Claims (42)
1. Многоцелевой высокоманевренный сверхзвуковой самолет интегральной аэродинамической компоновки, содержащий единый несущий корпус, включающий деформированное в срединной поверхности консолей крыло с развитыми корневыми наплывами перед консолями, в одном из которых расположена скорострельная пушка, и отклоняемыми носками и флаперонами, плавно переходящее по размаху в фюзеляж, который содержит в головной части: носовой обтекатель радиолокатора, обтекатель оптико-локационной станции, выдвижную штангу для дозаправки топлива в полете, две тандемно расположенных кабины экипажа с общим фонарем и органами управления самолетом, его системами и оборудованием, в средней части: гаргрот с тормозным щитком и воздухозаборники силовой установки, расположенные соответственно над и под центропланом, в хвостовой части: центральную балку, соединяющую гондолы двух турбореактивных двигателей, хвостовые балки по бокам, несущие надфюзеляжные кили с рулями направления, цельноповоротные половины стабилизатора, между которыми расположены сопла двигателей; и подфюзеляжные кили; а также трехопорное убирающееся шасси с тормозами; хвостовой кок фюзеляжа под тормозной парашют; держатели, пусковые устройства и блоки для подвески под несущим корпусом грузов, ракет, снарядов и бомб; бортовое оборудование, включающее: бортовую радиолокационную станцию с вычислителем управления, запросчик и ответчик систем государственного опознавания, аппаратуру отображения информации, бортовую вычислительную систему, пилотажно-навигационное оборудование, систему управления оружием, оптико-локационную станцию, нашлемную систему целеуказания, комплект средств радиоэлектронного противодействия, радиосвязное оборудование, средства регистрации и контроля; и самолетные системы: систему управления самолетом, гидравлическую систему, пневматическую систему, систему электроснабжения, светотехническое оборудование, систему кондиционирования, систему жидкостного охлаждения оборудования, систему жизнеобеспечения, систему аварийного покидания самолета, отличающийся тем, что в нем вертикальное смещение задней кабины относительно передней осуществлено для обеспечения равенства углов обзора в кабинах за счет поднятия вверх пола задней кабины относительно пола передней кабины; силовая установка снабжена компенсатором нежесткости несущего корпуса в тросовой проводке системы управления каждым двигателем и выполнена с возможностью подачи топлива на двигатели при любых положениях самолета и первоочередной выработки топлива с изменением центровки в состояние статической неустойчивости; система управления самолетом снабжена средствами обеспечения полета с закритическими углами атаки, обеспечения аэродинамического качества крыла при маневрировании и корректировки характеристик управляемости при дозаправке топлива в полете; система жизнеобеспечения снабжена средствами обеспечения жизнедеятельности при продолжительном полете и средствами, обеспечивающими защиту летчика от повышенных перегрузок, пониженного давления и низких температур; светотехническое оборудование снабжено средствами освещения, обеспечивающими возможность визуального контроля процесса дозаправки топлива в полете ночью; автоматический радиокомпас снабжен средством плавной настройки частоты летчиком; установлена спутниковая система навигации с индикацией текущих координат самолета; предусмотрены подвеска и пуск ракет "воздух-воздух" с полуактивными и активными головками самонаведения. 1. A multi-purpose highly maneuverable supersonic aircraft with an integrated aerodynamic configuration, comprising a single bearing body, including a wing deformed in the center surface of the cantilevers with developed root influx in front of the consoles, in one of which there is a quick-firing gun, and deflectable socks and flaperons, which smoothly transitions into the fuselage which contains in the head part: a nose radome fairing, a fairing radar, a retractable rod for refueling in flight, two tandem crew cabs with a common light and controls for the aircraft, its systems and equipment, in the middle part: a garrott with a brake flap and power plant air intakes located respectively above and below the center section, in the rear part: a central beam connecting the nacelles of two turbojet engines , tail beams on the sides, carrying dorsal keels with rudders, all-turning stabilizer halves, between which engine nozzles are located; and ventral keels; as well as a tricycle retractable chassis with brakes; tail fuselage cock under the brake parachute; holders, starting devices and suspension blocks under the load-bearing housing of cargoes, missiles, shells and bombs; on-board equipment, including: an on-board radar station with a control computer, an interrogator and respondent of state identification systems, information display equipment, an on-board computer system, flight and navigation equipment, a weapon control system, an optical-location station, a helmet-mounted target designation system, a set of electronic countermeasures, radio communication equipment, registration and control facilities; and aircraft systems: aircraft control system, hydraulic system, pneumatic system, power supply system, lighting equipment, air conditioning system, liquid cooling system of equipment, life support system, emergency exit system, characterized in that the vertical displacement of the rear cabin relative to the front is carried out for ensuring equality of viewing angles in the cabins by raising the rear cab floor upward relative to the front cab floor; the power plant is equipped with a compensator for the non-rigidity of the bearing body in the cable wiring of the control system for each engine and is configured to supply fuel to the engines at any position of the aircraft and the primary generation of fuel with a change in centering to a state of static instability; the aircraft control system is equipped with means to ensure flight with supercritical angles of attack, ensure the aerodynamic quality of the wing during maneuvering and adjust the handling characteristics when refueling in flight; the life support system is equipped with means of ensuring vital functions during a long flight and means providing the pilot with protection from increased overloads, low pressure and low temperatures; lighting equipment is equipped with lighting tools that provide the ability to visually control the process of refueling in flight at night; the automatic radio compass is equipped with a means for continuously adjusting the frequency of the pilot; a satellite navigation system is installed with an indication of the current coordinates of the aircraft; suspension and launch of air-to-air missiles with semi-active and active homing heads are provided.
2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что в нем: установлена радиолокационная станция с фазированной антенной решеткой, сформирован оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс с многофункциональными пультами управления и дисплеями, введен блок преобразования и коммутации телевизионных сигналов, средства регистрации и контроля включают комплексную информационную систему сигнализации, система дозаправки топливом выполнена с возможностью отдачи топлива в полете, предусмотрена возможность установки контейнеров с оптической и инфракрасной разведывательной аппаратурой; предусмотрены средства подвески универсального подвесного агрегата заправки и связи его с топливной системой самолета; предусмотрены средства подвески, питания и пуска управляемых ракет: "воздух-воздух" с тепловой головкой самонаведения, "воздух-воздух" с активной радиоголовкой и линией радиокоррекции, "воздух-поверхность" с телевизионной системой наведения, "воздух-поверхность" с телевизионной головкой самонаведения, противолокационной, противокорабельной, "воздух-поверхность" с полуактивной лазерной головкой самонаведения; корректируемых авиабомб с телевизионной головкой самонаведения. 2. The aircraft according to claim 1, characterized in that it: a radar station with a phased array is installed, an optoelectronic sighting and navigation system with multifunctional control panels and displays is formed, a unit for converting and switching television signals, recording and control tools include a comprehensive information alarm system, the fuel refueling system is configured to deliver fuel in flight, it is possible to install containers with optical and rakrasnoy intelligence apparatus; means are provided for suspension of a universal suspension unit for refueling and its connection with the fuel system of the aircraft; Means of suspension, power and launch of guided missiles are provided: “air-to-air” with a thermal homing head, “air-to-air” with an active radio head and a radio correction line, “air-to-surface” with a television guidance system, “air-to-surface” with a television head homing, anti-radar, anti-ship, "air-to-surface" with a semi-active laser homing head; Adjustable bombs with a television homing head.
3. Самолет по п.2, отличающийся тем, что он выполнен по схеме "триплан" с управляемым стреловидным передним горизонтальным оперением, установленным на участках корневых наплывов, расположенных позади задней кабины; с возможностью генерации на передней кромке каждой консоли оперения вихревой системы, затягивающей при полете на закритических углах атаки срыв потока на консолях крыла, а в месте соединения консоли переднего горизонтального оперения с корневым наплывом - с возможностью генерации системы вихрей, взаимодействующих со срединной поверхностью консоли крыла и килями вертикального оперения, при этом управление самолетом выполнено дистанционным в продольном, поперечном и путевом каналах, причем канал продольного управления снабжен самонастраивающимся устройством для корректировки управления в зависимости от рассогласования параметров полета и их заданного изменения, и самолет снабжен подвесным контейнером с телевизионной командной системой наведения, сопряженной с самолетным оборудованием. 3. The aircraft according to claim 2, characterized in that it is made according to the "triplane" scheme with a controllable swept front horizontal tail mounted on sections of root flows, located behind the rear cockpit; with the possibility of generating at the leading edge of each tail unit a vortex system, which delays the flow stall at the wing consoles during flight at supercritical angles of attack, and at the junction of the front horizontal tail unit with the root influx, with the possibility of generating a system of vortices interacting with the median surface of the wing console and keels of vertical plumage, while the control of the aircraft is remote in the longitudinal, transverse and track channels, and the channel of longitudinal control is equipped with a self-pump a trawling device for adjusting control depending on the mismatch of flight parameters and their predetermined changes, and the aircraft is equipped with an overhead container with a television command guidance system interfaced with aircraft equipment.
4. Самолет по п.3, отличающийся тем, что он выполнен с возможностью управления вектором тяги каждого двигателя и обеспечения сверхманевренности для исключения попадания самолета на режимы сваливания и штопора с соответствующим повышением безопасности полета, повышения боевой эффективности за счет быстрого разворота на цель, резкого торможения и маневренности на скоростях меньше эволютивной, уменьшения геометрического пространства маневра и с возможностью опережения в пуске ракеты и расширения зоны пусков, срыва атаки противника и атаки из условий, невозможных без сверхманевренности, для чего каждый из двигателей силовой установки выполнен с поворотным соплом и возможностью создания при повороте сопла боковой силы и моментов рысканья и крена, причем гидроприводы устройств поворота сопел включены в топливную систему соответствующего двигателя, система управления самолетом снабжена системой управления синфазным и дифференциальным отклонением поворотных сопел правого и левого двигателей, включающей вычислитель в составе системы дистанционного управления, устройство включения режима поворота сопел, установленное в передней кабине, и приводные устройства, при этом самолет снабжен подвесным агрегатом заправки, связанным с топливной системой для использования самолета в полете в качестве заправщика, а фазированная антенная решетка радиолокационной станции выполнена поворотной. 4. The aircraft according to claim 3, characterized in that it is configured to control the thrust vector of each engine and provide super maneuverability to prevent the aircraft from falling into stall and corkscrew modes with a corresponding increase in flight safety, increasing combat efficiency due to a quick turn to the target, sharp braking and maneuverability at speeds less than evolving, reducing the geometric space of maneuver and with the possibility of being ahead of the missile launch and expanding the launch zone, disrupting the attack of the enemy and ATA and from conditions impossible without over-maneuverability, for which each of the engines of the power plant is made with a rotary nozzle and the possibility of creating lateral force and yaw and roll moments when the nozzle is rotated, and the hydraulic drives of the nozzle rotation devices are included in the fuel system of the corresponding engine, the aircraft control system is equipped with a system control in-phase and differential deviation of the rotary nozzles of the right and left engines, including a computer as part of a remote control system, device to activate the rotation nozzle mounted in the front cabin, and drive units, wherein the aircraft is equipped with refueling outboard unit associated with fuel system for an aircraft in flight as a tanker, and phased array radar rotary performed.
