ES2337572T3 - Aeronave. - Google Patents

Abstract

Una aeronave, que comprende un fuselaje con cabina para la tripulación de vuelo situada en la parte delantera, un flap de frenado situado en la parte superior y unos bocas de admisión de aire laterales, un tren de aterrizaje, una unidad de energía que comprende dos motores de turborreacción, unas alas en flecha positiva (13) con carenado ojival en la conjunción del ala con el fuselaje, y provisto de un mecanismo para la inclinación de la parte delantera de las alas con una discontinuidad escalonada sobre el borde de ataque del ala, unos montajes de cola horizontal y vertical, en el que el carenado existente en la conjunción del ala con el fuselaje está conformado con una envergadura no menor de 0,15 y no mayor de 0,18 veces la envergadura del ala y con la cuerda no menor de 0,4 y no mayor de 0,5 veces la cuerda local del ala, la discontinuidad escalonada sobre el borde de ataque de la parte inclinable del ala está conformada a una distancia que oscila entre 0,55 y 0,65 veces la envergadura del ala desde la base del carenado, siendo la cuerda no menor de 0,075 veces la medida de la cuerda local del ala sin la discontinuidad, el montaje de cola vertical está conformado con un solo plano y el montaje de cola horizontal está provisto de una discontinuidad escalonada situada sobre el borde delantero a una distancia que oscila entre 0,25 y 0,35 veces la envergadura de la aleta compensadora articulada del montaje de cola horizontal, caracterizado porque está provisto de una unidad de energía auxiliar (2) situada en la parte trasera (3) del fuselaje, estando la unidad de energía auxilia colocada en sentido transversal con respecto al eje longitudinal del fuselaje.

Description

Aeronave.

La invención se refiere al campo de la aeronáutica.

Es conocida la existencia de determinadas aeronaves en las cuales, además de las unidades de energía principal, se utilizan unidades de energía auxiliares (véanse las Patentes estadounidenses No. 4 648 081 de 4-8-1987, No. 5 309 029 de 03-5-1994, No. 5 235 801 de 17-7-1993 y No. 3 472 029 de 12-2-1968). El inconveniente de las soluciones técnicas conocidas, estriba en la colocación longitudinal de la unidad de energía auxiliar y en la imposibilidad de colocar esa unidad en la parte trasera del fuselaje de aeronaves pequeñas. Las formas de realización conocidas incorporan así mismo un sistema complicado (eléctrico) para poner en movimiento los motores de la unidad de energía principal que proporciona el suministro eléctrico a los sistemas de la aeronave en tierra y en vuelo, y la presión necesaria del aire comprimido de dichos sistemas.

La técnica anterior más próxima a la invención constituye un objeto de la patente de la Federación Rusa No. 2144885 de 27-1-2000. La aeronave comprende un fuselaje con una cabina para la tripulación de vuelo situada en la parte delantera, un flap de frenado situado en la parte superior y unas bocas de admisión de aire, un tren de aterrizaje, una unidad de energía que comprende dos turborreactores dispuestos en el fuselaje, unas alas en flecha positiva con carenado ojival en a conjunción del ala con el fuselaje, y provisto de un mecanismo para la inclinación de la parte delantera con discontinuidad escalonada sobre el borde de ataque del ala, y unos montajes horizontal y vertical de cola. De acuerdo con la invención, el carenado existente en la conjunción del ala con el fuselaje está conformado con una envergadura no menor de 0,15 y no mayor de 0,18 veces la envergadura del ala y con la cuerda del ala no menor de 0,4 y no mayor de 0,5 veces la cuerda del ala local, y la discontinuidad escalonada existente en el borde de ataque de la parte inclinable del ala está conformada por una distancia de 0,55 a 0,65 veces la envergadura del ala desde la base del carenado, siendo la cuerda del ala no menor de 0,075 veces la medida de la cuerda del ala local sin discontinuidad. Así mismo, el montaje de cola vertical está conformado con un plano de cola único y el montaje de cola horizontal está provisto de una discontinuidad escalonada sobre el borde de ataque por una distancia de 0,25 a 0,35 veces la envergadura de la aleta compensadora articulada del montaje de cola horizontal.

