RU2019107051A - Разгонный самолет-носитель (варианты) - Google Patents

Claims (2)

1. Пилотируемый либо беспилотный самолет-носитель с горизонтальным взлетом, горизонтальной посадкой, включающий центральный модуль фюзеляжа обтекаемой интегральной формы, комбинированную силовую установку из реактивных двигателей, интегрированную систему управления с элементами реактивной системы управления, несущие консоли трансформируемых составных крыльев с элементами механизации, состоящих из основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполняют 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 при высокоскоростном режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, кроме этого, самолет-носитель включает системы активной и пассивной тепловой защиты наружных элементов конструкций, отличающийся тем, что силовая установка состоит из двух либо более турбореактивных двигателей ТРДД, либо ТРДФ для обеспечения полета самолета-носителя в плотных слоях атмосферы и маршевых разгонных реактивных ракетных двигателей на жидком топливе (ЖРД), либо твердом топливе (ТРД) для обеспечения траектории полета самолета-носителя до верхних слоев атмосферы, при этом сопла маршевых разгонных ракетных реактивных двигателей расположены в хвостовой части центрального модуля фезеляжа самолета-носителя, при этом при работе маршевых разгонных реактивных ракетных двигателей входные отверстия воздухозаборников для двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями, при этом в режиме горизонтального взлета и горизонтальной посадки дополнительные профильные элементы трансформируемых несущих консолей крыла выдвигаются в положение, увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом выдвигаемые надкрылки выдвигаются над основным профилем крыла вперед и вверх, при этом в выдвинутом положении расстояние

Нn 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

Нn между основным профилем крыла и подкрылком, либо между выдвинутыми подкрылками составляет не менее 0,5Ci, при этом при выдвинутом положении надкрылков величина нахлеста

Ln между носком основного крыла и хвостовой частью надкрылка составляет не менее Ci, при этом при выдвинутом положении подкрылков величина нахлеста

Ln между носком подкрылка и хвостовой частью основного крыла, составляет не менее Ci, при этом величина нахлеста

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 горизонтальной оси.

2. Пилотируемый либо беспилотный самолет-носитель с горизонтальным взлетом, горизонтальной посадкой, включающий центральный модуль фюзеляжа обтекаемой интегральной формы, комбинированную силовую установку из реактивных двигателей, интегрированную систему управления с элементами реактивной системы управления, несущие консоли трансформируемых составных крыльев с элементами механизации, состоящих из основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполняют 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 при высокоскоростном режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, кроме этого, самолет-носитель включает системы активной и пассивной тепловой защиты наружных элементов конструкций, отличающийся тем, что силовая установка состоит из двух либо более турбореактивных двигателей ТРДД либо ТРДФ для обеспечения полета самолета-носителя в плотных слоях атмосферы и маршевых разгонных реактивных ракетных двигателей на жидком топливе (ЖРД) либо твердом топливе (ТРД) для обеспечения траектории полета самолета-носителя до верхних слоев атмосферы, при этом сопла маршевых разгонных ракетных реактивных двигателей расположены в хвостовой части центрального модуля фезеляжа самолета-носителя, при этом при работе маршевых разгонных реактивных ракетных двигателей входные отверстия воздухозаборников для двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями, при этом в режиме горизонтального взлета и горизонтальной посадки дополнительные профильные элементы трансформируемых несущих консолей крыла выдвигаются в положение увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом выдвигаемые надкрылки выдвигаются над основным профилем крыла вперед и вверх, при этом в выдвинутом положении расстояние

Нn 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

Нn между основным профилем крыла и подкрылком, либо между выдвинутыми подкрылками составляет не менее 0,5 Ci, при этом при выдвинутом положении надкрылков величина нахлеста

Ln между носком основного крыла и хвостовой частью надкрылка составляет не менее Ci, при этом при выдвинутом положении подкрылков величина нахлеста

Ln между носком подкрылка и хвостовой частью основного крыла, составляет не менее Ci, при этом величина нахлеста

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 горизонтальной оси, при этом ракета-носитель второй ступени с сигарообразным либо коническим корпусом размещается частично либо полностью внутри корпуса-фюзеляжа самолета-носителя, при этом для десантирования ракеты-носителя второй ступени предусмотрен люк-клапан с лепестковыми плоскостями, которые при частичном размещении ракеты-носителя второй ступени внутри корпуса самолета-носителя лепестковые плоскости люка-клапана обеспечивают герметичное примыкание корпуса самолета-носителя с корпусом ракеты-носителя второй ступени, при этом после десантирования ракеты-носителя второй ступени из полости самолета-носителя, лепестковые плоскости люка-клапана складываются в обтекаемую поверхность носовой либо хвостовой части самолета-носителя.