5. Фюзеляж многоцелевого высокоманевренного сверхзвукового самолета, содержащий головную, среднюю и хвостовую части, в которых головная часть включает носовой радиопрозрачный обтекатель антенны радиолокационной станции, переднюю и заднюю кабины экипажа с общим фонарем; средняя часть - воздухозаборники с узлами держателей вооружения и внутренними защитными сетками, гаргрот и тормозной щиток, скрепленные с центропланом, а хвостовая часть - две силовые гондолы с хвостовыми балками, соединенные между собой центральной балкой, причем головная часть фюзеляжа представляет цельнометаллический полумонокок, образованный шпангоутами, лонжеронами, стрингерами и обшивкой, выполненный с нишей для уборки передней опоры самолета, с двумя боковыми и центральным подкабинным отсеками под радиоэлектронное и самолетное оборудование, с закабинным отсеком под амортизированные групповые стеллажи радиоэлектронного оборудования и с герметизированными люками для доступа к оборудованию, а в хвостовой части фюзеляжа гондолы снабжены узлами крепления двигателей, выполнены по полумонококовой схеме с работающей обшивкой, подкрепленной шпангоутами и стрингерами, имеющими передние шарнирные и задние узлы крепления двигателей; центральная балка имеет две торцевые и три промежуточные силовые стенки, соединяющие между собой силовые шпангоуты разнесенных гондол, и узлы держателей вооружения, установленные на ее нижней поверхности, и выполнена с отсеком под оборудование, с задним топливным баком, с хвостовым коком - законцовкой под контейнер тормозных парашютов и боковыми ластами; хвостовые балки гондол выполнены с силовой задней частью, узлами подвески стабилизатора и крепления килей и отсеками под оборудование в передней части, при этом в верхней части каждой гондолы расположены эксплуатационные люки для доступа к выносной коробке и другим агрегатам двигателя, а последние два силовых шпангоута гондол выполнены с возможностью размыкания для обеспечения снятия двигателя при его замене, отличающийся тем, что в хвостовой части фюзеляжа передний шпангоут выполнен герметичным и состоит из двух цельноштампованных рам, в верхней части каждой из которых установлены стыковые накладки для крепления шпангоута к центроплану, а в нижней части - узлы для установки гидроподъемников, шпангоут на участке шарнирного крепления двигателей и передних лонжеронов килей выполнен из титанового сплава и представляет собой замкнутые рамы с боковыми балками, соединенными между собой стенками, принадлежащими отсеку топливного бака в центральной балке, причем рамы - составные, сваренные из отдельных штампованных секций, на боковых балках имеются проушины для крепления передних лонжеронов килей, а в боковых частях рам установлены втулки для крепления двигателей, двутавровый шпангоут на участке крепления задних лонжеронов килей и привода стабилизатора выполнен из титанового сплава и представляет собой замкнутые рамы, сваренные из отдельных штампованных секций, с боковыми балками, соединенными оребренной стенкой, принадлежащей отсеку топливного бака, а замыкающий шпангоут хвостовой части фюзеляжа перед его хвостовым коком имеет съемную нижнюю часть и представляет собой замкнутые рамы из титанового сплава с боковыми балками, при этом рамы состоят из сварных верхней и нижней арок, боковая балка имеет внутренний узел крепления полуоси навески стабилизатора, а нижняя арка прикреплена совместно с обшивкой к шпангоуту с возможностью съема при установке и съеме двигателя, хвостовой кок выполнен с оребренной перегородкой для крепления тормозного парашюта; защитная сетка содержит каркас и монолитную панель с перфорацией, выполненной электроэрозионным способом, и поперечными ребрами под углом к плоскости панели и имеет одну из опор подвижной с возможностью поворота панели при деформации воздухозаборника, а узел крепления замка рабочего положения основной опоры шасси снабжен устройством продольной компенсации. 5. The fuselage of a multi-purpose highly maneuverable supersonic aircraft, containing the head, middle and tail parts, in which the head part includes a nose radiolucent radome antenna radar station, front and rear crew cabs with a common light; the middle part consists of air intakes with weapon holder assemblies and internal protective nets, a garroth and a brake flap fastened with a center wing, and the tail part consists of two power gondolas with tail beams connected to each other by a central beam, and the head part of the fuselage is an all-metal half-monocoque formed by frames spars, stringers and casing, made with a niche for cleaning the front support of the aircraft, with two side and central podkabinny compartments for electronic and aircraft equipment, with a cockpit compartment under the shock-absorbing group racks of electronic equipment and with sealed hatches for access to the equipment, and in the rear of the fuselage the nacelles are equipped with engine mounts, made according to a semi-monocoque scheme with working skin, supported by frames and stringers with front hinges and rear hinges engine mounts; the central beam has two end and three intermediate power walls connecting the power frames of the spaced nacelles, and the weapon holder assemblies mounted on its lower surface, and is made with a compartment for equipment, with a rear fuel tank, with a tail coke - a tip for the brake container parachutes and side flippers; the tail beams of the nacelles are made with a power rear part, stabilizer and attachment points of the keels and the equipment compartments in the front part, with access hatches for accessing the remote box and other engine components located at the top of each nacelle, and the last two power frames of the nacelles with the possibility of opening to ensure removal of the engine when replacing it, characterized in that in the rear of the fuselage the front frame is airtight and consists of two whole-stamped p am, in the upper part of each of which there are butt pads for attaching the frame to the center wing, and in the lower part - nodes for installing hydraulic lifts, the frame on the hinged section of the engines and the front side members of the keels is made of titanium alloy and is a closed frame with side beams, interconnected walls belonging to the fuel tank compartment in the central beam, the frames being composite welded from separate stamped sections, there are eyelets on the side beams for fastening of the front spars of the keels, and in the side parts of the frames there are bushings for mounting the engines, an I-beam on the mounting section of the rear side members of the keels and the stabilizer drive is made of titanium alloy and is a closed frame welded from separate stamped sections with side beams connected by a ribbed wall, belonging to the fuel tank compartment, and the closing frame of the rear of the fuselage in front of its tail coke has a removable lower part and is a closed frame made of titanium with lava with side beams, while the frames consist of welded upper and lower arches, the side beam has an internal attachment point for the axle shaft of the stabilizer, and the lower arch is attached together with the skin to the frame with the possibility of removal when installing and removing the engine, the tail coke is made with a ribbed partition for mounting a brake parachute; the protective grid contains a frame and a monolithic panel with perforation made by an electroerosive method and transverse ribs at an angle to the plane of the panel and has one of the supports movable with the possibility of rotation of the panel during deformation of the air intake, and the attachment lock of the working position lock of the main chassis support is equipped with a longitudinal compensation device.
6. Фюзеляж по п.5, отличающийся тем, что в головной части фюзеляжа ниша и створки передней опоры шасси выполнены с возможностью размещения двухколесной опоры, тормозной щиток выполнен с корневой подкладкой в виде прямоугольника с поперечным размером, в несколько раз превышающим продольный размер, и с двумя остроугольными выступами на участке соединения с гидроприводом; в средней части фюзеляжа замок выпущенного положения основной опоры шасси, балка для крепления этого замка и шпангоуты, к которым прикреплена балка, выполнены с возможностью восприятия динамической нагрузки при увеличении веса самолета. 6. The fuselage according to claim 5, characterized in that in the head of the fuselage the niche and wings of the front landing gear are configured to accommodate a two-wheel support, the brake flap is made with a root lining in the form of a rectangle with a transverse dimension several times the longitudinal size, and with two acute-angled protrusions at the hydraulic connection section; in the middle part of the fuselage, the lock of the released position of the main landing gear, the beam for attaching this lock and the frames to which the beam is attached are made with the possibility of perceiving dynamic loads with increasing weight of the aircraft.
7. Фюзеляж по п.6, отличающийся тем, что его головная часть выполнена с возможностью установки левого и правого корневых наплывов-булей, несущих поворотные консоли переднего горизонтального оперения, с полуосями для навески этих консолей и их приводами. 7. The fuselage according to claim 6, characterized in that its head is made with the possibility of installing the left and right root bumps-boules carrying rotary consoles of the front horizontal tail, with half shafts for mounting these consoles and their drives.
8. Фюзеляж по п.7, отличающийся тем, что шпангоут на участке шарнирного крепления двигателей выполнен с возможностью восприятия нагрузок при повороте сопел двигателей, а шпангоут на участке заднего крепления двигателей выполнен с узлами для крепления каждого двигателя в горизонтальном и вертикальном направлениях. 8. The fuselage according to claim 7, characterized in that the frame in the area of hinged mounting of the engines is configured to absorb loads when the nozzles of the engines are rotated, and the frame in the section of the rear mounting of the engines is made with nodes for mounting each engine in horizontal and vertical directions.
9. Цельнометаллическое крыло многоцелевого высокоманевренного сверхзвукового самолета, содержащее центроплан, отъемные консоли, которые деформированы в срединной поверхности и оборудованы отклоняемыми носками и флаперонами, корневые наплывы-були, установленные перед консолями, и узлы держателей вооружения, расположенные на нижних поверхностях центроплана и консолей, причем центроплан образован верхней и нижней силовыми панелями и соединяющими их шпангоутами и стенками таким образом, что сформированы передний - первый и расположенный за ним второй топливные баки-отсеки, а также ниши для размещения основных опор шасси между этими баками, закрываемые соответствующими передними и задними створками, и имеет на торцевых нервюрах гребенки для пристыковки консолей крыла, на верхней панели, выполненной клепанной из алюминиевых сплавов, установлен гаргрот и узлы установки и управления тормозным щитком, а на нижней панели, выполненной сварной из листов и набора профилей из титановых сплавов, установлены узлы присоединения воздухозаборников, крепления основных опор шасси, головной и хвостовой частей фюзеляжа; в силовую конструкцию крыла входят нервюры и стенки таким образом, что кессон каждой консоли крыла воспринимает все внешние нагрузки и передает их центроплану, отличающееся тем, что первый бак образован набором шпангоутов, несущих верхнюю и наружные верхние и нижние боковые панели, внутренние стенки ферменного типа и лонжероны, причем две нижние панели бака - монолитные, состыкованные по оси симметрии на коробчатом профиле, приспособленном для крепления обтекателя узлов подвески держателя, верхние и нижние панели скреплены с соответствующими панелями второго бака, нижние панели имеют выступы для стыковки с головной частью фюзеляжа, две части боковой нижней панели соединены с частями нижней панели на ленте, к нижним панелями прикреплены уголковые профили для контурного стыка с воздухозаборниками по клину слива; силовая же конструкция второго бака образована верхней и нижней панелями, имеющими наборы стрингеров, стенок, нервюр, и шассийной балкой, причем стенки бака имеют швеллерное сечение и ребра жесткости, на передней стенке второго бака установлены узлы крепления приводов створок ниш основных опор шасси самолета и по оси симметрии - кронштейн с задним узлом подвески держателя, к промежуточной стенке второго бака прикреплены узлы для установки воздушных каналов двигателей и узлы крепления подкосов ферменных кронштейнов основных опор, а каждая из крайних боковых нервюр второго бака в плоскости промежуточной стенки имеет опорный узел в виде прилива с отверстием с запрессованной стальной втулкой под штырь отъемной части крыла при ее стыковке с центропланом, в шассийной же балке имеется ниша под обойму подшипника траверсы основной опоры шасси самолета, верхние панели выполнены монолитными из плит и имеют стыковочную гребенку с карманами и отверстиями под болты при стыковке центроплана с отъемными частями крыла, в нижних панелях из титанового сплава стрингеры приварены к обшивке сквозным проплавом, а в стыковом профиле выполнены отверстия под штыри крепления отъемной части; в отъемных консолях крыла верхняя и нижняя силовые панели скреплены с передним лонжероном и тремя стенками продольного набора и нервюрами, нервюры перпендикулярны промежуточной стенке, лонжерон и стенки подкреплены ребрами и имеют по длине переменную толщину, верхняя панель имеет ребра-стрингеры, входящие в силовой продольный набор, и поперечные по нервюрам, выполняющие роль их поясов, нижняя же панель состоит из фрезерованного стыковочного пояса и прессованной панели, скрепленных с листовыми клепаными панелями, при этом герметичный отсек в корневой части консоли является третьим топливным баком, узлы подвески грузов под консолями крыла расположены в зонах нервюр и выполнены каждый в виде стакана с фланцами для крепления к верхней и нижней панелям, причем под установку шкворней держателей грузов в этих узлах запрессованы втулки. 9. The all-metal wing of a multi-purpose highly maneuverable supersonic aircraft containing a center section, detachable consoles that are deformed in the middle surface and are equipped with deflectable socks and flaperons, boules root inflows installed in front of the consoles, and weapon holder assemblies located on the lower surfaces of the center section and consoles, the center section is formed by the upper and lower power panels and the frames and walls connecting them in such a way that the front - the first and located the second fuel tank compartments behind it, as well as the niches for placing the main landing gear supports between these tanks, which are closed by the corresponding front and rear flaps, and have combs on the end ribs for joining the wing consoles, on the upper panel made of riveted aluminum alloys garrot and assemblies for installing and controlling the brake flap, and on the lower panel, made of sheets and a set of profiles made of titanium alloys, are welded to the air inlets, mounting the main landing gear supports, g Karlovna and tail parts of the fuselage; the force structure of the wing includes ribs and walls in such a way that the box of each wing console accepts all external loads and transfers them to the center wing, characterized in that the first tank is formed by a set of frames bearing the upper and outer upper and lower side panels, internal walls of the truss type and spars, moreover, the two lower panels of the tank are monolithic, docked along the axis of symmetry on a box-shaped profile adapted for fastening the fairing of the holder's suspension assemblies, the upper and lower panels are fastened to the corresponding yuschimi second tank panels, bottom panels have protrusions for mating with the head portion of the fuselage, two lateral bottom panel connected to lower parts of the panels on the belt, the lower panels are attached angled profiles for contouring interface with air intakes on the wedge drain; the power structure of the second tank is formed by the upper and lower panels having sets of stringers, walls, ribs, and a chassis beam, and the tank walls have a channel section and stiffening ribs, on the front wall of the second tank there are mounted attachment points for the drives of the flaps of the niches of the main landing gear supports of the aircraft and axis of symmetry - a bracket with a rear suspension unit of the holder, nodes for mounting the engine air channels and attachment points of the struts of the truss brackets of the main supports are attached to the intermediate wall of the second tank, and each From the extreme lateral ribs of the second tank in the plane of the intermediate wall, there is a support node in the form of a tide with a hole with a pressed steel sleeve under the pin of the detachable part of the wing when it is docked with the center wing; in the chassis beam there is a niche for the bearing bracket of the beam of the main landing gear support, the upper the panels are made of monolithic plates and have a comb comb with pockets and holes for bolts when the center section is joined with detachable parts of the wing; stringers are welded to the sheath in the lower panels of titanium alloy ke melted the cross-cutting and butt in the profile openings for the pins detachable fastening part; in detachable wing consoles, the upper and lower power panels are fastened to the front spar and three walls of the longitudinal set and ribs, the ribs are perpendicular to the intermediate wall, the spar and walls are supported by ribs and have variable lengths, the upper panel has stringer ribs included in the power longitudinal set , and transverse along the ribs, playing the role of their belts, the lower panel consists of a milled docking belt and a pressed panel fastened with sheet riveted panels, while s in the root of the console is the third fuel tank, cargo suspension assemblies under the wing panels are located in areas of the ribs and each formed as a sleeve with flanges for mounting to the top and bottom panels, wherein for the installation pins cargo holders in these nodes are pressed sleeves.