Las turbinas están colocadas en la parte media del fuselaje, de manera que sus toberas están en frente del montaje de cola horizontal y la cuerda de la discontinuidad escalonada del borde de ataque del montaje de cola horizontal no es inferior a 0,2 veces la medida de la cuerda del ala local, incluyendo la discontinuidad.

El ala está provista de unos planos verticales en extremo de ala, cuya medida es no menor de 0,03 veces el área superficial del trapecio de base del ala. Los planos verticales en extremo de ala están fijados sobre el ala en un ángulo de no más 20 grados con respecto al plano vertical y las cuerdas de sus bases están giradas hacia fuera en un ángulo de 2 a 5
grados con respecto a las cuerdas de las cuerda de ala de punta y la rotación aerodinámica es así mismo de 2 a 5 grados.

El inconveniente de esta aeronave estriba en que, aunque presenta unas cualidades aerodinámicas perfectas, no tiene una funcionalidad suficientemente amplia, dado que no puede llevarse a cabo un rápido arranque de la unidad de energía principal y la aeronave tiene un consumo de energía elevado.

El objetivo de la presente invención consiste en incrementar la funcionalidad de la aeronave, su seguridad y economía, manteniendo al tiempo sus altas cualidades aerodinámicas.

Este resultado se obtiene mediante una aeronave que comprende un fuselaje con una cabina para la tripulación de vuelo situada en la parte delantera, un flap de frenado en la parte superior y unas bocas de admisión de aire laterales, un tren de aterrizaje, una unidad de energía que comprende dos turborreactores dispuestos dentro del fuselaje, unas alas en flecha positiva con carenado ojival en la conjunción con el fuselaje y provisto de un mecanismo para la inclinación de la parte delantera con la discontinuidad escalonada sobre el borde de ataque del ala, y unos montajes de cola horizontal y vertical, caracterizado porque el carenado situado en la conjunción del ala con el fuselaje se constituye con una envergadura no menor de 0,15 y no mayor de 0,18 veces la envergadura del ala desde la base del carenado y siendo la cuerda del ala no menor de 0,4 y no mayor de 0,5 veces la cuerda del ala local, la discontinuidad escalonada existente en el borde de ataque de la parte inclinable del ala está constituida a una distancia de 0,55 a 0,65 veces la envergadura del ala desde la base del carenado y siendo la cuerda del ala no menor de 0,075 veces la medida de la cuerda del ala local sin discontinuidad, y estando conformado el montaje de cola vertical con un solo plano de cola; porque el montaje de cola horizontal está provisto de una discontinuidad escalonada situada sobre el ala de ataque a una distancia de 0,25 a 0,35 veces la envergadura de la aleta compensadora articulada del montaje de cola horizontal; y porque dicha aeronave está provista de una unidad de energía auxiliar situada en la parte trasera del fuselaje; estando la unidad de energía auxiliar situada en dirección transversal con respecto al eje geométrico longitudinal del fuselaje, con descarga lateral de los gases.

El motor de la unidad energía auxiliar, o la unidad completa, puede estar dentro de unos correspondientes bastidores del fuselaje.

Para arrancar los motores de la unidad de energía, puede utilizarse un sistema de arranque neumático el cual comprende unos conductos para aspirar aire y alimentar los arrancadores neumáticos.

Los conductos de aire para aspirar aire pueden ser incorporados en el sistema de aire acondicionado.

La unidad de energía auxiliar incluye una turbina a gas y un engranaje de reducción de la transmisión para el equipamiento auxiliar.

En la aeronave puede ser utilizada una boca de admisión de aire que incorpore un conducto limitado por un miem-
bro superior de la aeronave que incorpore una válvula que pueda cerrar el conductor y la entrada del miembro superior.

La válvula está montada sobre el miembro superior y puede ser basculada de tal manera que se disponga al mismo nivel que la superficie del miembro superior.

El mecanismo de accionamiento de la válvula está situado en la misma válvula. Al menos una válvula de alimentación adicional puede también ser situada en la parte trasera de la entrada del fuselaje. Mediante la expresión miembro superior, pretende significarse el ala y/o el fuselaje.

Las funcionalidades de la aeronave pueden incrementarse debido a las funciones intercambiables que pueden ser instaladas en la parte delantera del fuselaje.

