закрылок поз. 4, в выдвинутом положении находится закрылок поз. 5, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6 под оптимальными углами атаки;
на фиг. 58 - сечение В*2.3-В*2.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из двухконтурного турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, например турбовентиляторного двигателя со смешением потоков ТРДД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателя ТРДД происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме вертикального взлета путем создания уравновешенного реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом в выдвинутом положении находятся надкрылок поз. 6 и подкрылок поз. 4, под оптимальными углами атаки;
на фиг. 59 - сечение В*3.4-В*3.4, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из двухконтурного турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, например турбовентиляторного двигателя со смешением потоков ТРДД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателя ТРДД происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме вертикального взлета путем создания уравновешенного реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2, 3, под оптимальными углами атаки;
на фиг. 60 - сечение В*4.4-В*4.4, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из двухконтурного турбореактивного двигателя со степенью контурности более 2, например турбовентиляторного двигателя со смешением потоков ТРДД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателя ТРДД происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме вертикального взлета путем создания уравновешенного реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом в выдвинутом положении находятся надкрылок поз. 6 и подкрылки поз. 2, 3, под оптимальными углами атаки;
на фиг. 61 - сечение C*1.3-C*1.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателя ТВВД происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме вертикального взлета путем создания уравновешенного реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, поворотный закрылок поз. 4, выдвижной закрылок поз. 5, при этом в повернутом положении находится поворотный закрылок поз. 4, в выдвинутом положении находится закрылок поз. 5, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6 под оптимальными углами атаки;
на фиг. 62 - сечение C*2.3-C*2.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателя ТВВД происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме вертикального взлета путем создания уравновешенного реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом в выдвинутом положении находятся надкрылок поз. 6 и подкрылок поз. 4, под оптимальными углами атаки;
на фиг. 63 - сечение C*3.4-C*3.4, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателя ТВВД происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме вертикального взлета путем создания уравновешенного реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2, 3, под оптимальными углами атаки;
на фиг. 64 - сечение C*4.4-C*4.4, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателя ТВВД происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме вертикального взлета путем создания уравновешенного реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом в выдвинутом положении находятся надкрылок поз. 6 и подкрылки поз. 2, 3, под оптимальными углами атаки;
на фиг. 65 - сечение D*1.3-D*1.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме вертикального взлета путем создания уравновешенного реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, поворотный закрылок поз. 4, выдвижной закрылок поз. 5, при этом в повернутом положении находится поворотный закрылок поз. 4, в выдвинутом положении находится закрылок поз. 5, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 6 под оптимальными углами атаки;
на фиг. 66 - сечение D*2.3-L*2.3, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме вертикального взлета путем создания уравновешенного реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом в выдвинутом положении находятся надкрылок поз. 6 и подкрылок поз. 4, под оптимальными углами атаки;
на фиг. 67 - сечение D*3.4-D*3.4, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме вертикального взлета путем создания уравновешенного реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 2, 3, под оптимальными углами атаки;
на фиг. 68 - сечение D*4.4-D*4.4, показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового двигателя ТВД, либо винто-моторного двигателя ВМД, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля составного крыла и дополнительных выдвигаемых элементов составного крыла в режиме вертикального взлета путем создания уравновешенного реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата, при этом составное крыло включает основной профиль крыла поз. 1, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 2, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 3, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 6, при этом в выдвинутом положении находятся надкрылок поз. 6 и подкрылки поз. 2, 3, под оптимальными углами атаки;
на фиг. 69 - компоновочная схема самолета в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с двумя двухконтурными турбореактивными двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, размещенными на несущих горизонтальных консолях перед носком боковых прямых крыльев составного профиля;
на фиг. 70 - компоновочная схема самолета в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с двумя турбовинтовентиляторными двигателями ТВВД с хвостовым расположением винтов, размещенными на несущих горизонтальных консолях перед носком боковых прямых крыльев составного профиля;
на фиг. 71 - компоновочная схема самолета в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с двумя турбовинтовыми двигателями ТВД, либо двумя винто-моторными двигателями ВМД, размещенными на несущих горизонтальных консолях перед носком боковых прямых крыльев составного профиля;