10. Крыло по п. 9, отличающееся тем, что узел крепления переднего кронштейна держателя под центропланом снабжен левым и правым фитингами, установленными на нижней панели заднего отсека в переднем топливном баке центроплана, при этом наружный обтекатель подкоса-подъемника передней опоры шасси и переднего кронштейна узла подвески выполнен с горизонтальным в продольном сечении участком и законцовкой, расположенной под центропланом на участке перед промежуточной внутренней стенкой второго бака. 10. The wing according to claim 9, characterized in that the attachment unit of the front bracket of the holder under the center wing is provided with left and right fittings mounted on the lower panel of the rear compartment in the front fuel tank of the center wing, with the outer fairing of the strut-lift of the front landing gear and the front bracket the suspension unit is made with a horizontal section in the longitudinal section and a tip located under the center section in the section in front of the intermediate inner wall of the second tank.
11. Крыло по п.10, отличающееся тем, что корневые наплывы-були выполнены с возможностью установки поворотных консолей переднего горизонтального оперения с полуосями навески этих консолей и их приводов, шпангоут на участке передней стенки переднего топливного бака в центроплане выполнен на участке между каждой из боковых стенок этого бака и боковой обшивкой носков центроплана с узлами опоры переднего горизонтального оперения и отверстиями под штоки гидроприводов, а балки носков центроплана выполнены с нишами и узлами крепления для установки в них этих гидроприводов, для чего выполнены монтажные люки, при этом стенка переднего топливного бака в центроплане на участке соответствующей ниши выполнена с впадиной под указанный гидропривод, а в хвостовой части каждой отъемной консоли крыла в узле навески флаперона первый кронштейн со стороны центроплана выполнен из титанового сплава, диафрагма, расположенная вдоль теоретического борта, выполнена с вырезами под коммуникации и с проушинами для крепления качалки от электрогидрораспределителя на дополнительную тягу обратной связи к флаперону, задняя стенка на участке второго кронштейна выполнена съемной с вырезами под проводку трубок гидравлики и жгутов, на стенке первого со стороны центроплана лонжерона флаперона рядом с узлом навески в сторону центроплана установлен кронштейн для крепления тяги обратной связи от электрогидрораспределителя, а тяга от резервированного датчика положения флаперона, установленного в хвостовой части флаперона, прикреплена к третьему узлу привода флаперона. 11. The wing of claim 10, characterized in that the root bursts-boules are made with the possibility of installing rotary consoles of the front horizontal tail with the half-axles of the hinge of these consoles and their drives, the frame in the section of the front wall of the front fuel tank in the center section is made in the section between each of the side walls of this tank and the side sheathing of the center section socks with the nodes of the front horizontal tail support and the holes for the hydraulic actuator rods, and the center section sock beams are made with niches and attachment points for installation these hydraulic drives are installed in them, for which mounting hatches are made, while the wall of the front fuel tank in the center section in the section of the corresponding niche is made with a depression for the specified hydraulic drive, and in the tail section of each detachable wing console in the flaperon linkage unit, the first bracket from the center section is made of titanium alloy, the diaphragm located along the theoretical side is made with cutouts for communication and with eyes for attaching the rocking chair from the electrodistributor to an additional reverse thrust with ide to the flaperon, the rear wall in the section of the second bracket is removable with cutouts for wiring hydraulic tubes and harnesses, on the wall of the first from the center section of the flaperon spar next to the hitch assembly to the center section, there is a bracket for fastening the feedback rod from the electrodistributor, and the rod from the redundant a flaperon position sensor mounted in the tail of the flaperon is attached to the third flaperon drive assembly.
12. Оперение многоцелевого высокоманевренного сверхзвукового самолета, содержащее вертикальное и горизонтальное оперение, из которых вертикальное оперение включает в себя два киля с рулями направления, расположенные над хвостовыми балками и боковыми обтекателями фюзеляжа, и два подбалочных киля меньшего размера, расположенные под верхними килями, при стреловидности всех килей более 35o, а горизонтальное оперение включает в себя две раздельных половины стабилизатора, каждая из которых имеет полуось, закрепленную в двух точках замыкающего шпангоута фюзеляжа, с возможностью синфазного и дифференциального поворота с другой половиной стабилизатора; каждый из верхних килей оборудован приводами руля направления, обтекателями антенн и заборником охлаждающего воздуха и имеет каркас, панели обшивки, форкиль и узлы навески руля направления, каждый подбалочный киль имеет трапециевидный сбоку профиль и состоит из каркаса, обшивки и заполнителя; каждая из половин стабилизатора имеет центральную, хвостовую и корневую части, лобовик и законцовку, выполненные с соответствующими каркасом и обшивкой, отличающееся тем, что кронштейн для соединения половины стабилизатора с приводом в надфюзеляжном киле расположен за корневым обтекателем этого киля, каркас центральной части половины стабилизатора имеет переднюю стенку, опору, нервюры, стенки и лонжерон в виде штампованной двутавровой балки с полками переменного сечения и стенкой с подкрепляющими ребрами, служащими для крепления нервюр, из которых бортовая состоит из носовой, средней, объединенной с кронштейном привода, и хвостовой частей, верхняя и нижняя панели стабилизатора представляют собой клееклепаную конструкцию из обшивки и двутавровых стрингеров, в каждом из надфюзеляжных килей имеется два лонжерона, оканчивающихся кронштейнами крепления к фюзеляжу двутаврового сечения для крепления с обшивками, причем между элементами силового набора толщина обшивки уменьшена размерным травлением, в одном из надфюзеляжных килей установлена антенна коротковолновой связи, представляющая собой петлевой вибратор с набором нервюр, причем носовые нервюры в районе вибратора и обшивочная панель выполнены из стеклоткани; каждый же из подбалочных килей выполнен с сотовым заполнителем, сотоблоки которого соединены с каркасом посредством вспенивающегося клея, нервюрами и вертикальным лонжероном переменного по размаху сечения с цилиндрической корневой частью для установки в крепежный кронштейн фюзеляжа.12. The plumage of a multi-purpose highly maneuverable supersonic aircraft, comprising vertical and horizontal plumage, of which the vertical plumage includes two keels with rudders located above the tail beams and side fairings of the fuselage, and two smaller bale keels located under the upper keels, with sweep all keels 35 o, a horizontal stabilizer comprises two separate halves of the stabilizer, each of which has an axis fixed at two points lead- th frame of the fuselage, with the possibility of common mode and differential rotation with the other half of the stabilizer; each of the upper keels is equipped with rudder drives, radome antennas and a cooling air intake and has a frame, trim panels, forklings and rudder hitch assemblies, each bale keel has a trapezoidal side profile and consists of a frame, sheathing and filler; each of the halves of the stabilizer has a central, tail and root parts, a windshield and a tip made with a corresponding frame and skin, characterized in that the bracket for connecting the half of the stabilizer to the drive in the dorsal keel is located behind the root fairing of this keel, the frame of the central part of the half of the stabilizer has front wall, support, ribs, walls and spar in the form of a stamped I-beam with shelves of variable cross-section and a wall with reinforcing ribs that serve to attach the nerve legal entities, of which the onboard consists of the bow, middle, combined with the drive bracket, and the tail parts, the upper and lower panels of the stabilizer are a glued-on structure made of sheathing and I-stringers, in each of the dorsal fins there are two spars ending with brackets for attaching to the fuselage of the I-beam cross-sections for fastening with casing, and between the elements of the power set, the thickness of the casing is reduced by dimensional etching, a short-wave antenna is installed in one of the dorsal fins communication, which is a folded dipole with a set of ribs, the ribs in the nasal area of the vibrator and sheathing panel made of glass; each of the balkon keels is made with a honeycomb core, the honeycomb blocks of which are connected to the frame by means of foaming glue, ribs and a vertical spar of variable cross-section with a cylindrical root part for installation in the fuselage mounting bracket.
13. Оперение по п.12, отличающееся тем, что в каждом из надфюзеляжных килей руль направления выполнен с выступающей за кромки верхнего и нижнего обтекателя киля законцовкой, увеличивающейся сверху вниз, с ростом площади руля на 10...15%. 13. The plumage according to item 12, characterized in that in each of the dorsal fins the rudder is made with a tip extending beyond the edges of the upper and lower fairings of the keel, increasing from top to bottom, with an increase in the area of the rudder by 10 ... 15%.