Las secciones pueden fabricarse con estructuras para soportar la carga de los respectivos elementos del equipamiento que pueden estar instalados dentro de aquéllas. Las secciones están limitadas por el tercer bastidor. La parte delantera del fuselaje está fabricada para poder unirse, por medio de su bastidor, con los bastidores de las secciones intercambiables.

Un deflector está fijado sobre el alerón amovible del ala.

La aeronave tiene nueve puntos de fijación de la carga útil, respectivamente, seis puntos por debajo de las alas, seis puntos por debajo de los soportes del ala y un punto por debajo del fuselaje.

Las características y ventajas de la invención se expondrán con mayor detalle en la descripción subsecuente, ofrecida a m modo de ejemplo no limitativo, con referencia a los dibujos adjuntos, en los cuales:

La Figura 1 es una vista general esquemática de la aeronave;

la Figura 2 muestra el emplazamiento de la unidad de energía auxiliar;

la Figura 3 es una vista general de la unidad de energía auxiliar;

la Figura 4 es un diagrama de la boca de admisión de aire;

la Figura 5 es un diagrama de la fijación de la carga útil;

la Figura 6 es un dibujo esquemático que muestra las secciones delanteras intercambiables;

la Figura 7 es una representación esquemática combinada de la aeronave de acuerdo con la invención, que comprende una vista desde arriba y una vista desde abajo;

la Figura 8 es una vista lateral de la aeronave de la Figura 7; y

la Figura 9 es una representación esquemática combinada de la aeronave de acuerdo con la invención, que comprende una vista frontal y una vista trasera.

La aeronave tiene una unidad de energía principal 1 y una unidad de energía auxiliar 2 situada en la parte trasera del fuselaje 3, en sentido transversal con respecto al eje geométrico longitudinal.

La unidad de energía auxiliar comprende una turbina a gas 4 que incluye una turbina 5 y una tobera de escape 6. Sobre el árbol 7 de la turbina 5 está montado un rotor 9 de un compresor centrífugo. El árbol 7 está conectado a un engranaje de reducción 8 para su transmisión al equipamiento auxiliar.

La turbina 5 y el rotor 9 constituyen el turbocompresor. El cuerpo del compresor forma un conducto radial circular 10 de entrada del flujo, y las carcasas exterior e interior del cuerpo, junto con el difusor radial, constituyen un receptor extensible de forma deslizable 11 a modo de colector de compresor centrífugo.

Sobre la carcasa exterior del cuerpo, las superficies están dispuestas para fijar los conductos de aspiración de aire, de los inyectores de combustible y de los conductos del sistema de aceite.

La boca de admisión de aire del motor de la aeronave tiene un conducto 12 limitado en la parte superior por el ala 13. En el conducto 12, sobre el ala 13, está instalada la válvula 15 articulada sobre el eje 14. La válvula es susceptible de basculación. Sobre el ala 13 están también dispuestas unas válvulas auxiliares 16 de alimentación del motor.

Se prevén diversas secciones intercambiables (piezas del morro) 17, 20, 21, de la parte delantera 18 del fuselaje con la cabina de tripulación 19, para que sean utilizadas en la aeronave.

La aeronave se fabrica de acuerdo con el diseño convencional de un monoplano con ala media en flecha positiva, una cabina de dos asientos con los asientos en tándem para los pilotos, y está provisto de turborreactores.

El puesto de pilotaje de la cabina proporciona visibilidad en el curso de todos los modos de vuelo y durante el rodaje sobre el suelo, así como protección para los pilotos respecto de agentes externos. El puesto de pilotaje de la cabina consta de un parabrisas sin refuerzo y con una portezuela común para ambos pilotos la cual se abre hacia la derecha y está montada sobre tres goznes.

El parabrisas de la cabina está constituida por vidrio de silicato de tres capas, con calefacción eléctrica para impedir la formación de hielo. El parabrisas protege a los pilotos contra el impacto de pájaros. El ala de la aeronave consiste en dos soportes desmontables que están unidos al fuselaje.

Fijados a la porción terminal de los soportes se encuentran unos brazos para la fijación de cargas especiales. Así mismo, cada soporte está provisto de tres estructuras rígidas desmontables para cargas especiales. La fijación de los depósitos de combustible se dispone sobre el pilar dispuesto a lo largo de la conjunción del ala con el fuselaje.