на фиг. 72 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с двумя поворотными двухконтурными турбореактивными двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, например турбовентиляторными двигателями со смешением потоков, размещенными на горизонтальных консолях с поворотной платформой для возможности совместного поворота двух передних ТРДД и участков передних сегментных поворотных крыльев составного профиля в передней части фюзеляжа, а также с двумя двухконтурными турбореактивными двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, размещенными на несущих горизонтальных консолях перед носком задних боковых прямых крыльев составного профиля, при этом носки всех крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в области набегающего потока истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию вертикального подъемного реактивного момента от двухконтурных реактивных двигателей ТРДД направлены радиально в трех направлениях;
на фиг. 73 - компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 72 при положении поворотных двигателей ТРДД и поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;
на фиг. 74 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с двумя поворотными двухконтурными турбореактивными двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, например турбовентиляторными двигателями со смешением потоков, размещенными на горизонтальных консолях с поворотной платформой для возможности поворота двух передних ТРДД в передней части фюзеляжа, при этом по радиусу боковых поворотных платформ расположены боковые сегментные кольцевые крылья составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками, а также с двумя двухконтурными турбореактивными двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, размещенными на несущих горизонтальных консолях перед носком задних боковых прямых крыльев составного профиля, при этом носки составных крыльев расположены в области набегающего потока истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТРДД, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию вертикального подъемного реактивного момента от двухконтурных реактивных двигателей ТРДД направлены радиально в трех направлениях;
на фиг. 75 - компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 74 при положении поворотных двигателей ТРДД и поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;
на фиг. 76 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схама самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане с дискоообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными двухконтурными турбореактивными двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, например турбовентиляторными двигателями со смешением потоков, размещенными на кольцевых горизонтальных опорных направляющих для возможности совместного поворота двигателей ТРДД и участков поворотных крыльев составного профиля вокруг вертикальной оси, при этом носки всех участков поворотных крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в области набегающего потока истекающей струи из двигателей ТРДД, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию вертикального подъемного реактивного момента от двигателей ТРДД направлены радиально в трех направлениях;
на фиг. 77 - компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 76 при положении поворотных двигателей ТРДД и участков поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;
на фиг. 78 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схама самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане с дискообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными двухконтурными турбореактивными двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, например турбовентиляторными двигателями со смешением потоков, размещенными на кольцевых горизонтальных опорных поворотных платформах для возможности совместного поворота двигателей ТРДД и участков поворотных крыльев составного профиля вокруг вертикальной оси, при этом носки всех участков поворотных крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в области набегающего потока истекающей струи из двигателей ТРДД, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию вертикального подъемного реактивного момента от двигателей ТРДД направлены радиально в трех направлениях;
на фиг. 79 - компоновочная схема самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 78 при положении поворотных двигателей ТРДД и участков поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;
на фиг. 80 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с двумя поворотными турбовинтовентиляторными двигателями ТВВД с хвостовым расположением винтов, размещенными на горизонтальных консолях с поворотной платформой для возможности совместного поворота двух передних ТВВД и участков передних сегментных поворотных крыльев составного профиля в передней части фюзеляжа, а также с двумя турбовинтовентиляторными двигателями ТВВД с хвостовым расположением винтов, размещенными на несущих горизонтальных консолях перед носком задних боковых прямых крыльев составного профиля, при этом носки всех крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в области набегающего потока истекающей струи из двигателей ТВВД, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию вертикального подъемного реактивного момента от двигателей ТВВД направлены радиально в трех направлениях;
на фиг. 81 - компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 80 при положении поворотных двигателей ТВВД и поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;
на фиг. 82 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с двумя поворотными турбовинтовентиляторными двигателями ТВВД с хвостовым расположением винтов, размещенными на горизонтальных консолях с поворотной платформой для возможности поворота двух передних ТВВД в передней части фюзеляжа, при этом по радиусу боковых поворотных платформ расположены боковые сегментные кольцевые крылья составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками, а также с двумя турбовинтовентиляторными двигателями ТВВД с хвостовым расположением винтов, размещенными на несущих горизонтальных консолях перед носком задних боковых прямых крыльев составного профиля, при этом носки составных крыльев расположены в области набегающего потока истекающей струи из двухконтурных реактивных двигателей ТВВД, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию вертикального подъемного реактивного момента от реактивных двигателей ТВВД направлены радиально в трех направлениях;
