RU2115593C1

RU2115593C1 - Maneuverable aeroplane and method of its takeoff

Info

Publication number: RU2115593C1
Application number: RU97118619/28A
Authority: RU
Inventors: Фатидин Абдурахманович Мухамедов
Original assignee: Фатидин Абдурахманович Мухамедов
Priority date: 1997-11-11
Filing date: 1997-11-11
Publication date: 1998-07-20

Abstract

FIELD: manufacture of MANEUVERABLE aeroplanes. SUBSTANCE: wing of aeroplane consists of center section made in form of load-bearing disk and swivel outer panels provided with separate drives. Axes of hinges of swivel outer panels coincide with transversal axis of aeroplane running through aerodynamic centers of outer panels of wing and aeroplane. Swivel outer panels have deflectable leading- edges with drives over entire span. Aeroplane is provided with aft segments formed by load-bearing disk and fuselage which are turnable. Aerodynamic seals made in form of stack of plates are located between disk of center section and swivel outer panels of wing. Deflectable leading-edges are connected with outputs of their drives whose inputs are connected with inputs of angle-of-attack sensors and outer panel turn angle sensors. Method of takeoff consists in deflecting both swivel outer panels through positive angle of attack at simultaneously deflecting the stabilizer through angle corresponding to angle of break-away of nose undercarriage leg. EFFECT: increased lifting force under transient conditions; enhanced efficiency of control at large angles of attack. 6 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании маневренных самолетов - истребителей, учебно-тренировочных самолетов, самолетов, к которым предъявляются определенные требования по маневренным характеристикам. The invention relates to aircraft and can be used to create maneuverable aircraft - fighters, trainers, aircraft, which have certain requirements for maneuverability.

Из существующего уровня техники известен самолет американской фирмы McDonnell Douglas, созданный по программе AFTI (Advanced Fighter Technolodgy Integration), содержащий крыло, состоящее из центроплана и консолей, соединенных с центропланом по его бокам. Консоли выполнены цельноповоротными с возможностью однонаправленного и дифференцированного отклонения. Поворотные консоли имеют предкрылки, отклоняемые на больших углах атаки. Фюзеляж самолета смещен вдоль продольной оси относительно центроплана и плавно сопряжен с ним. Самолет имеет хвостовое горизонтальное и вертикальное оперение и трехопорное шасси с носовой опорой (см. Итоги науки и техники. Авиастроение, Том 2, Струков Ю.П. Современные самолеты США и стран западной Европы, Часть II, ВИНИТИ, 1976, с. 169-171, рис. 234, 235). The aircraft of the American company McDonnell Douglas, created according to the AFTI (Advanced Fighter Technolodgy Integration) program, containing a wing consisting of a center wing and consoles connected to a center wing on its sides, is known from the existing level of technology. The consoles are made all-turning with the possibility of unidirectional and differentiated deviation. Swivel consoles have slats deflected at large angles of attack. The aircraft fuselage is offset along the longitudinal axis relative to the center section and smoothly mated with it. The aircraft has a tail of horizontal and vertical tail and a three-leg landing gear with nose support (see. Results of science and technology. Aircraft, Volume 2, Strukov Yu.P. Modern aircraft of the USA and Western Europe, Part II, VINITI, 1976, p. 169- 171, Fig. 234, 235).

Для предлагаемого способа, способ взлета вышеуказанного самолета McDonnell Douglas выбран в качестве ближайшего аналога, т.е. в качестве прототипа. Способ этот заключается в том, что отклоняют управляющие поверхности, выполняющие функции закрылков, на штатные углы режима взлета, выводят силовую установку на взлетный режим, разгоняют самолет до скорости отрыва передней стойки, и отклоняют органы управления, выполняющие роль стабилизатора на угол, соответствующий углу отрыва передней стойки шасси, и производят взлет. For the proposed method, the take-off method of the above McDonnell Douglas aircraft is selected as the closest analogue, i.e. as a prototype. This method consists in the fact that the control surfaces that perform the flaps functions are deflected to the standard corners of the take-off mode, the power plant is set to take-off mode, the aircraft is accelerated to the front pillar separation speed, and the controls that act as the stabilizer by an angle corresponding to the separation angle are rejected front landing gear, and take off.

Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является маневренный самолет, содержащий крыло, состоящее из центроплана, выполненного в плане в виде несущего диска с передней и задней кромками по его образующей, и консолей, соединенных с несущим диском центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска по его образующей. Фюзеляж самолета смещен вдоль продольной оси вперед относительно несущего диска, плавно сопряжен с ним и сходит на нет за пределами центра несущего диска, не достигая его задней кромки. Самолет имеет хвостовое горизонтальное и вертикальное оперение и трехопорное шасси (см. Патент РФ, N 2052367, кл. В 64 С 39/00, 1992). The closest technical solution chosen for the prototype is a maneuverable aircraft containing a wing, consisting of a center section made in plan in the form of a carrier disk with leading and trailing edges along its generatrix, and consoles connected to the carrier disk of the center section on its sides with maintaining the shape the front and rear edges of the carrier disk along its generatrix. The aircraft fuselage is displaced along the longitudinal axis forward relative to the carrier disk, smoothly mated with it and disappears outside the center of the carrier disk, not reaching its trailing edge. The aircraft has a tail of horizontal and vertical plumage and a tricycle landing gear (see RF Patent, N 2052367, class B 64 C 39/00, 1992).

Достижению требуемого технического результата в аналоге для заявленного устройства препятствует то обстоятельство, что в нем поворотные консоли соединены не непосредственно с несущим центропланом, а через мотогондолы силовой установки, а сам несущий центроплан таковым на самом деле не является, а представляет собой часть несущего фюзеляжа, что более точно в данном самолете. Кроме того, несущий фюзеляж-центроплан в плане не имеет форму несущего диска, что с точки зрения аэродинамики, а точнее величины создаваемой на нем подъемной силы, менее эффективно. The achievement of the required technical result in the analogue for the claimed device is hindered by the fact that in it the rotary consoles are not connected directly to the carrier center wing, but through the engine nacelles, and the carrier center wing itself is not, in fact, but a part of the carrier fuselage, which more precisely in this plane. In addition, the bearing fuselage-center wing in the plan does not have the shape of a bearing disk, which is less effective from the point of view of aerodynamics, or rather the magnitude of the lifting force created on it.

Относительно объекта изобретения "Способ", достижению требуемого технического результата препятствует невозможность с достаточной степенью эффективности использовать имеющиеся у самолета управляющие поверхности из-за общей принципиальной его аэродинамической компоновки. Regarding the object of the invention "Method", the achievement of the required technical result is hindered by the inability to use the control surfaces of the aircraft with a sufficient degree of efficiency due to its general aerodynamic configuration.

В прототипе объекта изобретения "Маневренный самолет" достижению требуемого технического результата препятствует то, что консоли крыла установлены на несущем диске центроплана без возможности отклонения как однонаправленного, так и дифференциального. Это не позволяет с высокой степенью эффективности управлять подъемной силой самолета и обеспечивать тем самым возможность перемещения его в вертикальной плоскости без изменения его пространственной ориентации. Отсутствие отклоняемых носков (предкрылков) затрудняет управление самолетом на больших углах атаки. Невысокие характеристики маневренности обусловлены отсутствием управляющих аэродинамических поверхностей на задней кромке несущего диска центроплана, а также, например, отсутствием аэродинамической и конструктивной взаимосвязи между фокусами консолей и фокусом всего самолета в целом. In the prototype of the object of the invention "Maneuverable aircraft" the achievement of the required technical result is prevented by the fact that the wing consoles are installed on the center disk of the center wing without the possibility of deviation of both unidirectional and differential. This does not allow with a high degree of efficiency to control the lifting force of the aircraft and thereby provide the ability to move it in a vertical plane without changing its spatial orientation. The absence of deflectable socks (slats) makes it difficult to control the aircraft at large angles of attack. The low maneuverability characteristics are due to the lack of control aerodynamic surfaces on the rear edge of the center-wing carrier disk, as well as, for example, the lack of aerodynamic and structural relationship between the foci of the consoles and the focus of the entire aircraft as a whole.

Задачей изобретения является создание маневренного самолета, обладающего высокими аэродинамическими характеристиками на всех режимах полета и обеспечивающего за счет своей аэродинамической компоновки перемещение в вертикальной плоскости без изменения пространственной ориентации. The objective of the invention is the creation of a maneuverable aircraft with high aerodynamic characteristics in all flight modes and due to its aerodynamic layout to move in a vertical plane without changing spatial orientation.