La aeronave tiene un flap de frenado 22 instalado en el fuselaje. El ala en flecha positiva está conformada con un carenado delantero 23 y tiene unos mecanismos, como por ejemplo unos alerones 24 y unas porciones inclinables de la parte delantera de las alas 25 con una discontinuidad escalonada 26 del perfil de ataque. La aeronave comprende un montaje de cola vertical con un solo plano 27 con un timón de dirección de giro 28, y un montaje de cola horizontal 29 con una discontinuidad escalonada 30 sobre el borde delantero. Los motores están situados en la parte media del fuselaje de manera que sus toberas están en frente del montaje de cola horizontal 29. El ala 13 está provista de unos planos verticales en extremo de ala 31.

El perfil del carenado 23 está conformado con una envergadura "Lo" no menor de 0,15 y no mayor de 0,18 veces la envergadura "La" del ala 13 desde la base del carenado 23, y con la cuerda "bo" no menor de 0,4 y no mayor de 0,5 veces la medición de la cuerda local "ba1" del trapecio de base del ala 13 sin la discontinuidad escalonada 26 y su borde delantero.

La discontinuidad escalonada 26 está conformada a una distancia "Ls" que oscila entre 0,55 y 0,65 veces la envergadura del ala 13 desde la base de la discontinuidad 23 y siendo la cuerda "bs" no menor de 0,75 veces la medida de la cuerda local "ba2" del trapecio de base del ala 13 sin la discontinuidad 26 y su borde delantero. La discontinuidad 30 del montaje de cola horizontal 29 está conformada en la distancia "Ls.or" que oscila entre 0,25 y 0,35 veces la envergadura del montaje de cola horizontal 29, y la medida de la cuerda no es menor de 0,2 veces la medida de la cuerda local "b" del montaje de cola horizontal 29, incluyendo la discontinuidad 30.

Los planos verticales en extremo de ala 31 constituyen no menos de un 0,03 por ciento del área de superficie del trapecio de base del ala. Los planos verticales en extremo del ala están fijos al ala en un ángulo no mayor de 20 grados con respecto al plano vertical, y las cuerdas de sus bases están giradas hacia fuera en un ángulo de 2 a 5 grados con respecto a las cuerdas de punta del ala y la rotación aerodinámica oscila también de 2 a 5 grados.

La admisión para cada motor comprende una boca de admisión de aire subsónico con un borde delantero curvado. Las bocas de admisión de aire están situadas sobre la superficie lateral del fuselaje por debajo del carenado en la conjunción del ala con el fuselaje, asegurando de esta forma el funcionamiento estable de los motores en todos los modos de vuelo, incluso en ángulos de incidencia grandes.

El funcionamiento de la aeronave es como sigue.

Antes del vuelo, se arranca el motor 4 de la unidad de energía auxiliar. Con la unidad de energía auxiliar en funcionamiento, se comprueban todos los sistemas de la aeronave, por medio de la energía prevista al efecto.

Durante la comprobación, o inmediatamente después, se arrancan los motores de la unidad de energía principal, para arrancar los motores de la unidad de energía principal, el aire comprimido viene del receptor a través del orificio de salida 22 hasta los arrancadores de la unidad de energía principal.

El uso de aire para arrancar los motores reduce el consumo de energía en el funcionamiento de la aeronave.

En caso necesario, la unidad de energía auxiliar puede así mismo ser arrancada en vuelo con el fin de proporcionar energía eléctrica y aire comprimido para lo sistemas de la aeronave en caso de daño.

La estructura de la boca de admisión de aire asegura el flujo descendente de la capa limítrofe desde la superficie del fuselaje.

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En la parte superior de la boca de admisión de aire están las válvulas de alimentación auxiliar 16. Al mismo tiempo, estas válvulas hacen posible evitar los cambios repentinos de la presión del aire. Con el fin de impedir la entrada de cuerpos extraños en el motor, las bocas de admisión de aire están provistas de portezuelas de seguridad.

Si los motores están funcionando en el suelo, durante el rodaje sobre el suelo, el despegue y el aterrizaje, las portezuelas cierran las bocas de admisión de aire y abren el acceso del aire a través de las ventanas dispuestas sobre el carenado.