14. Оперение по п.13, отличающееся тем, что горизонтальное оперение снабжено двумя синфазно цельноповоротными консолями переднего горизонтального оперения, установленного на корневых наплывах-булях крыла и имеющего узлы навески и соединения с приводом, в надфюзеляжных килях установлены электрогидравлические распределители привода руля, датчики положения руля и силовой многоканальный привод стабилизатора системы дистанционного управления самолета, на лонжероне со стороны руля направления установлены два кронштейна под тяги обратной связи с электрогидрораспределителем и датчиком положения руля. 14. The plumage according to item 13, characterized in that the horizontal plumage is equipped with two in-phase all-turning consoles of the front horizontal plumage mounted on the root airway-boules of the wing and having nodes of the hinge and connection with the drive, electro-hydraulic distributors of the steering wheel are installed in the dorsal keels, position sensors steering wheel and multi-channel power drive of the stabilizer of the aircraft’s remote control system; two brackets are installed under the reverse link rod on the side member tie with elektrogidroraspredelitelem and encoder wheel.
15. Оперение по п.14, отличающееся тем, что каждая из половин стабилизатора на участке за осью подвески ее в фюзеляж и каждый из надфюзеляжных килей с нижней стороны обтекателя под рулем направления выполнены с подрезами. 15. The plumage according to 14, characterized in that each of the halves of the stabilizer in the area behind the suspension axis in the fuselage and each of the dorsal fins on the underside of the fairing under the rudder are made with undercuts.
16. Силовая установка многоцелевого высокоманевренного сверхзвукового самолета, содержащая два турбореактивных двигателя малой двухконтурности, каждый из которых в передней части шарнирно скреплен с гондолой, имеет форсажную камеру, регулируемое сужающееся-расширяющееся сопло, сопряженное с гондолой, оборудованной средствами пожаротушения, снабжен системой управления, регулируемым воздухозаборником и выносной коробкой агрегатов для приведения в действие насоса одной из гидросистем, привода постоянных оборотов генератора переменного тока и двигательного центробежного насоса, и топливную систему, включающую систему перекачки топлива в расходный отсек центроплана из частично заполненных поропластом баков, расположенных в крыле и фюзеляже, систему подачи топлива в двигатели, систему заправки и дозаправки топлива, при этом каждый из воздухозаборников снабжен защитной сеткой, убираемой в полете, створками подпитки и регулируемым клином торможения, в котором передняя и задняя подвижные панели связаны между собой таким образом, что задняя панель образует верхнюю стенку загорлового диффузора воздушного канала с возможностью изменения площади щели между передней и задней подвижными панелями для отсоса пограничного слоя с поверхности торможения одновременно с отсосом его через перфорации на верхней панели и через жалюзи и отверстия боковых щелей и в верхней панели, отличающаяся тем, что в системе управления каждым двигателем между рычагами в кабинах экипажа и насосом-регулятором в тросовую проводку включены шестеренчатый редуктор и четырехзвенный шарнирный компенсатор деформации фюзеляжа в местах установки опорных роликов проводки; в каждом воздухозаборнике система регулирования воздухозаборника выполнена с возможностью перемещения передней и задней подвижных панелей из условия согласования воздухозаборника с приведенным расходом воздуха двигателя при углах атаки и скольжения и скорости полета в процессе регулирования. 16. The propulsion system of a multi-purpose highly maneuverable supersonic aircraft, containing two turbojet small bypass engines, each of which is pivotally mounted to the nacelle in the front part, has an afterburner, adjustable tapering-expanding nozzle, coupled to a nacelle equipped with fire extinguishing means, equipped with an adjustable control system an air intake and a remote box of units for actuating a pump of one of the hydraulic systems, driving a constant speed alternator of the current and the motor centrifugal pump, and the fuel system, including a system for transferring fuel to the center section of the center section of the tanks partially filled with polystyrene, located in the wing and fuselage, a fuel supply system for engines, a fuel filling and refueling system, each of which is equipped with a protective retractable mesh, recharge flaps and an adjustable braking wedge, in which the front and rear movable panels are interconnected so that the rear panel forms the upper walls for the air channel air diffuser with the possibility of changing the area of the gap between the front and rear movable panels for suctioning the boundary layer from the braking surface simultaneously with its suction through perforations on the upper panel and through the blinds and openings of the side slots and in the upper panel, characterized in that in the system control of each engine between the levers in the cockpit and the pump-regulator in the cable wiring includes a gear reducer and a four-link hinged compensator for deformation of the fuselage in places installation of support rollers for wiring; in each air intake, the air intake control system is configured to move the front and rear movable panels from the condition of matching the air intake with the reduced engine air flow at attack and slip angles and flight speed during regulation.
17. Силовая установка по п.16, отличающаяся тем, что топливная система выполнена с возможностью совместной работы с унифицированным подвесным агрегатом заправки и с возможностью перекачки топлива из топливных баков самолета, кроме аварийного остатка, в заправляемый летательный аппарат с подключением гидропривода заправляющего насоса в расходном отсеке к выходу заправляющего насоса в подвесном агрегате, имеющем аэродинамический ветропривод. 17. The power plant according to clause 16, characterized in that the fuel system is configured to work together with a unified outboard refueling unit and with the ability to pump fuel from the aircraft fuel tanks, except for the emergency residue, into a refuelable aircraft with a hydraulic pump for the charge pump in the consumable compartment to the outlet of the charge pump in an outboard unit having an aerodynamic wind drive.
18. Силовая установка по п.17, отличающаяся тем, что топливный бак в центральной балке фюзеляжа разделен на передний пятый и задний четвертый топливный баки, связанные с системами перекачки, заправки и дозаправки топлива. 18. The power plant according to claim 17, characterized in that the fuel tank in the central fuselage beam is divided into front fifth and rear fourth fuel tanks associated with fuel transfer, refueling and refueling systems.
19. Силовая установка по п.18, отличающаяся тем, что каждый из двигателей выполнен с поворотным соплом и возможностью создания при повороте сопла боковой силы и моментов рысканья и крена, причем гидроприводы устройств поворота сопел включены в топливную систему соответствующего двигателя, сферическая поверхность поворотной части сопла со стороны гондолы взаимодействует с подвижными уплотняющими створками, а со стороны регулируемой части сопла - с укрепленными на ней упругими уплотнительными элементами, и на участке перед поворотной частью двигатель соединен с гондолой взаимно перпендикулярными регулируемыми ограничителями перемещения. 19. The power plant according to p. 18, characterized in that each of the engines is made with a rotary nozzle and the possibility of creating lateral force and yaw and roll moments when the nozzle rotates, and the hydraulic actuators of the nozzle rotation devices are included in the fuel system of the corresponding engine, the spherical surface of the rotary part the nozzle from the nacelle side interacts with the movable sealing flaps, and from the adjustable part of the nozzle with the elastic sealing elements fixed on it, and in the area in front of the rotary part The new engine is connected to the nacelle by mutually perpendicular adjustable travel stops.
20. Комплекс взлетно-посадочных устройств многоцелевого высокоманевренного сверхзвукового самолета, содержащий трехопорное убирающееся шасси и тормозную посадочную парашютную систему, в которых на основных опорах установлены тормозные колеса, а на управляемой передней - нетормозное колесо, причем подвеска колес на основных опорах - телескопическая, а на передней опоре - полурычажная, амортизация шасси - пневмогидравлическая; на передней опоре установлены две посадочные фары и одна рулежная, амортизационная стойка и замок убранного положения основной опоры крепятся к нижней панели центроплана, замок выпущенного положения опоры - к силовым балкам в двигательном отсеке, кронштейны подъемника - к силовым элементам хвостовой балки, каждая ниша закрывается двумя створками, управляемыми цилиндрами, штанга основной стойки предназначена для удержания амортстойки в выпущенном положении, передняя опора подвешена в шарнирных подшипниках трех узлов, защитный щиток щелевой конструкции установлен на оси колеса для защиты воздухозаборников от бетонной крошки при движении самолета по земле; тормозная посадочная парашютная система содержит парашют тормозной крестообразный, контейнер со створкой и механизмом открытия створки, замок, электросистему управления, причем контейнер является законцовкой хвостовой части фюзеляжа, отличающийся тем, что в комплексе имеется замок для удержания основной опоры шасси в выпущенном положении, который захватывает при выпуске штангу, шарнирно закрепленную на опоре, таким образом, что штанга с помощью кинематического привода устанавливается в процессе уборки опоры в положение, обеспечивающее минимальные габариты, занимаемые опорой в нише, а силовой замок, удерживающий стойку в выпущенном положении выполнен с возможностью надежного запирания опоры при отсутствии гидравлического давления в системе и обеспечения углового перемещения штанги для компенсации деформаций фюзеляжа и опоры; система аварийного выпуска шасси сжатым азотом предусматривает открытие створок ниш; замок выпущенного положения основной опоры состоит из корпуса, соединенного с крюком, кинематических звеньев, соединительной серьги и привода таким образом, что в закрытом положении крюк запирается кинематическим замком и фиксируется штоком цилиндра, имеющим запас хода на выпуск, и давлением масла или азота, а в открытом положении фиксируется штоком другого цилиндра и удерживается пружиной и двумя шариковыми фиксаторами при том, что шток цилиндра имеет запас хода на уборку, причем в закрытом положении крюка его зев и ответная часть корпуса образует сферу, в которой размещается шар штанги опоры при ее выпущенном состоянии; в нижней части контейнера тормозной посадочной парашютной системы расположен механизм концевых выключателей, состоящий из пружинного усилителя, нажимной качалки и средств крепления с возможностью автоматического сброса тормозного парашюта при его самопроизвольном выпуске; парашют состоит из вытяжного парашюта с пружинным механизмом, двух тормозных парашютов с куполами крестообразной формы и соединительного звена, крепящегося к вилке. 20. A set of takeoff and landing devices of a multi-purpose highly maneuverable supersonic aircraft, containing a three-leg retractable landing gear and a brake landing parachute system, in which brake wheels are mounted on the main bearings and a non-brake wheel is mounted on the steered front one, and the wheel suspension on the main bearings is telescopic and front support - half-lever, shock absorption - pneumohydraulic; two landing lights are installed on the front support and one taxiway, suspension strut and the lock of the retracted position of the main support are attached to the lower center section panel, the released position of the support is attached to the power beams in the engine compartment, the lift brackets to the power elements of the tail beam, each niche is closed by two flaps controlled by cylinders, the main strut rod is designed to hold the amortostoy in the released position, the front support is suspended in the articulated bearings of three nodes, a protective shield Eve structure is mounted on the wheel axle for protecting the air intake of the aircraft when the concrete crumbs movement along the ground; the brake landing parachute system comprises a cruciform brake parachute, a container with a sash and a sash opening mechanism, a lock, an electrical control system, the container being the tip of the rear fuselage, characterized in that the complex has a lock to hold the main landing gear in the released position, which captures when the release of the rod pivotally mounted on the support, so that the rod using the kinematic drive is installed in the process of cleaning the support in position, provide its minimum size occupied by the support in the recess, and the locking force holding the rack in a deployed position is configured to support a reliable locking in the absence of hydraulic pressure in the system and ensure the angular movement of the rod to compensate for the deformations of the fuselage and the support; the emergency release system of the chassis with compressed nitrogen provides for the opening of niche flaps; the lock of the released position of the main support consists of a housing connected to the hook, kinematic links, a connecting earring and a drive in such a way that in the closed position the hook is locked with a kinematic lock and fixed with a cylinder rod having a power reserve for exhaust and oil or nitrogen pressure, and in open position is fixed by the rod of another cylinder and held by a spring and two ball clamps despite the fact that the cylinder rod has a power reserve for cleaning, and in the closed position of the hook its pharynx and the counterpart of the body the whisker forms the sphere in which the ball of the support rod is placed when it is released; in the lower part of the container of the brake landing parachute system, there is a limit switch mechanism consisting of a spring amplifier, a pressure rocker and fastening means with the ability to automatically reset the brake parachute during its spontaneous release; The parachute consists of an exhaust parachute with a spring mechanism, two brake parachutes with cruciform domes and a connecting link attached to the fork.