К техническим результатам, получаемым от использования данного изобретения, можно отнести увеличение подъемной силы на переходных режимах и повышение маневренности самолета, а также повышение эффективности управления им на больших углах атаки. The technical results obtained from the use of this invention include an increase in the lifting force in transient conditions and an increase in the maneuverability of the aircraft, as well as an increase in the efficiency of controlling it at large angles of attack.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что в маневренном самолете, содержащем крыло, состоящее из центроплана, выполненного в виде несущего диска в плане с передней и задней кромками по его образующей, и консолей, соединенных с несущим диском центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска по его образующей, фюзеляж, смещенный вдоль продольной оси самолета вперед относительно несущего диска, плавно сопряженный с ним и сходящий на нет за пределами центра несущего диска, не достигая его задней кромки, силовую установку, хвостовое горизонтальное и вертикальное оперение и трехопорное шасси, согласно изобретению каждая из консолей крыла выполнена поворотной, снабжена каждая своим приводом и установлена на несущем диске центроплана шарнирно так, что оси шарниров поворотных консолей крыла совпадают с поперечной осью самолета, проходящей через аэродинамический фокус каждой поворотной консоли и фокус самолета, поворотные консоли по всему своему размаху снабжены отклоняемыми носками, снабженными каждый своим суммирующим приводом, кормовые сегменты несущего диска центроплана, размещенные по обе стороны фюзеляжа, выполнены поворотными относительно поперечной оси фюзеляжа, расположенной за осью поворота консолей крыла по продольной оси самолета, и снабжены каждый своим приводом с возможностью дифференциального отклонения поворотных сегментов и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков, при этом самолет снабжен аэродинамическими уплотнениями, каждое из которых размещено между диском центроплана и поворотной консолью крыла, центральные оси которых совмещены с осями поворота консолей, и самолет дополнительно снабжен датчиками угла атаки самолета и угла поворота консолей крыла, причем каждый отклоняемый носок каждой поворотной консоли крыла соединен с выходом своего суммирующего привода, входы которых, в свою очередь, соединены с выходами датчиков угла атаки самолета и угла поворота консолей крыла. The problem is solved, and the technical result is achieved in that in a maneuverable aircraft containing a wing, consisting of a center section made in the form of a carrier disk in plan with front and rear edges along its generatrix, and consoles connected to the carrier disk of the center section on its sides with maintaining the shape of the leading and trailing edges of the carrier disk along its generatrix, the fuselage, shifted forward along the longitudinal axis of the aircraft relative to the carrier disk, smoothly mating with it and disappearing outside the center of the carrier disk, not reaching its trailing edge, power unit, tail horizontal and vertical tail and three-leg landing gear, according to the invention, each of the wing consoles is made rotatable, each equipped with its own drive and mounted on the center wing of the center wing pivotally so that the axis of the hinges of the rotary wing consoles coincide with the transverse axis the plane passing through the aerodynamic focus of each rotary console and the focus of the aircraft, the rotary consoles are equipped with deflectable socks, each equipped with its own by a summing drive, the aft segments of the center-wing carrier disk, placed on both sides of the fuselage, are rotatable relative to the transverse axis of the fuselage located behind the axis of rotation of the wing consoles along the longitudinal axis of the aircraft, and each is equipped with its own drive with the possibility of differential deflection of the rotary segments and performing them as ailerons and flaps, while the aircraft is equipped with aerodynamic seals, each of which is placed between the center section disk and the wing rotary console, whose central axes are aligned with the axes of rotation of the consoles, and the aircraft is additionally equipped with sensors for the angle of attack of the aircraft and the angle of rotation of the wing consoles, each deflected nose of each rotary wing console is connected to the output of its summing drive, the inputs of which, in turn, are connected to the outputs of the angle sensors attack aircraft and the angle of rotation of the wing consoles.

Каждая из поворотных консолей крыла может быть выполнена составляющей 15-20% площади несущего диска. Each of the rotary wing consoles can be made up of 15-20% of the area of the carrier disk.