на фиг. 83 - компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 82 при положении поворотных двигателей ТВВД и поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;
на фиг. 84 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схама самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане с дискоообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными турбовинтовентиляторными двигателями ТВВД с хвостовым расположением винтов, размещенными на кольцевых горизонтальных опорных направляющих для возможности совместного поворота двигателей ТВВД и участков поворотных крыльев составного профиля вокруг вертикальной оси, а также с двумя турбовинтовентиляторными двигателями ТВВД с хвостовым расположением винтов, размещенными на несущих горизонтальных консолях перед носком боковых прямых крыльев составного профиля, при этом носки всех участков поворотных крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в области набегающего потока истекающей струи из двигателей ТВВД, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию вертикального подъемного реактивного момента от двигателей ТРДД направлены радиально в трех направлениях;
на фиг. 85 - компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 84 при положении поворотных двигателей ТВВД и участков поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;
на фиг. 86 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схама самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане с дискообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными турбовинтовентиляторными двигателями ТВВД с хвостовым расположением винтов, размещенными на кольцевых горизонтальных опорных поворотных платформах для возможности совместного поворота двигателей ТВВД и участков поворотных крыльев составного профиля вокруг вертикальной оси, при этом носки всех участков поворотных крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в области набегающего потока истекающей струи из двигателей ТВВД, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию вертикального подъемного реактивного момента от двигателей ТВВД направлены радиально в трех направлениях;
на фиг. 87 - компоновочная схема самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 86 при положении поворотных двигателей ТВВД и участков поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;
на фиг. 88 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с двумя поворотными турбовинтовыми двигателями ТВД, либо винто-моторными двигателями ВМД, размещенными на горизонтальных консолях с поворотной платформой для возможности совместного поворота двух передних турбовинтовых двигателей ТВД, либо винто-моторных двигателей ВМД и участков передних сегментных поворотных крыльев составного профиля в передней части фюзеляжа, а также с двумя турбовинтовыми двигателями ТВД, либо двумя винто-моторными двигателями ВМД, размещенными на несущих горизонтальных консолях перед носком задних боковых прямых крыльев составного профиля, при этом носки всех крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в области набегающего потока истекающей струи из турбовинтовых двигателей ТВД, либо винто-моторных двигателей ВМД, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию вертикального подъемного реактивного момента от турбовинтовых двигателей ТВД, либо винто-моторных двигателей ВМД направлены радиально в трех направлениях;
на фиг. 89 - компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 88 при положении поворотных турбовинтовых двигателей ТВД, либо винто-моторных двигателей ВМД и поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;
на фиг. 90 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с двумя поворотными турбовинтовыми двигателями ТВД, либо винто-моторными двигателями ВМД, размещенными на горизонтальных консолях с поворотной платформой для возможности поворота двух передних турбовинтовых двигателей ТВД, либо винто-моторных двигателей ВМД, в передней части фюзеляжа,, а также с двумя турбовинтовыми двигателями ТВД, либо двумя винто-моторными двигателями ВМД, размещенными на несущих горизонтальных консолях перед носком задних боковых прямых крыльев составного профиля, при этом по радиусу боковых поворотных платформ расположены боковые сегментные кольцевые крылья составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками, при этом носки составных крыльев расположены в области набегающего потока истекающей струи из турбовинтовых двигателей ТВД, либо винто-моторных двигателей ВМД, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию вертикального подъемного реактивного момента от турбовинтовых двигателей ТВД, либо винто-моторных двигателей ВМД направлены радиально в трех направлениях;
на фиг. 91 - компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 90 при положении поворотных турбовинтовых двигателей ТВД, либо винто-моторных двигателей ВМД и поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;
на фиг. 92 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схама самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане с дискоообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными турбовинтовыми двигателями ТВД, либо винто-моторными двигателями ВМД, размещенными на кольцевых горизонтальных опорных направляющих для возможности совместного поворота турбовинтовых двигателей ТВД, либо винто-моторных двигателей ВМД и участков поворотных крыльев составного профиля вокруг вертикальной оси, при этом носки всех участков поворотных крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в области набегающего потока истекающей струи из турбовинтовых двигателей ТВД, либо винто-моторных двигателей ВМД, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию вертикального подъемного реактивного момента от турбовинтовых двигателей ТВД, либо винто-моторных двигателей ВМД направлены радиально в трех направлениях;
на фиг. 93 - компоновочная схема самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 92 при положении поворотных двигателей ТВВД и участков поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;