21. Комплекс п.20, отличающийся тем, что в нем в системе охлаждения колес основной стойки предусмотрено автоматическое включение электродвигателя вентилятора при обжатии основных опор, ручное включение и выключение этих электродвигателей, а также отключение системы охлаждения при эксплуатации самолета при пониженных температурах окружающей среды. 21. The complex of claim 20, characterized in that in it the cooling system of the wheels of the main rack provides for the automatic activation of the fan motor when compressing the main supports, the manual on and off of these electric motors, as well as the shutdown of the cooling system when operating the aircraft at low ambient temperatures.
22. Комплекс по п.21, отличающийся тем, что в тормозах колес основных опор шасси установлены высокоэнергоемкие моноуглеродные тормозные диски с возможностью концентрации энергии торможения тяжело нагруженного самолета на короткой дистанции и равномерного отвода тепла. 22. The complex according to claim 21, characterized in that in the brakes of the wheels of the main landing gear are installed high-energy monocarbon brake discs with the possibility of concentration of braking energy of a heavily loaded aircraft over a short distance and uniform heat dissipation.
23. Бортовое оборудование многоцелевого высокоманевренного сверхзвукового самолета, включающее: бортовую радиолокационную станцию с вычислителем управления, запросчик и ответчик систем государственного опознавания, аппаратуру отображения информации, бортовую вычислительную систему, пилотажно-навигационное оборудование, систему управления оружием, оптико-локационную станцию, нашлемную систему целеуказания, комплект средств радиоэлектронного противодействия, комплекс средств радиосвязи, средства регистрации и контроля, отличающееся тем, что в нем автоматический радиокомпас снабжен средством плавной настройки частоты летчиком; установлена спутниковая система навигации с индикацией текущих координат самолета. 23. On-board equipment of a multi-purpose highly maneuverable supersonic aircraft, including: on-board radar station with control computer, interrogator and transponder of state identification systems, information display equipment, on-board computer system, flight and navigation equipment, weapon control system, optical-location station, helmet-mounted target designation system , a set of electronic countermeasures, a complex of radio communications, means of registration and control, distinguishing by the fact that it is equipped with automatic radio means infinite adjustment of the pilot frequency; A satellite navigation system is installed with an indication of the current coordinates of the aircraft.
24. Оборудование по п.23, отличающееся тем, что включает в себя: радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс с многофункциональными пультами управления и дисплеями, блок преобразования и коммутации телевизионных сигналов, комплексную информационную систему сигнализации; при этом оборудование выполнено с возможностью сопряжения с оптической инфракрасной разведывательной аппаратурой подвесных контейнеров, бортовая радиолокационная станция совместно с центральным процессором боевого применения и запросчиком системы государственного опознавания включена в радиолокационную систему управления, выполненную с возможностью обеспечения: одновременного обстрела в дальнем воздушном бою воздушных целей управляемыми ракетами "воздух-воздух"; обстрела в ближнем бою воздушной цели управляемыми ракетами пушечной установки; обстрела морской цели управляемыми ракетами "воздух-корабль"; обстрела наземной цели управляемыми ракетами "воздух-земля"; применения неуправляемого оружия в режимах "воздух-поверхность"; в режиме атаки одной наземной цели одновременного обнаружения воздушных целей или обстрела в дальнем воздушном бою одной воздушной цели; комплексной обработки и использования информационных данных от бортового оборудования, других самолетов и пунктов управления для повышения эффективности боевого применения; управления полетом в режимах "воздух-воздух", "воздух-море", "воздух-земля" при ведущем радиолокационном канале; управления боевыми действиями групп самолетов; информационной поддержки систем самолета; оценки состояния аппаратуры и оружия на всех этапах наземной подготовки и в полете; опознавания воздушных целей совместно с самолетным ответчиком; оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс выполнен с возможностью функционального комплексирования бортового радиоэлектронного оборудования для применения оружия и управления самолетом, в том числе: организации информационно-управляющего поля кабины для взаимодействия экипажа с оборудованием; управления взаимодействием аппаратуры для всех режимов полета и подготовки самолета к вылету; формирования информации для обмена между самолетами; обнаружения, распознавания и сопровождения пассивными тепловыми, тепловизионными, телевизионными и радиотехническими средствами воздушных, наземных и надводных целей; формирования и выдачи в управляемые ракеты необходимой информации для их подготовки; применения вооружения; формирования сигналов автоматического и директорного управления самолетом при применении оружия; обеспечения взлета, маршрута, посадки, барражирования, повторного захода; обеспечения возможности запоминания и хранения: пунктов программируемого полета; заданных ориентиров в географической и полярной системе координат; аэродромов посадки; радиомаяков; обеспечения возможности визуальной коррекции координат местоположения методом облета пунктов маршрута с заранее известными координатами; методом наложения марки на визуально видимый ориентир; методом определения координат до известных; автоматического, директорного и ручного управления при применении оружия и навигации; комплексного контроля с выдачей информации о состоянии подсистем комплекса экипажу и в систему регистрации; ручного и автоматизированного ввода полетного задания в бортовые устройства долговременной памяти; обеспечения тренажных режимов для отработки применения оружия и навигации; для управления боевыми действиями групп самолетов оборудование выполнено с возможностью организации автоматического обмена информацией о воздушных целях и собственном местонахождении; ручного целераспределения групп воздушных целей между группами на уровне командира объединенной группы; целераспределения групп воздушных целей и целей для каждого самолета группы на уровне командира группы; организации автоматического обмена информацией о наземных или морских целях и собственном местонахождении; ручного целераспределения путем передачи координат наземных или морских целей между группами самолетов на уровне командира группы; ручного целераспределения и передачи координат наземных или морских целей для каждого самолета группы на уровне командира группы; самолетный радиолокационный ответчик выполнен с возможностью приема и обработки запросных сигналов и выдачи ответных сигналов государственной принадлежности; определения по запросу местоположения воздушных объектов; выделения по запросу объектов, терпящих бедствие; автоматического контроля работоспособности с сигнализацией отказа при его неисправности; бортовой комплекс средств радиосвязи выполнен с возможностью: радиотелефонной связи и передачи данных; организации циклического обмена данными внутри группы и между группами самолетов; внутренней связи с обслуживающим персоналом при наземной подготовке; автоматизированного управления аппаратурой комплекса с объединенного пульта; автоматизированного контроля аппаратуры комплекса; выдачи сигналов для контроля, отображения, регистрации и документирования; прослушивания сигналов об аварийных ситуациях от речевого информатора, сигналов с радионавигационных устройств, сигналов аварийного приемника; средства регистрации и контроля включают: систему аварийной сигнализации; комплексную информационную систему сигнализации; бортовую систему регистрации параметров полета и работы самолетных систем и оборудования; систему видеозаписи; аппаратуру речевого оповещения, причем система аварийной сигнализации выполнена с возможностью оповещения экипажа самолета с помощью световых сигналов об отказах, неисправностях и режимах работы систем и агрегатов самолета и оборудования и обеспечения работы аварийных, предупреждающих и уведомляющих светосигнализаторов на приборной доске в кабине; комплексная информационная система сигнализации выполнена с возможностью: контроля в полете самолетных систем и оборудования с выводом предупреждающих и уведомляющих сообщений на индикаторы; определения неисправностей самолетных систем и оборудования при предполетной подготовке самолета и расширенных проверок путем анализа информации; обеспечения запоминания результатов контроля оборудования и отказов систем, происшедших в полете, в долговременном запоминающем устройстве с выдачей информации; анализа информации о работе самолетных систем для отображения текущих параметров работы систем в виде мнемокадров на индикаторах; предупреждающих и уведомляющих текстовых сообщений об отказах оборудования; информации для отображения мнемокадров, характеризующих работу общесамолетных систем; система регистрации и контроля параметров выполнена с возможностью регистрации: кодовой информации от систем авиаконтроля; цифровой информации; бинарных сигналов в виде перепадов напряжения служебной информации о дате и номере полета; параметров самоконтроля калибровочного напряжения и напряжения переполнения; параметров текущего времени; переговоров экипажа самолета, с фиксацией в долговременном запоминающем устройстве кодов отказов с метками времени их возникновения; аппаратура речевого оповещения выполнена с возможностью оповещения летчика голосовой командой об отказах систем, аварийных ситуациях на самолете и дублирования комплексной информационной системы в аварийных ситуациях; средства радиоэлектронного противодействия включают в себя: станцию активных помех индивидуальной и групповой защиты, станцию активных помех групповой защиты, аппаратуру управления пассивными ракетами, при этом станция активных помех индивидуальной защиты выполнена с возможностью: определять направление на излучающие радиолокационные станции; определять режим работы станций и степень их опасности; выбирать тип помех; воспроизводить сигналы излучающих станций и излучать их в направлении облучающих станций; станция активных помех групповой защиты выполнена с возможностью: определять направление на излучающие радиолокационные станции; определять режим работы станций и степень их опасности; выбирать тип помех; воспроизводить сигналы излучающих станций и излучать их в направлении облучающих станций; станции индивидуальной и групповой защиты выполнены с возможностью работы в переднюю и заднюю полусферы одновременно, аппаратура управления пассивными ракетами выполнена с возможностью управления ракетами по информации целеуказания и с автономным наведением. 24. The equipment according to claim 23, characterized in that it includes: a radar station with a phased antenna array, an optical-electronic aiming and navigation complex with multifunctional control panels and displays, a unit for converting and switching television signals, an integrated information signaling system; the equipment is capable of interfacing with hanging optical containers with optical infrared reconnaissance equipment, the airborne radar station, together with the central processor for military use and the state identification system interrogator, is included in the radar control system, which is capable of providing: simultaneous firing of guided missiles at long-range aerial combat air-to-air; close-range firing of an air target with guided missiles of a cannon mount; shelling of a sea target with guided air-to-ship missiles; firing at ground targets with guided air-to-ground missiles; the use of unguided weapons in air-to-surface modes; in the attack mode of one ground target at the same time detecting air targets or firing in a long-range aerial battle of one air target; integrated processing and use of information data from airborne equipment, other aircraft and control centers to increase the effectiveness of combat use; flight control in air-to-air, air-to-sea, air-to-ground modes with a leading radar channel; command and control operations of groups of aircraft; information support for aircraft systems; assessing the state of equipment and weapons at all stages of ground training and in flight; recognition of air targets in conjunction with an aircraft transponder; the optical-electronic aiming and navigation complex is made with the possibility of functional integration of avionics for the use of weapons and control the aircraft, including: the organization of the information-control field of the cockpit for the crew to interact with the equipment; control the interaction of equipment for all flight modes and prepare the aircraft for departure; formation of information for exchange between aircraft; detection, recognition and tracking of passive thermal, thermal imaging, television and radio equipment of air, ground and surface targets; the formation and delivery of guided missiles the necessary information for their preparation; use of weapons; generating signals of automatic and director control of the aircraft using weapons; providing take-off, route, landing, barrage, re-entry; providing the ability to memorize and store: programmable flight points; specified landmarks in the geographical and polar coordinate system; landing aerodromes; beacons; providing the possibility of visual correction of location coordinates by the method of flight of route points with previously known coordinates; by stamping on a visually visible landmark; the method of determining the coordinates to known; automatic, director and manual control when using weapons and navigation; integrated control with the issuance of information about the status of the subsystems of the complex to the crew and to the registration system; manual and automated input of the flight task into the on-board devices of long-term memory; providing training regimes for practicing the use of weapons and navigation; to control the combat operations of groups of aircraft, the equipment is configured to automatically exchange information about air targets and their whereabouts; manual target allocation of air target groups between groups at the level of the commander of the combined group; target distribution of air targets groups and goals for each group aircraft at the group commander level; organization of automatic exchange of information about land or sea targets and their own location; manual target allocation by transferring the coordinates of land or sea targets between groups of aircraft at the level of the group commander; manual target allocation and transmission of coordinates of land or sea targets for each group aircraft at the level of the group commander; an aircraft radar transponder is configured to receive and process interrogation signals and issue state-owned response signals; determining upon request the location of air objects; allocations upon request of objects in distress; automatic performance monitoring with alarm failure in case of failure; the on-board complex of radio communications is made with the possibility of: radiotelephone communications and data transmission; organization of cyclic data exchange within a group and between groups of aircraft; internal communication with maintenance personnel during ground training; automated control of complex equipment from an integrated console; automated control of complex equipment; issuing signals for monitoring, display, registration and documentation; listening to emergency signals from a voice informant, signals from radio navigation devices, signals from an emergency receiver; registration and control tools include: alarm system; integrated information alarm system; airborne registration system for flight parameters and operation of aircraft systems and equipment; video recording system; voice warning equipment, moreover, the alarm system is configured to notify the aircraft crew using light signals about failures, malfunctions and operating modes of aircraft systems and units and equipment and to ensure the operation of emergency, warning and notification light signals on the dashboard in the cockpit; a comprehensive informational alarm system is configured to: monitor flight systems and equipment in flight with warning and notification messages displayed on indicators; determination of malfunctions of aircraft systems and equipment during pre-flight preparation of the aircraft and advanced checks by analyzing information; ensuring storing of the results of equipment control and system failures that occurred during the flight in a long-term storage device with the issuance of information; analysis of information about the operation of aircraft systems to display the current parameters of the systems in the form of mnemo frames on indicators; warning and notification text messages about equipment failures; information for displaying mnemonic frames characterizing the operation of general aircraft systems; the registration and parameter control system is configured to register: code information from air control systems; digital information; binary signals in the form of voltage drops of service information about the date and number of the flight; self-monitoring parameters of calibration voltage and overflow voltage; parameters of the current time; negotiations of the aircraft crew, with fixing in the long-term storage device failure codes with timestamps of their occurrence; voice warning equipment is configured to notify the pilot with a voice command about system failures, emergency situations on an airplane and duplication of an integrated information system in emergency situations; electronic countermeasures include: an individual and group defense active jamming station, a group protection active jamming station, passive missile control equipment, and the individual defense active jamming station is configured to: determine the direction of the radiating radar stations; determine the operation mode of stations and their degree of danger; choose the type of interference; reproduce the signals of the emitting stations and emit them in the direction of the irradiating stations; group protection active jamming station is configured to: determine the direction of the radiating radar stations; determine the operation mode of stations and their degree of danger; choose the type of interference; reproduce the signals of the emitting stations and emit them in the direction of the irradiating stations; individual and group defense stations are capable of operating in the front and rear hemispheres at the same time, passive missile control equipment is made with the ability to control missiles according to targeting information and with autonomous guidance.