Оси подвески отклоняемых носков каждой поворотной консоли могут быть размещены в пределах от 10-15% текущей хорды крыла. Suspension axles of deflectable socks of each rotary console can be placed in the range from 10-15% of the current wing chord.

Каждое аэродинамическое уплотнение может быть выполнено подвижным в виде набора пластин, размещенных в вертикальной плоскости веером, носовые и хвостовые части которых соединены между собой с возможностью образования вертикальных перегородок при отклонении поворотных консолей крыла. Each aerodynamic seal can be made movable in the form of a set of plates placed in a vertical plane by a fan, the nose and tail parts of which are interconnected with the possibility of forming vertical partitions when the rotary wing consoles are deflected.

В способе взлета маневренного самолета, заключающемся в отклонении управляющих поверхностей, выполняющих функции закрылков, на штатные углы режима взлета, выводе силовой установки на взлетный режим, разгоне самолета до скорости отрыва передней стойки шасси и отклонении стабилизатора на угол, соответствующий углу отрыва передней стойки шасси, согласно изобретению одновременно с отклонением стабилизатора на угол, соответствующий углу отрыва передней стойки шасси, отклоняют обе поворотные консоли на положительный угол атаки. In the method of takeoff of a maneuverable aircraft, which consists in deviating control surfaces that perform flap functions to the standard angles of the takeoff mode, bringing the power plant to takeoff mode, accelerating the aircraft to the speed of separation of the front landing gear and deflecting the stabilizer by an angle corresponding to the angle of separation of the front landing gear, according to the invention, simultaneously with the deviation of the stabilizer by an angle corresponding to the separation angle of the front landing gear, both swivel arms are rejected by a positive angle of attack.

При этом поворотные консоли отклоняются на угол 35-40^o.When this swivel console deviate at an angle of 35-40 ^o .

На фиг. 1 изображен маневренный самолет, вид сбоку; на фиг.2 - то же, вид в плане; на фиг. 3 - то же, вид спереди; на фиг. 4 - сечение А-А на фиг. 2; на фиг. 5 - сечение В-В на фиг.2; на фиг. 6 представлен расчетный график профиля полета маневренного самолета при вертикальном маневре с постоянным углом тангажа. In FIG. 1 shows a maneuverable aircraft, side view; figure 2 is the same, a view in plan; in FIG. 3 - the same front view; in FIG. 4 - section AA in FIG. 2; in FIG. 5 is a cross-section BB in FIG. 2; in FIG. Figure 6 shows the calculated flight profile of a maneuverable aircraft during vertical maneuver with a constant pitch angle.

Маневренный самолет содержит крыло 1, состоящее из центроплана 2, выполненного в плане в виде несущего диска с передней 3 и задней 4 кромками по его образующей. Консоли 5 соединены с несущим диском центроплана 2 по его бокам с сохранением формы передней 3 и задней 4 кромок несущего диска по его образующей. Фюзеляж 6 смещен вдоль продольной оси самолета вперед относительно несущего диска центроплана 2, плавно сопряжен с ним и сходит на нет за пределами центра несущего диска центроплана 2, не достигая его задней кромки. Самолет имеет силовую установку 7, хвостовое горизонтальное оперение в виде стабилизатора 8, вертикальное оперение 9 и трехопорное шасси 10. A maneuverable aircraft contains a wing 1, consisting of a center wing 2, made in plan in the form of a carrier disk with front 3 and rear 4 edges along its generatrix. The consoles 5 are connected to the carrier disk of the center section 2 on its sides while maintaining the shape of the front 3 and rear 4 edges of the carrier disk along its generatrix. The fuselage 6 is shifted forward along the longitudinal axis of the aircraft relative to the center wing 2 carrier disk, is smoothly mated with it and disappears outside the center of the center wing 2 carrier disk, not reaching its trailing edge. The aircraft has a power plant 7, a tail unit in the form of a stabilizer 8, a tail unit 9 and a tricycle landing gear 10.