на фиг. 94 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схама самолета с вертикальным взлетом и посадкой в плане с дискообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными турбовинтовыми двигателями ТВД, либо винто-моторными двигателями ВМД размещенными на кольцевых горизонтальных опорных поворотных платформах для возможности совместного поворота турбовинтовых двигателей ТВД, либо винто-моторных двигателей ВМД и участков поворотных крыльев составного профиля вокруг вертикальной оси, при этом носки всех участков поворотных крыльев составного профиля с изменяемыми аэродинамическими характеристиками расположены в области набегающего потока истекающей струи из турбовинтовых двигателей ТВД, либо винто-моторных двигателей ВМД, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию вертикального подъемного реактивного момента от турбовинтовых двигателей ТВД, либо винто-моторных двигателей ВМД направлены радиально в трех направлениях;
на фиг. 95 - компоновочная схема самолета с с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 94 при положении поворотных турбовинтовых двигателей ТВД, либо винто-моторных двигателей ВМД и участков поворотных крыльев составного профиля в режиме горизонтального полета;
На представленных чертежах позициями обозначены:
поз. 1 - основной профиль составного крыла;
поз. 2 - первый выдвигаемый подкрылок;
поз. 3 - второй выдвигаемый подкрылок;
поз. 4 - поворотный закрылок;
поз. 5 - выдвижной закрылок;
поз. 6 - выдвигаемый надкрылок;
поз. 7 - двухконтурный турбореактивный двигатель со степенью контурности более 2, например турбовентиляторными двигателями со смешением потоков (ТРДД);
поз. 8 - турбовинтовентиляторный двигатель с хвостовым расположением винтов (ТВВД);
поз. 9 - реактивный турбовинтовой двигатель (ТВД), либо винтомоторный двигатель (ВМД);
поз. 10 - фюзеляж сигарообразной формы;
поз. 11 - фюзеляж дискообразной формы;
поз. 12 - боковое прямое крыло составного профиля;
поз. 13 - поворотное крыло составного профиля;
поз. 14 - боковое сегментное кольцевое крыло составного профиля;
поз. 15 - несущая горизонтальная консоль для крепления двигателей;
поз. 16 - несущая горизонтальная консоль с поворотной платформой для возможности поворота двигателей вокруг вертикальной оси;
поз. 18 - кольцевые горизонтальные опорные направляющие для поворота сблокированных двигателей с участками составных крыльев.
- вертикальный реактивный момент относительно центра тяжести летательного аппарата;
Δ Hn - расстояние между основным профилем крыла и подкрылком, либо между выдвинутыми подкрылками, либо расстояние между основным профилем крыла и надкрылком;
Δ Ln - величина нахлеста между носком основного крыла и хвостовой частью надкрылка, либо величина нахлеста между носком подкрылка и хвостовой частью основного крыла, либо величина нахлеста между носком второго подкрылка и хвостовой частью первого подкрылка;
Ci - максимальная толщина основного крыла в вертикальной плоскости воздушного потока.
Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата с изменяемыми аэродинамическими характеристиками включает основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла, которые выполнены в виде надкрылков и/или в виде подкрылков выдвигаемых. В выдвинутом положении расстояние между основным профилем крыла и надкрылком составляет не менее 0,5Ci (максимальной толщины основного профиля). Подкрылки выдвигаются под основным профилем крыла назад и вниз. В выдвинутом положении расстояние между основным профилем крыла и подкрылком составляет не менее 0,5Ci. При выдвинутом положении надкрылков величина нахлеста между носком основного крыла и хвостовой частью надкрылка составляет Ci. При выдвинутом положении подкрылков величина нахлеста между носком подкрылка и хвостовой частью основного крыла составляет Ci. Величина нахлеста между носком второго подкрылка и хвостовой частью первого подкрылка составляет Ci. Выдвигаемые профильные элементы крыла в выдвинутом положении для изменения угла атаки имеют возможность поворота вокруг продольной оси. Варианты самолета характеризуются формой крыла и расположением двигателей. Группа изобретений направлена на улучшение аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата 3 н.п. ф-лы, 95 ил.
1. Крыло летательного аппарата с изменяемыми аэродинамическими характеристиками, включающее основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены в виде одного либо нескольких надкрылков, выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного либо нескольких подкрылков, выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо одновременно в виде одного либо нескольких надкрылков, выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, и одного либо нескольких подкрылков, выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, отличающееся тем, что при различных режимах полета летательного аппарата, связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой для изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата, выдвигаемые надкрылки выдвигаются над основным профилем крыла вперед и вверх, при этом в выдвинутом положении расстояние ΔHn между основным профилем крыла и надкрылком либо между выдвинутыми надкрылками составляет не менее 0,5Ci (где Ci - максимальная толщина основного крыла в вертикальной плоскости воздушного потока), при этом выдвигаемые подкрылки выдвигаются под основным профилем крыла назад и вниз, при этом в выдвинутом положении расстояние ΔHn между основным профилем крыла и подкрылком либо между выдвинутыми подкрылками составляет не менее 0,5Ci, при этом при выдвинутом положении надкрылков величина нахлеста ΔLn между носком основного крыла и хвостовой частью надкрылка составляет не менее Ci, при этом при выдвинутом положении подкрылков величина нахлеста ΔLn между носком подкрылка и хвостовой частью основного крыла составляет не менее Ci, при этом величина нахлеста ΔLn между носком второго подкрылка и хвостовой частью первого подкрылка составляет не менее Ci, при этом выдвигаемые профильные элементы крыла в выдвинутом положении для изменения угла атаки имеют возможность поворота вокруг продольной оси.