El diseño aerodinámico, los parámetros de la unidad de energía y de los sistemas de la aeronave hacen posible llevar a cabo vuelos sustancialmente en todos los modos de vuelo apropiados del actual y futura aeronave militar.

Los carenados constituidos en frente del ala y la estructura de las bocas de admisión de aire proporcionan la posibilidad de llevar a cabo vuelos estables y controlados en ángulo de incidencia de hasta 40 grados.

La presencia de una fuerza de tracción elevada proporciona a la aeronave la posibilidad de soportar sobrecargas pesadas durante maniobras en vuelo, grandes prestaciones durante el despegue y una rápida ganancia de altura.

Los nueve puntos de fijación de la carga útil (seis puntos por debajo de las alas, dos puntos por debajo de los soportes de las alas y un punto por debajo del fuselaje) posibilitan que la aeronave soporte una carga de 3000 kilos (armamento, depósitos de combustibles suplementarios, receptáculos con sistemas de puntería de armas, equipamiento de reconocimiento, medios de defensa radioelectrónicos e infrarrojos).

Las bocas de admisión de aire protegidas por las portezuelas 15 durante el desplazamiento por el suelo, un tren de aterrizaje apropiado para pistas de aterrizaje de tierra y la rueda de morro con guardabarros, así como las grandes prestaciones en el despegue y aterrizaje hacen posible utilizar la aeronave incluso en campos de aterrizaje pequeños y no equipados.

El fuselaje con las seccione delanteras intercambiables (en el tercer bastidor) hacen posible montar a bordo una pequeña estación de radar o un sistema de reconocimiento por láser y óptico.

La unidad de energía auxiliar hace posible arrancar los motores principales de forma autónoma lejos del campo de aterrizaje de base. La aeronave está equipada con un sistema completo de control eléctrico a distancia. Este sistema tiene la función de controlar de forma automática y activa la seguridad del vuelo. El sistema hace también posible modificar, con fines de entrenamiento, las características y la maniobrabilidad del vuelo de la aeronave, de acuerdo con el tipo de vuelo que va a ser simulado.

El conjunto del equipamiento a bordo de la aeronave proporciona:

- la definición automática de los parámetros de navegación y pilotaje, necesarios para el control de la aeronave durante todas las fases del vuelo, tanto en el modo automático como en el manual, incluyendo los vuelos de baja altura y la prestación de evoluciones de acrobacia aérea a todas las horas del día y de la noche, en condiciones metereológicas fáciles y difíciles (por ejemplo, el aterrizaje con el mínimo metereológico de segunda categoría);

- la medición, cálculo y demostración a los pilotos de los parámetros de vuelo en el modo militar, y el manejo de las armas;

- la comprobación automática del estado del equipamiento de los sistemas de vuelo durante todas las fases del mantenimiento técnico, con detalle por lo que se refiere a las unidades intercambiables;

- el uso de modos de vuelo militares y su simulación.

La sencillez de construcción, la seguridad de la estructura de la aeronave, de la unidad de energía y de todos los sistemas de la aeronave, los grandes recursos y la completa autonomía de la aeronave, así como la alta tecnología de funcionamiento, el bajo coste del ciclo de vida y las elevadas prestaciones técnicas y de vuelo hacen posible llevar a cabo todas las operaciones más avanzadas así como el entrenamiento de los pilotos en un periodo corto de tiempo.

Claims (18)

1. Una aeronave, que comprende un fuselaje con cabina para la tripulación de vuelo situada en la parte delantera, un flap de frenado situado en la parte superior y unos bocas de admisión de aire laterales, un tren de aterrizaje, una unidad de energía que comprende dos motores de turborreacción, unas alas en flecha positiva (13) con carenado ojival en la conjunción del ala con el fuselaje, y provisto de un mecanismo para la inclinación de la parte delantera de las alas con una discontinuidad escalonada sobre el borde de ataque del ala, unos montajes de cola horizontal y vertical, en el que el carenado existente en la conjunción del ala con el fuselaje está conformado con una envergadura no menor de 0,15 y no mayor de 0,18 veces la envergadura del ala y con la cuerda no menor de 0,4 y no mayor de 0,5 veces la cuerda local del ala, la discontinuidad escalonada sobre el borde de ataque de la parte inclinable del ala está conformada a una distancia que oscila entre 0,55 y 0,65 veces la envergadura del ala desde la base del carenado, siendo la cuerda no menor de 0,075 veces la medida de la cuerda local del ala sin la discontinuidad, el montaje de cola vertical está conformado con un solo plano y el montaje de cola horizontal está provisto de una discontinuidad escalonada situada sobre el borde delantero a una distancia que oscila entre 0,25 y 0,35 veces la envergadura de la aleta compensadora articulada del montaje de cola horizontal, caracterizado porque está provisto de una unidad de energía auxiliar (2) situada en la parte trasera (3) del fuselaje, estando la unidad de energía auxilia colocada en sentido transversal con respecto al eje longitudinal del fuselaje.