Каждая из консолей 5 крыла 1 выполнена поворотной, составляющей 15-20% площади несущего диска центроплана 2 и снабжена каждая своим приводом 11. Поворотные консоли 5 крыла 1 установлены на несущем диске центроплана 2 шарнирно так, что оси их шарниров совпадают с поперечной осью самолета 12, проходящей через аэродинамический фокус ХF каждой поворотной консоли 5 и фокус ХТ самолета. Поворотные консоли 5 по всему своему размаху снабжены отклоняемыми носками 13, снабженными каждый своим суммирующим приводом 14. Оси подвески отклоняемых носков 13 каждой поворотной консоли 5 размещены в пределах от 10-15% текущей хорды крыла 1. Кормовые сегменты 15 несущего диска центроплана 2, размещенные по обе стороны фюзеляжа 6, выполнены поворотными относительно поперечной оси 16 фюзеляжа, расположенной за осью поворота консолей крыла 1 по продольной оси самолета. Кормовые сегменты 15 снабжены каждый своим приводом 17 с возможностью дифференциального отклонения поворотных сегментов 15 и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков. Each of the consoles 5 of the wing 1 is made rotary, comprising 15-20% of the area of the main disk of the center section 2 and is each equipped with its own drive 11. The rotary consoles 5 of the wing 1 are mounted on the main disk of the center section 2 pivotally so that the axes of their hinges coincide with the transverse axis of the aircraft 12 passing through the aerodynamic focus XF of each rotary console 5 and the focus of the aircraft XT. The pivoting consoles 5 are provided throughout their entire scope with deflectable socks 13, each equipped with its own summing drive 14. The suspension axles of the deflectable socks 13 of each pivoting console 5 are placed in the range of 10-15% of the current chord of the wing 1. Aft segments 15 of the main wing of the center section 2, placed on both sides of the fuselage 6, are made rotatable relative to the transverse axis 16 of the fuselage located behind the axis of rotation of the wing consoles 1 along the longitudinal axis of the aircraft. The feed segments 15 are each equipped with their own drive 17 with the possibility of differential deflection of the rotary segments 15 and the implementation of the functions of both ailerons and flaps.

Самолет снабжен аэродинамическими уплотнениями 18, каждое из которых размещено между диском центроплана 2 и поворотной консолью 5 крыла 1. Центральные оси 19 уплотнений 18 совмещены с осями поворота консолей 5. Самолет снабжен датчиками угла атаки 20 самолета и угла поворота 21 консолей 5 крыла 1. Каждый отклоняемый носок 13 каждой поворотной консоли 5 крыла 1 соединен с выходом своего суммирующего привода 14, входы которых, в свою очередь, соединены с выходами датчиков угла атаки 20 самолета и датчиков угла поворота 21 консолей 5 крыла 1. The aircraft is equipped with aerodynamic seals 18, each of which is placed between the center-wing disk 2 and the rotary console 5 of the wing 1. The central axes 19 of the seals 18 are aligned with the rotation axes of the consoles 5. The aircraft is equipped with sensors for the angle of attack 20 of the aircraft and the angle of rotation of 21 consoles 5 of the wing 1. Each the deflectable sock 13 of each rotary console 5 of the wing 1 is connected to the output of its summing drive 14, the inputs of which, in turn, are connected to the outputs of the angle sensors 20 of the aircraft and the angle sensors 21 of the console 5 of the wing 1.

Каждое аэродинамическое уплотнение 18 выполнено подвижным в виде набора пластин 22, размещенных в вертикальной плоскости веером, носовые 23 и хвостовые 24 части которых соединены между собой с возможностью образования вертикальных перегородок 25 при отклонении поворотных консолей 5 крыла 1. Each aerodynamic seal 18 is movable in the form of a set of plates 22, arranged in a vertical plane with a fan, the nose 23 and tail 24 of which are interconnected with the possibility of forming vertical partitions 25 when the swivel arms 5 of the wing 1 are deflected.

Маневренный самолет функционирует следующим образом, а заявленный способ иллюстрируется следующим примером. A maneuverable aircraft operates as follows, and the claimed method is illustrated by the following example.