25. Оборудование по п.24, отличающееся тем, что оно снабжено и сопряжено с телевизионной командной системой наведения, расположенной в подвесном контейнере. 25. The equipment according to p. 24, characterized in that it is equipped and interfaced with a television command guidance system located in a hanging container.
26. Оборудование по п.25, отличающееся тем, что фазированная антенная решетка радиолокационной станции выполнена с электрическим управлением лучом и механическим доворотом по азимуту. 26. The equipment according A.25, characterized in that the phased antenna array of the radar station is made with electric control of the beam and a mechanical turn in azimuth.
27. Система управления многоцелевым высокоманевренным сверхзвуковым самолетом, содержащая каналы продольного и поперечного управления и управления по курсу, включающие: посты управления в кабинах экипажа, снабженные загрузочными механизмами; систему дистанционного управления, которая содержит резервированные вычислители, датчики положений управляющих и управляемых органов, датчики параметров полета и выполнена с обеспечением устойчивости и управляемости самолета в интервалах допускаемых углов атаки и перегрузок, при этом каждый из гидроприводов носков консолей крыла, флаперонов, стабилизатора и рулей направления связан с двумя независимыми гидросистемами самолета, и систему автоматического управления, имеющую вычислители и органы управления полетом на режимах: стабилизации и захода на посадку, полета по маршруту, управления по командам пунктов наведения и самонаведения по сигналам бортовых средств управления оружием и связанную с прицельно-навигационным комплексом, средствами управления вооружением и командного наведения, отличающаяся тем, что она снабжена: средствами обеспечения выхода на закритические углы атаки, включающими устройство отключения ограничителя предельных режимов; устройствами корректировки характеристик управляемости при дозаправке топлива в полете за счет подключения к вычислителям продольного и поперечного управления датчиков углов тангажа и крена посредством запоминающих и ограничительных устройств; средством повышения надежности сервоприводов стабилизатора за счет резервирования управляющих средств и мажоритарной оценки их исправности; средством обеспечения безопасности полета при отказе системы управления носками крыла за счет подключения дополнительного гидропривода для отклонения носков на максимальный угол вниз; средством обеспечения аэродинамического качества крыла при маневрировании за счет автоматического отклонения флаперонов при изменении угла атаки. 27. A control system for a multi-purpose highly maneuverable supersonic aircraft, comprising longitudinal and lateral and course control channels, including: control posts in crew cabs equipped with loading mechanisms; remote control system, which contains redundant calculators, position sensors of governing and controlled bodies, flight parameter sensors and is designed to provide stability and controllability of the aircraft in the intervals of permissible angles of attack and overloads, each of which has hydraulic socks for wing socks, flaperons, stabilizer and rudders connected with two independent hydraulic systems of the aircraft, and an automatic control system with computers and flight controls in the modes: stable navigation and approach, flight en route, command control of guidance and homing points based on signals from airborne weapon control systems and associated with the aiming and navigation complex, weapon control and command guidance systems, characterized in that it is equipped with: means for providing access to supercritical angles of attack, including a device for switching off the limiter of limit modes; devices for adjusting the characteristics of controllability during fuel refueling in flight by connecting pitch and roll angle sensors to calculators of longitudinal and lateral control by means of memory and restrictive devices; a means of increasing the reliability of stabilizer servo drives due to redundancy of control means and a majority assessment of their serviceability; means of ensuring flight safety in case of failure of the wing sock control system by connecting an additional hydraulic actuator to deflect the socks to the maximum angle down; a means of ensuring the aerodynamic quality of the wing during maneuvering due to automatic deflection of the flaperons when changing the angle of attack.
28. Система управления по п.27, отличающаяся тем, что канал продольного управления снабжен самонастраивающимся устройством для изменения коэффициента усиления сигнала управления, заданного летчиком или системой автоматического управления, в зависимости от рассогласования между сигналами, соответствующими параметрам полета, и сигналами устройства, моделирующего заданное изменение параметров полета, и снабжен также электрогидравлической системой поворота консолей переднего горизонтального оперения, включающей: гидроцилиндры с золотниковыми устройствами, связанными с указанными гидросистемами самолета, и сервопривод, связанный с вычислителем дистанционной системы управления, при этом гидроприводы рулей направления и флаперонов снабжены электрогидравлическими распределителями и усилителями, подключенными к соответствующим выходам усилителей системы дистанционного управления. 28. The control system according to item 27, wherein the longitudinal control channel is equipped with a self-adjusting device for changing the gain of the control signal specified by the pilot or automatic control system, depending on the mismatch between the signals corresponding to the flight parameters and the signals of the device simulating a given changing flight parameters, and is also equipped with an electro-hydraulic system for turning the front horizontal tail console, including: hydraulic cylinders with gold specific devices associated with the indicated hydraulic systems of the aircraft, and a servo drive connected to the computer of the remote control system, while the hydraulic actuators of the rudders and flaperons are equipped with electro-hydraulic distributors and amplifiers connected to the corresponding outputs of the amplifiers of the remote control system.
29. Система управления по п. 28, отличающаяся тем, что она снабжена электрогидравлической системой синфазного и дифференциального отклонения поворотных сопел правого и левого двигателей силовой установки самолета, причем эта электрогидравлическая система содержит вычислитель, включенный в систему дистанционного управления, устройство включения режима поворота сопел, установленное в кабине экипажа, и приводные устройства, каждое из которых содержит усилитель привода, связанный с выходом указанного вычислителя, электрогидравлический привод, связанный с топливной системой соответствующего двигателя. 29. The control system according to p. 28, characterized in that it is equipped with an electro-hydraulic system in-phase and differential deviation of the rotary nozzles of the right and left engines of the power plant of the aircraft, and this electro-hydraulic system contains a computer included in the remote control system, a device for turning on the nozzle rotation mode, installed in the cockpit, and drive devices, each of which contains a drive amplifier associated with the output of the specified computer, electro-hydraulic ivod associated with relevant engine fuel system.
30. Гидравлическая система многоцелевого высокоманевренного сверхзвукового самолета, состоящая из первой и второй гидросистем, каждая из которых содержит гидронасос переменной производительности с приводом от выносной коробки агрегатов соответствующего двигателя силовой установки самолета и гидрокомпенсатор, в котором полость высокого давления сообщена с газовой полостью газожидкостного аккумулятора, а полость низкого давления соединена с всасывающей магистралью гидронасоса и его же магистралью слива через установленные в ней фильтр и топливомасляный теплообменник, причем магистрали слива-всасывания и нагнетания гидронасоса снабжены соответствующими бортовыми клапанами для подключения наземной гидроустановки и обеспечивают подачу и отвод рабочей жидкости через фильтры к гидроприводам: носков консолей крыла, флаперонов, консолей стабилизатора, рулей направления, комплекса взлетно-посадочных устройств или штанги дозаправки топлива, механизма разворота переднего колеса шасси или тормозного щитка, аварийного или основного тормоза, панелей воздухозаборника и устройства его защиты, а магистраль нагнетания сообщена также с жидкостной полостью газожидкостного аккумулятора, причем гидроприводы системы взлетно-посадочных устройств и штанги дозаправки топлива снабжены аварийными источниками сжатого газа, подключенными через челночные клапаны, отличающаяся тем, что в каждой из гидросистем магистраль нагнетания гидронасоса переменной производительности связана с гидроприводом панелей воздухозаборника через обратный клапан в линии, сообщающей эту магистраль с жидкостной полостью газожидкостного аккумулятора, причем в первой гидросистеме жидкостная полость того же газожидкостного аккумулятора сообщена также с гидроприводом аварийного тормоза и выходом ручного подкачивающего насоса, введенного в первую гидросистему, полость низкого давления гидрокомпенсатора соединена с всасывающей магистралью гидронасоса переменной производительности посредством реверсивного трубопровода, а бортовые клапаны для подключения наземной гидроустановки выполнены и установлены с возможностью удаления газа из каждой гидросистемы, промывки их и заполнения чистым маслом. 30. The hydraulic system of a multi-purpose highly maneuverable supersonic aircraft, consisting of the first and second hydraulic systems, each of which contains a variable-speed hydraulic pump driven by a remote box of units of the corresponding engine of the aircraft power plant and a hydraulic compensator, in which the high-pressure cavity is in communication with the gas cavity of the gas-liquid accumulator, and the low-pressure cavity is connected to the suction line of the hydraulic pump and its discharge line through the fi and fuel-oil heat exchanger, and the drain-suction and discharge lines of the hydraulic pump are equipped with corresponding on-board valves for connecting the ground hydraulic installation and provide the supply and discharge of working fluid through filters to hydraulic drives: socks of wing consoles, flaperons, stabilizer consoles, rudders, takeoff and landing devices or fuel refueling rods, a front wheel turn mechanism or a brake flap, an emergency or main brake, air intake panels, and protection devices, and the discharge line is also in communication with the liquid cavity of the gas-liquid accumulator, and the hydraulic actuators of the take-off and landing device system and the fuel refueling rods are equipped with emergency sources of compressed gas connected through shuttle valves, characterized in that in each of the hydraulic systems the discharge line of the variable-speed hydraulic pump connected to the hydraulic drive of the intake panels through a check valve in the line connecting this line to the liquid gas-liquid cavity an accumulator, moreover, in the first hydraulic system, the fluid cavity of the same gas-liquid accumulator is also connected with the emergency brake hydraulic drive and the output of a manual booster pump introduced into the first hydraulic system, the low pressure cavity of the hydraulic compensator is connected to the suction manifold of the variable capacity hydraulic pump via a reversible pipeline, and the side valves for connecting surface hydraulic installations are made and installed with the possibility of removing gas from each hydraulic system, flushing ki them and fill with clean oil.