2. Una aeronave de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizado porque los motores de la unidad de energía están situados en la parte media del fuselaje con la posibilidad de colocar sus toberas en frente del montaje de cola horizontal, y la cuerda de la discontinuidad escalonada del borde de ataque del montaje de cola horizontal no es menor de 0,2 veces la medida de la cuerda local, incluyendo la discontinuidad.

3. Una aeronave de acuerdo con las reivindicaciones 1 o 2, caracterizado porque el ala está provista de unos planos verticales en extremo de ala, cuya área es menor de 0,3 veces el área superficial del trapecio de base del ala, estando dichos planos verticales en extremo de ala fijados sobre el ala en un ángulo no mayor de 20 grados con respecto al plano vertical, estando las cuerdas de bases giradas hacia el lado exterior en un ángulo de 2 a 5 grados con respecto a las cuerdas de punta del ala y siendo la rotación aerodinámica también de 2 a 5 grados.

4. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque los gases de la unidad de energía auxiliar (2) se descargan a través de la parte lateral del fuselaje.

5. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizado porque el motor de la unidad de energía auxiliar (2) está colocado dentro de los bastidores de fuselaje.

6. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, caracterizado porque está provisto de un sistema para arrancar los motores de la unidad de energía principal por medio de aire comprimido, comprendiendo el sistema unos tubos para aspirar aire y unos tubos para alimentar los arrancadores de los motores con aire comprimido.

7. Una aeronave de acuerdo con la reivindicación 6, caracterizado porque dichos tubos para aspirar aire están incorporados en el sistema de aire acondicionado.

8. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7, caracterizado porque la unidad de energía auxiliar (2) comprende una turbina a gas (4) y un engranaje de reducción (8).

9. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, caracterizado porque el fuselaje está provisto de diferentes secciones delanteras.

10. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9, caracterizado porque está provisto de unas portezuelas rotatorias (15) montadas sobre unas correspondientes partes del ala y destinadas a cerrar las admisiones en dirección axial de las bocas de admisión de aire y las admisiones adicionales dispuestas en el ala y/o en el fuselaje.

11. Una aeronave de acuerdo con la reivindicación 10, caracterizado porque las portezuelas (15) pueden estar situadas al mismo nivel que la superficie superior del ala (13).

12. Una aeronave de acuerdo con las reivindicaciones 10 u 11, caracterizado porque el mecanismo de accionamiento de cada portezuela está dispuesto dentro de la portezuela misma.

13. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 12, caracterizado porque al menos una válvula de alimentación adicional (16) está montada sobre el fuselaje y/o detrás de cada admisión.

14. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 13, caracterizado porque las secciones delanteras intercambiables están fabricadas con bastidores para soportar las cargas del equipamiento correspondiente colocado en esas secciones.

15. Una aeronave de acuerdo con la reivindicación 14, caracterizado porque las secciones delanteras están limitadas por el tercer bastidor.

16. Una aeronave de acuerdo con las reivindicaciones 14 o 15, caracterizado porque la parte delantera del fuselaje está fabricada para poder unirse por medio de su tercer bastidor con los bastidores de las secciones delanteras intercambiables.

17. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 16, caracterizado porque un deflector fijo está montado sobre el alerón amovible del ala.

18. Una aeronave de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 17, caracterizado porque está provisto de nueve puntos de fijación de la carga útil, respectivamente, seis puntos por debajo de las alas, dos puntos por debajo de los soportes de las alas, y un punto por debajo del fuselaje.