2. Самолет, включающий фюзеляж, силовую установку с винтомоторными, либо турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными, либо турбореактивными двухконтурными, со степенью контурности более 2, двигателями, кабину управления, интегральную систему управления, составные крылья, содержащие основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом составные крылья расположены в области набегающего потока истекающей струи из винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных, либо турбореактивных двухконтурных, со степенью контурности более 2, двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены либо в виде одного или нескольких надкрылков, выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного или нескольких подкрылков, выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде одного или нескольких надкрылков и подкрылков, отличающийся тем, что при различных режимах полета летательного аппарата, связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой, для оптимального изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата выдвигаемые надкрылки выдвигаются над основным профилем крыла вперед и вверх, при этом в выдвинутом положении расстояние ΔHn между основным профилем крыла и надкрылком либо между выдвинутыми надкрылками составляет не менее 0,5Ci, при этом выдвигаемые подкрылки выдвигаются под основным профилем крыла назад и вниз, при этом в выдвинутом положении расстояние ΔHn между основным профилем крыла и подкрылком либо между выдвинутыми подкрылками составляет не менее 0,5Ci, при этом при выдвинутом положении надкрылков величина нахлеста ΔLn между носком основного крыла и хвостовой частью надкрылка составляет не менее Ci, при этом при выдвинутом положении подкрылков величина нахлеста ΔLn между носком подкрылка и хвостовой частью основного крыла составляет не менее Ci, при этом величина нахлеста ΔLn между носком второго подкрылка и хвостовой частью первого подкрылка составляет не менее Ci, при этом выдвигаемые профильные элементы крыла в выдвинутом положении для изменения угла атаки имеют возможность поворота вокруг продольной оси.
3. Самолет, включающий фюзеляж, силовую установку с винтомоторными, либо турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными, либо турбореактивными двухконтурными, со степенью контурности более 2, двигателями, кабину управления, интегральную систему управления, составные крылья, содержащие основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом составные крылья расположены в области набегающего потока истекающей струи из винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных, либо турбореактивных двухконтурных, со степенью контурности более 2, двигателей происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены либо в виде одного или нескольких надкрылков, выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного или нескольких подкрылков, выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде одного или нескольких надкрылков и подкрылков, отличающийся тем что, при различных режимах полета летательного аппарата, связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой, для оптимального изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата выдвигаемые надкрылки выдвигаются над основным профилем крыла вперед и вверх, при этом в выдвинутом положении расстояние ΔHn между основным профилем крыла и надкрылком либо между выдвинутыми надкрылками составляет не менее 0,5Ci, при этом выдвигаемые подкрылки выдвигаются под основным профилем крыла назад и вниз, при этом в выдвинутом положении расстояние ΔHn между основным профилем крыла и подкрылком либо между выдвинутыми подкрылками составляет не менее 0,5Ci, при этом при выдвинутом положении надкрылков величина нахлеста ΔLn между носком основного крыла и хвостовой частью надкрылка составляет не менее Ci, при этом при выдвинутом положении подкрылков величина нахлеста ΔLn между носком подкрылка и хвостовой частью основного крыла, составляет не менее Ci, при этом величина нахлеста ΔLn между носком второго подкрылка и хвостовой частью первого подкрылка составляет не менее Ci, при этом выдвигаемые профильные элементы крыла в выдвинутом положении для изменения угла атаки имеют возможность поворота вокруг продольной оси, при этом для возможности создания устойчивого суммарного уравновешенного силового реактивного момента относительно центра тяжести самолета в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия реактивных моментов от одиночных либо групп винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных, либо турбореактивных двухконтурных, со степенью контурности более 2, двигателей направлены как минимум в трех направлениях.
| САМОЛЕТ (ВАРИАНТЫ) | 2017 |
|
RU2670161C1 |
| Устройство для тепловлажностной обработки воздуха в системах кондиционирования | 1976 |
|
SU620747A1 |
| СПОСОБ ИЗМЕНЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛА ВОЗДУШНОГО СУДНА | 2002 |
|
RU2250859C2 |
| WO 2000001576 A2, 13.01.2000 | |||
| DE 4401781 A1, 27.07.1995 | |||
| US 0005098034 A1, 24.03.1992 | |||
| WO 2010118886 A2, 21.10.2010. | |||