31. Гидравлическая система по п.30, отличающаяся тем, что для создания требуемого давления на всасывание при работе насоса на пониженных оборотах в условиях недостаточного обеспечения потребных расходов введены средства повышения давления с выбором соответствующего соотношения площадей дифференциального поршня в полостях высокого и низкого давлений гидрокомпенсатора с подключением гидроаккумулятора через обратный клапан для исключения провалов давления на всасывании насоса. 31. The hydraulic system according to claim 30, characterized in that means for increasing pressure are introduced to create the required suction pressure when the pump is operating at low revs and when the required costs are not adequately provided, with the appropriate ratio of the areas of the differential piston in the high and low pressure cavities of the hydraulic compensator by connecting a hydraulic accumulator via a non-return valve to eliminate pressure drops on the suction of the pump.
32. Гидравлическая система по п.31, отличающаяся тем, что магистрали слива-всасывания и нагнетания гидронасоса переменной производительности в каждой гидросистеме связаны через фильтры с гидроприводами переднего горизонтального оперения, а те же магистрали всасывания и нагнетания в первой гидросистеме связаны также с гидроприводом устройства поворотного соединения радиолокационной станции. 32. The hydraulic system according to p. 31, characterized in that the discharge, suction and discharge lines of a variable displacement pump in each hydraulic system are connected through filters with hydraulic drives of the front horizontal tail, and the same intake and discharge lines in the first hydraulic system are also connected to the hydraulic drive of the rotary device radar station connections.
33. Пневматическая система многоцелевого высокоманевренного сверхзвукового самолета, содержащая средства аварийного выпуска шасси, штанги дозаправки топлива, системы открытия, закрытия и герметизации фонаря кабины экипажа, отличающаяся тем, что электропневмоклапан в магистрали подачи сжатого азота в приводные цилиндры створок ниш шасси и соединенный последовательно с ним электропневмоклапан в магистрали подачи сжатого азота в приводные цилиндры стоек шасси смонтированы на одной из основных опор шасси перед поворотным соединением на фюзеляже до приводных цилиндров, введены баллон со сжатым азотом, электропневмоклапан и челночный клапан, соединенные последовательно в магистрали подачи сжатого азота в приводной цилиндр выпуска штанги дозаправки топлива в полете, система эксплуатационного управления откидной частью фонаря включает в себя: пневмогидроцилиндр для открытия и закрытия откидной части фонаря; замок-подвеску, открывающийся на первоначальном ходе штока цилиндра при подаче азота в пневмополость цилиндра и при подаче жидкости в гидрополость от механизма ручного открытия; перепускные клапаны механизма ручного открытия фонаря для его фиксации; кинематический замок фиксации откидной части фонаря, блок редукторов, кран герметизации, кран разгерметизации шланга; баллон со сжатым азотом соединен с краном разгерметизации, краном управления фонарем, шлангом герметизации и системой противообледенения фонаря, один из трубопроводов соединяет кран управления фонарем с одним из пневмоцилиндров механизма ручного открытия фонаря и полостью пневмогидроцилиндра, другой трубопровод соединяет этот же кран со вторым пневмоцилиндром механизма ручного открытия фонаря, с клапаном механизма ручного открытия и с полостью закрытия пневмогидроцилиндра. 33. The pneumatic system of a multi-purpose highly maneuverable supersonic aircraft, containing emergency landing gear, refueling rods, a cockpit opening, closing and sealing system, characterized in that the electro-pneumatic valve in the compressed nitrogen supply line to the drive cylinders of the landing gear flaps and connected in series with it the electro-pneumatic valve in the line for supplying compressed nitrogen to the drive cylinders of the landing gears is mounted on one of the main supports of the landing gear before turning the connection the fuselage to the drive cylinders, a cylinder with compressed nitrogen, an electro-pneumatic valve and a shuttle valve connected in series in the compressed nitrogen supply line to the drive cylinder for releasing the fuel refueling rod in flight were introduced, the operational control system for the hinged part of the lamp includes: a pneumo-hydraulic cylinder for opening and closing the hinged part a lantern; a suspension lock that opens at the initial stroke of the cylinder rod when nitrogen is supplied to the pneumatic cavity of the cylinder and when liquid is supplied to the hydraulic cavity from the manual opening mechanism; bypass valves of the mechanism for manually opening the lamp to fix it; kinematic lock for fixing the hinged part of the lamp, gear unit, sealing valve, hose depressurization valve; a compressed nitrogen cylinder is connected to a depressurization valve, a lamp control valve, a sealing hose and a lamp anti-icing system, one of the pipelines connects a lamp control valve to one of the pneumatic cylinders of the lamp’s manual opening mechanism and a pneumatic cylinder cavity, another pipe connects the same valve to the second pneumatic cylinder of the manual mechanism lantern opening, with a valve of the manual opening mechanism and with a cavity for closing the pneumohydrocylinder.
34. Система электроснабжения многоцелевого высокоманевренного сверхзвукового самолета, содержащая двухканальные системы переменного и постоянного тока, включающие: два интегральных привод-генератора переменного тока стабилизированной частоты, установленные на выносных коробках агрегатов двигателей силовой установки самолета, аккумуляторные батареи и аварийные преобразователи постоянного тока в переменный, отличающаяся тем, что в системе переменного тока каждый из генераторов снабжен пускорегулирующей, защитной и преобразующей аппаратурой, а преобразователи снабжены устройством включения при отказе обоих генераторов, двухканальная же система постоянного тока содержит последовательно соединенные первичную и аварийную шины центрального распределительного устройства в каждом канале и соединенные с ними шины потребителей первого и второго уровней в каждом из распределительных устройств питания: самолетных и силовых систем, радиоэлектронного оборудования и систем оружия, снабженных контакторами включения, при этом в каждом центральном распределительном устройстве первичная шина подключена к одному из трех выпрямителей, каждый из которых снабжен аппаратом защиты, и соединена с первичной шиной второго центрального распределительного устройства посредством перемычки, снабженной предохранителями, а аварийная шина подключена к соответствующему аккумулятору, причем часть потребителей подключена к обеим шинам потребителей первого уровня соответствующих распределительных устройств через развязывающие диоды. 34. The power supply system of a multi-purpose highly maneuverable supersonic aircraft, containing two-channel alternating current and direct current systems, including: two integrated variable-frequency alternating current drive-generators mounted on remote boxes of aircraft engine units of the aircraft power plant, rechargeable batteries and emergency DC-to-AC converters, characterized the fact that in the alternating current system each of the generators is equipped with ballast, protective and transforming paratura, and the converters are equipped with a switching device in case of failure of both generators, the two-channel DC system contains series-connected primary and emergency buses of the central distribution device in each channel and the consumer buses of the first and second levels connected to them in each of the power distribution devices: aircraft and power systems, electronic equipment and weapons systems equipped with switching contactors, while in each central distribution device The primary bus is connected to one of three rectifiers, each of which is equipped with a protection device, and is connected to the primary bus of the second central switchgear via a jumper equipped with fuses, and the emergency bus is connected to the corresponding battery, and some consumers are connected to both buses of first-level consumers appropriate switchgear via decoupling diodes.
35. Система электроснабжения по п.34, отличающаяся тем, что каждый из привод-генераторов выполнен с увеличенной приблизительно вдвое мощностью и снабжен твердотельными пускорегулирующей, защитной и преобразующей аппаратурой, а система постоянного тока снабжена тремя управляющими реле с входными и выходными размыкающими контактами, четырьмя отключающими реле с размыкающими контактами и силовыми кремниевыми плоскостными диодами, установленными в каждом центральном распределительном устройстве между первичной и аварийной шинами, при этом один из выпрямителей подключен к перемычке между первичными шинами центральных распределительных устройств на участке между малоинерционными плавкими предохранителями, расположенными со стороны каждой первичной шины при отношении прямого сопротивления каждого из силовых диодов в центральных распределительных и выпрямительных устройствах к сопротивлению каждого из малоинерционных плавких предохранителей более 3, обмотки управляющих реле включены последовательно с соответствующими аппаратами защиты выпрямителей, причем входные размыкающие контакты каждого из управляющих реле включены последовательно с входными размыкающими контактами другого управляющего реле в цепь питания обмоток отключающих реле, размыкающие контакты которых включены в цепи питания контакторов включения шин потребителей второго уровня в распределительных устройствах питания радиоэлектронного оборудования и систем оружия, в каждом из распределительных устройств питания: самолетных и силовых систем, радиоэлектронного оборудования и систем оружия шина питания потребителей первого уровня соединена с аварийной шиной одного из центральных распределительных устройств, а шина питания потребителей второго уровня соединена с первичной шиной другого центрального распределительного устройства, при этом система снабжена средствами подключения наземного источника электроэнергии с возможностью визуального контроля всех параметров и состояния системы по средствам отображения информации в кабинах экипажа. 35. The power supply system according to clause 34, wherein each of the drive generators is approximately doubled in power and equipped with solid-state ballasts, protective and converting equipment, and the DC system is equipped with three control relays with input and output disconnecting contacts, four disconnecting relays with NC contacts and silicon power planar diodes installed in each central switchgear between the primary and emergency buses, at ohm, one of the rectifiers is connected to the jumper between the primary buses of the central distribution devices in the area between the low-inertia fuses located on the side of each primary bus with respect to the direct resistance of each of the power diodes in the central distribution and rectifier devices to the resistance of each of the low-inertia fuses more than 3, control relay windings are connected in series with the corresponding rectifier protection devices, and the input e the opening contacts of each of the control relays are connected in series with the input opening contacts of the other control relay in the power supply circuit of the trip relay windings, the opening contacts of which are included in the power supply circuit of the second-level consumer busbar contactors in the power distribution devices of electronic equipment and weapons systems, in each of the distribution power devices: aircraft and power systems, electronic equipment and weapon systems the level is connected to the emergency bus of one of the central distribution devices, and the second-level consumer power bus is connected to the primary bus of another central distribution device, while the system is equipped with means for connecting a ground-based power source with the ability to visually monitor all parameters and the state of the system by means of information display in the cabs crew.
36. Светотехническое оборудование многоцелевого высокоманевренного сверхзвукового самолета, содержащее средства наружного и внутреннего освещения со средствами их электропитания, включения, выключения и регулировки, включающие: габаритные огни, расположенные на концах консолей крыла и одного из надфюзеляжных килей, посадочную и рулежную фары, установленные на стойке передней опоры шасси, средства освещения кабин и установленных в них приборов, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит: выдвижные фары для освещения самолета-заправщика топлива и его наружных средств отдачи топлива при дозаправке, осветитель топливоприемника на конце выдвижной штанги дозаправки топлива, осветители внутренних отсеков самолета со средствами их включения и выключения при наземном обслуживании, средства подсветки надписей на пультах управления, имеющих прозрачные панели с этими надписями, расположенные над средствами подсветки. 36. Lighting equipment of a multi-purpose highly maneuverable supersonic aircraft, containing means of external and internal lighting with means of their power supply, switching on, off and adjustment, including: parking lights located at the ends of the wing consoles and one of the dorsal fins, landing and taxiing lights mounted on a rack the front landing gear, cab lighting and instruments installed in them, characterized in that it further comprises: retractable headlights for illumination of the aircraft fuel equalizer and its external means of fuel delivery during refueling, a fuel receiver illuminator at the end of a extendable fuel refueling rod, illuminators of the aircraft’s internal compartments with means for turning them on and off during ground handling, means for illuminating inscriptions on control panels having transparent panels with these inscriptions located above means of illumination.