Перед взлетом с использованием приводов 17 кормовые сегменты 15 устанавливаются на угол δ = 15 - 20^o. После вывода силовой установки 7 на взлетный режим производится разбег самолета и разгон его до скорости отрыва передней стойки шасси 10. По достижении скорости отрыва передней стойки шасси 10 производят отклонение стабилизатора 8 на угол, соответствующий углу отрыва передней стойки шасси 10, и одновременно с этим, посредством приводом 11, отклоняют поворотные консоли 5 на угол φ = 35 - 40^o. При этом самолет выходит на угол атаки, соответствующий углу атаки отрыва, что приводит к формированию на крыле 1 необходимой для взлета подъемной силы. Самолет взлетает.Before take-off using drives 17, the aft segments 15 are set at an angle δ = 15 - 20 ^o . After the power plant 7 is launched for takeoff, the aircraft takes off and accelerates to the speed of separation of the front landing gear 10. Upon reaching the separation of the front landing gear 10, the stabilizer 8 is deflected by an angle corresponding to the separation angle of the front landing gear 10, and at the same time, by means of a drive 11, the swivel arms 5 are deflected by an angle φ = 35 - 40 ^o . In this case, the aircraft reaches the angle of attack corresponding to the angle of separation, which leads to the formation of the wing 1 necessary for takeoff lift. The plane takes off.

При достаточной подготовленности пилота к переносимости перегрузок характер взлета может носить вид вертикального отрыва без изменения угла атаки всего самолета ("подскок"), когда момент m_z не меняется даже при приращении С_y.If the pilot is sufficiently prepared for overload tolerance, the take-off character can be in the form of a vertical separation without changing the angle of attack of the entire aircraft (“jump”), when the moment m _z does not change even with increment C _y .

Разбег самолета при неотклоненных консолях 5, основных его аэродинамических поверхностей, уменьшает лобовое сопротивление самолета, что, безусловно, позволяет сократить длину разбега. The take-off run of the aircraft with the tilt consoles 5, its main aerodynamic surfaces, reduces the drag of the aircraft, which, of course, allows to reduce the take-off run.

В полете, при увеличении угла атаки и отклонении консолей 5 крыла 1, датчики 20 и 21 выдают управляющие сигналы на суммирующий привод 14, который производит отклонение носков 13 на угол, обеспечивающий безотрывное обтекание консолей 5 и крыла 1 в целом. При достижении предельного угла установки носков 13, равного примерно δ = 25 - 30^o, происходит отключение суммирующего привода 14.In flight, with an increase in the angle of attack and the deviation of the consoles 5 of the wing 1, the sensors 20 and 21 give control signals to the summing actuator 14, which produces the deflection of the socks 13 by an angle that provides continuous flow around the consoles 5 and the wing 1 as a whole. When reaching the maximum angle of installation of the socks 13, equal to approximately δ = 25 - 30 ^o , the summing drive 14 is switched off.

Результаты испытаний модели заявленного самолета в аэродинамической трубе показали, что при отклонении консолей 5 на угол φ = 30^o происходит приращение С_y = 0,4 при С_x = 0,03 - 0,05.The test results of the model of the claimed aircraft in the wind tunnel showed that when the consoles 5 are deflected by an angle φ = 30 ^° , an increment of С _y = 0.4 occurs at С _x = 0.03 - 0.05.

В горизонтальном полете, при отклонении консолей 5 на заданный угол, происходит приращение подъемной силы пропорционально углу отклонения консолей 5, при этом приращение подъемной силы происходит вблизи или же непосредственно в фокусе ХТ самолета, что позволяет совершать быстрые маневры без изменения угла атаки самолета, т.е. осуществлять непосредственное управление подъемной силой (см.фиг.6). In horizontal flight, when the consoles 5 are deflected by a given angle, the lift increases in proportion to the angle of the deviations of the consoles 5, while the increase in lift occurs near or directly in the focus of the aircraft’s XT, which allows quick maneuvers without changing the angle of attack of the aircraft, t. e. directly control the lifting force (see figure 6).

При выходе самолета на большие углы атаки по команде датчика угла атаки 20 приводы 14 отклоняют поворотные носки 13 консолей 5 крыла 1, что позволяет затянуть срыв потока на возможно большие углы атаки. When the aircraft reaches large angles of attack at the command of the angle of attack sensor 20, the drives 14 reject the rotary socks 13 of the consoles 5 of the wing 1, which allows you to tighten the stall flow to the largest possible angles of attack.

Осуществляя дифференциальное отклонение консолей 5 в полете с помощью приводов 11, можно обеспечить возможность управления самолетом по крену в широком диапазоне углов атаки, что также улучшает его маневренные характеристики. By differential deviation of the consoles 5 in flight using the actuators 11, it is possible to provide the ability to control the aircraft roll over a wide range of angles of attack, which also improves its maneuverability.

Для предотвращения перетекания потока при отклонении консолей 5 происходит "выдвижение" в вертикальной плоскости аэродинамических уплотнений 18 в виде набора пластин 22, размещенных в вертикальной плоскости веером, образуя вертикальную перегородку 25. Центральные оси 19 аэродинамических уплотнений 18 совмещены с осями поворота консолей 5. To prevent the flow from flowing when the consoles 5 are deflected, the aerodynamic seals 18 “extend” in the vertical plane in the form of a set of plates 22 placed in a vertical plane by a fan, forming a vertical partition 25. The central axes 19 of the aerodynamic seals 18 are aligned with the rotation axes of the consoles 5.

При пробеге самолета после приземления производят отклонение поворотных консолей 5 на отрицательные углы атаки, обеспечивая эффективное торможение самолета как за счет аэродинамического прижатия его к поверхности посадочной полосы, так и за счет увеличения лобового сопротивления, что позволяет сократить длину пробега. When the aircraft runs after landing, the swivel arms 5 are deflected by negative angles of attack, providing effective braking of the aircraft both by aerodynamically pressing it to the surface of the landing strip and by increasing drag, which reduces the path length.

Таким образом, заявленный самолет обладает высокими взлетно-посадочными характеристиками и высокими характеристиками маневренности. Ы, Thus, the claimed aircraft has high takeoff and landing characteristics and high maneuverability. S,

Claims

1. A maneuverable aircraft containing a wing, consisting of a center wing, made in plan in the form of a carrier disk with leading and trailing edges along its generatrix, and consoles connected to the carrier disk of the center wing on its sides, retaining the shape of the front and rear edges of the carrier disk along forming, the fuselage, displaced along the longitudinal axis of the aircraft forward relative to the carrier disk, smoothly mated with it and disappearing outside the center of the carrier disk, not reaching its trailing edge, power plant, horizontal tail and vertical tail and tricycle landing gear, characterized in that each of the wing consoles is rotatable, each equipped with its own drive and mounted on the center wing of the center wing pivotally so that the axis of the hinges of the rotary wing consoles coincide with the transverse axis of the aircraft passing through the aerodynamic focus of each rotary console and aircraft focus, swivel consoles all over their span are equipped with deflectable socks, each equipped with its own summing drive, aft segments of the center disk of the center wing, located on both sides of the fuselage, made rotatable relative to the transverse axis of the fuselage, located behind the axis of rotation of the wing consoles along the longitudinal axis of the aircraft, and each equipped with its own drive with the possibility of differential deflection of the rotary segments and the implementation of the functions of both ailerons and flaps, while the aircraft is equipped with aerodynamic seals, each of which is placed between the center-wing disk and the rotary wing console, the central axes of which are combined with the rotation axes of the consoles, and the aircraft It is equipped with sensors for the angle of attack of the aircraft and the angle of rotation of the wing consoles, each deflected nose of each rotary wing console is connected to the output of its summing drive, the inputs of which, in turn, are connected to the outputs of the sensors of the angle of attack of the aircraft and the angle of rotation of the wing consoles.

2. The aircraft according to claim 1, characterized in that each of the rotary wing consoles is made up of a component of 15 - 20% of the area of the center disk of the center wing.

3. The aircraft according to claim 1, characterized in that the suspension axles of the deflectable socks of each rotary console are located within 10 - 15% of the current wing chord.

4. The aircraft according to claim 1, characterized in that each aerodynamic seal is movable in the form of a set of plates placed in a vertical plane with a fan, the nose and tail parts of which are interconnected with the possibility of forming vertical partitions when the rotary wing consoles are deflected.

5. The method of take-off of a maneuverable aircraft, which consists in deviating control surfaces that perform flap functions to the standard angles of the take-off mode, bringing the power plant to take-off mode, accelerating the aircraft to the speed of separation of the front landing gear and the deviation of the stabilizer by an angle corresponding to the angle of separation of the front landing gear characterized in that simultaneously with the deviation of the stabilizer by an angle corresponding to the separation angle of the front landing gear, both rotary arms are rejected by a positive angle of attack.

6. The method according to claim 5, characterized in that the rotary consoles are deflected by an angle of 35-40 ^o .