37. Система кондиционирования воздуха на многоцелевом высокоманевренном сверхзвуковом самолете, содержащая систему регулирования давления, температуры и влажности воздуха в кабинах экипажа, систему вентиляции костюмов членов экипажа, систему обдува остекления фонаря кабин и систему наддува и охлаждения оборудования и включающая в себя средства отбора сжатого воздуха от компрессоров турбореактивных двигателей силовой установки самолета, охлаждения его забортным воздухом и топливом и регулируемого расширения с понижением температуры, а также регулируемого сброса отработанного воздуха за борт, регулирования расхода, температуры и влажности подаваемого воздуха, отличающаяся тем, что последовательно соединенные ограничитель давления отбираемого воздуха, воздухо-воздушный и топливовоздушный теплообменники, влагоотделители и турбохолодильник с загрузочным вентилятором, включенным в воздушный канал воздухозаборника, установлены в одной из хвостовых балок фюзеляжа, причем трубопровод отбора воздуха для наддува гидроаккумулятора подключен к участку магистрали охлаждаемого воздуха между теплообменниками, а имеющая регулятор расхода магистраль отбора воздуха для наддува оборудования ракет и оборудования, установленного в предкабинном и закабинном отсеках фюзеляжа, - к участку магистрали охлажденного воздуха перед местом подключения к ней магистрали горячего воздуха, также снабженную регулятором расхода. 37. Air conditioning system on a multi-purpose highly maneuverable supersonic aircraft, containing a control system for pressure, temperature and humidity in the cockpit, a ventilation system for the costumes of crew members, a system for blowing glazing of the cockpit lantern and a system for pressurizing and cooling equipment and including means for extracting compressed air from compressors of turbojet engines of an aircraft power plant, cooling it with outside air and fuel, and controlled expansion with decreasing temperatures s, as well as a regulated discharge of exhaust air overboard, regulation of the flow rate, temperature and humidity of the supplied air, characterized in that the exhaust air pressure limiter, air-air and fuel-air heat exchangers, dehumidifiers and a turbo-cooler with a loading fan included in the air intake duct are connected in series are installed in one of the tail beams of the fuselage, and the air intake pipe for pressurization of the accumulator is connected to a section of the cooling main zhdaemogo air between the heat exchanger and having air bleed pipe flow regulator to boost missile equipment and equipment installed in predkabinnom zakabinnogo compartments and fuselage - to the plot line of the cooled air before connecting to it place the hot air line, also equipped with a flow regulator.
38. Система кондиционирования по п.37, отличающаяся тем, что в ней магистраль горячего воздуха снабжена сетевым регулятором давления и соединена с магистралью охлаждаемого воздуха тремя трубопроводами на участках: перед воздухо-воздушным теплообменником, между теплообменниками и между топливовоздушным теплообменником и турбохолодильником, в магистрали горячего воздуха между ее участками, соединенными с входом и выходом топливовоздушного теплообменника, установлена дополнительная заслонка для регулирования расхода горячего воздуха, в системе установлены два параллельно включенных турбохолодильника разной холодопроизводительности, соединенные на входе через электропневмоклапан, управляемый по сигналу давления охлаждаемого воздуха, введены устройства перенастройки регулятора расхода в магистрали отбора воздуха для наддува оборудования на увеличение расхода при работе системы на обогрев кабин экипажа, введено устройство наддува оборудования воздухом скоростного напора, включающее утопленный выдвижной воздухозаборник, подключенный к магистрали наддува оборудования и снабженный приводом, управляемым по сигналам температуры воздуха в магистрали, скорости полета и давления воздуха перед турбохолодильниками. 38. The air conditioning system according to clause 37, wherein the hot air main is equipped with a network pressure regulator and connected to the cooled air main by three pipelines in the sections: in front of the air-air heat exchanger, between the heat exchangers and between the air-fuel heat exchanger and the turbo-cooler, in the main hot air between its sections connected to the inlet and outlet of the air-fuel heat exchanger, an additional damper is installed to control the flow of hot air, two parallel-mounted turbo-coolers of different cooling capacities are installed in the system, connected at the inlet through an electro-pneumatic valve controlled by a signal of pressure of the cooled air, devices for reconfiguring the flow regulator in the air intake line to boost equipment to increase flow when the system is used to heat the crew cabins are introduced, a device for air-charging equipment is introduced pressure head, including a recessed retractable air intake connected to the boost line and equipped with a drive controlled by signals of air temperature in the highway, flight speed and air pressure in front of turbo-refrigerators.
39. Система жидкостного охлаждения оборудования многоцелевого высокоманевренного сверхзвукового самолета, содержащая средство обеспечения подачи охлаждающей жидкости и средство отвода тепла, отличающаяся тем, что в ней установлен шестеренчатый насос, включенный в замкнутый циркуляционный контур охлаждающей жидкости, в замкнутый циркуляционный контур включен топливожидкостный теплообменник, установленный в топливном расходном баке, в системе установлены сетчатый фильтр для очистки охлаждающей жидкости от механических примесей и расширительный бачок для обеспечения бескавитационной работы насоса, наддуваемая полость бачка снабжена предохранительным клапаном для предотвращения его перенаддува и сообщена с системой наддува через обратный клапан, препятствующий попаданию жидкости в систему наддува при отрицательных перегрузках, система содержит датчик расхода охлаждающей жидкости и датчик ее температуры, предназначенные для информирования об обеспеченности надежного охлаждения. 39. The liquid cooling system of the equipment of a multi-purpose highly maneuverable supersonic aircraft, comprising means for supplying a cooling liquid and heat removal means, characterized in that it has a gear pump included in a closed circulation circuit of a cooling liquid, a fuel-liquid heat exchanger installed in a closed circulation circuit is installed in fuel supply tank, a mesh filter is installed in the system to clean the coolant from mechanical impurities and a broad tank to ensure cavitation-free operation of the pump, the pressurized tank cavity is equipped with a safety valve to prevent it from being re-pressurized and communicated with the pressurization system through a non-return valve that prevents liquid from entering the pressurization system at negative overloads, the system contains a coolant flow sensor and its temperature sensor informing about the reliability of reliable cooling.
40. Система жизнеобеспечения экипажа многоцелевого высокоманевренного сверхзвукового самолета, содержащая бортовой комплекс кислородного прибора, кресельную систему кислородного питания, бортовой запас газообразного кислорода, высотное снаряжение летчиков, системы вентиляции снаряжения и системы кондиционирования и регулирования давления воздуха и включающая защитные шлемы, кислородные маски, высотные компенсирующие противоперегрузочные и вентилируемые костюмы, отличающаяся тем, что она выполнена с возможностью обеспечения условий жизнедеятельности экипажа на протяжении всего полета на высотах до практического потолка полета самолета в загерметизированных кабинах, в разгерметизированных кабинах на промежуточных высотах: кратковременно при разгерметизации кабины на высотах от промежуточных до практического потолка с использованием комплекта кислородного оборудования в качестве аварийного средства питания экипажа кислородом в процессе снижения до безопасной высоты и кратковременно на высотах до практического потолка при катапультировании с автоматическим переключением на питание кислородом от блока кислородного оборудования кресла; кислородные баллоны соединены через кислородные приборы с кислородными масками и с камерами натяжного устройства высотно-компенсирующего костюма посредством последовательно соединенных кислородного вентиля, кислородного редуктора, автомата давления, регулятора подачи, причем полость низкого давления кислородного прибора соединена с корпусом индикатора подачи; защитный шлем выполнен с возможностью защиты головы от травм при ударах о конструкцию и оборудование кабины и защиты глаз от воздействия солнечных и прожекторных лучей, а также шумоглушения и установки телефона и лорингофона; высотный компенсирующий костюм имеет компенсирующее натяжное устройство и встроенную систему вентиляции, в которой вход соединен с магистралью подачи воздуха в кабину, а выход - с самой кабиной; противоперегрузочный костюм из капроновой ткани выполнен с возможностью обжатия передней стенки живота и мышечных групп нижних конечностей члена экипажа для препятствия перемещению крови в нижние части тела и улучшения кровоснабжения верхних частей тела при действии перегрузок с предохранением при этом внутренних органов от смещения и растяжения, причем костюм снабжен надувной камерой из прорезиненной ткани, скрепленной с силовой оболочкой с внутренней стороны передней стенки пояса; система снабжена для каждого члена экипажа спецплавками с мочеприемником и клапаном на выводной трубке, выполненной с наконечником для соединения со сливной трубкой, которая выведена за борт самолета и снабжена отсасывающим эжектором, подключенным к магистрали горячего воздуха системы кондиционирования; в каждой из кабин установлена панель с набором эластичных емкостей с различной пастообразной пищей. 40. A life support system for the crew of a multi-purpose, highly maneuverable supersonic aircraft, comprising an onboard oxygen system, a chair oxygen supply system, an onboard supply of gaseous oxygen, high-altitude equipment for pilots, ventilation equipment and air conditioning and air pressure control systems, including protective helmets, oxygen masks, high-altitude compensating anti-overload and ventilated suits, characterized in that it is configured to provide during the entire flight at altitudes up to the practical ceiling of the flight of the aircraft in pressurized cabins, in depressurized cabins at intermediate altitudes: briefly during depressurization of the cockpit at heights from intermediate to practical ceiling using a set of oxygen equipment as an emergency means of supplying crew oxygen with the process lowering to a safe height and briefly at heights to a practical ceiling when bailout with automatic by switching to supplying oxygen from the oxygen unit of the chair; oxygen cylinders are connected through oxygen devices to oxygen masks and to the chambers of the tension device of the high-altitude compensating suit by means of a series-connected oxygen valve, oxygen reducer, pressure switch, flow regulator, and the low-pressure cavity of the oxygen device is connected to the supply indicator housing; a protective helmet is made with the possibility of protecting the head from injuries when striking the structure and equipment of the cabin and protecting the eyes from exposure to sunlight and projection rays, as well as noise attenuation and installation of the telephone and lorengofon; the high-altitude compensating suit has a compensating tensioning device and an integrated ventilation system in which the inlet is connected to the air supply line to the cabin, and the outlet to the cabin itself; an anti-overload suit made of nylon fabric is made with the possibility of compressing the front wall of the abdomen and muscle groups of the lower limbs of a crew member to prevent blood from moving to the lower parts of the body and improve blood supply to the upper parts of the body under the action of overloads while protecting the internal organs from displacement and stretching, and the suit is equipped with an inflatable chamber made of rubberized fabric bonded to a power shell on the inside of the front wall of the belt; the system is equipped for each crew member with special melts with an urinal and a valve on the outlet pipe, made with a nozzle for connecting to a drain pipe, which is led overboard and equipped with a suction ejector connected to the air conditioning hot air line; in each of the cabs there is a panel with a set of elastic containers with various pasty foods.
41. Система аварийного покидания многоцелевого высокоманевренного сверхзвукового самолета, содержащая систему управления откидной частью фонаря и систему катапультирования, включающую: два катапультных кресла, систему аварийного сброса откидной части фонаря, систему разблокировки стреляющих механизмов кресел, систему принудительного катапультирования, систему блокировки катапультирования; причем система катапультирования включает в себя механизм ввода парашюта, подвесную спасательную систему с парашютом, систему стабилизации со стабилизирующим парашютом, аварийный запас с автоматическим радиомаяком, продуктовым запасом, средствами сигнализации и медикаментами, снаряжение летчика в составе высотно-компенсирующего костюма или высотного морского спасательного комплекта, защитного шлема и комплекта кислородного оборудования и выполнена с возможностью аварийного покидания экипажем самолета во всем диапазоне высот и скоростей полета, отличающаяся тем, что в ней предусмотрены средства аварийного сброса откидной части фонаря от поручней кресла по электрической и механической линиям; средства автономного сброса откидной части фонаря от ручки в передней или задней кабине по механической линии; разблокировка стреляющего механизма в задней кабине фалом и дублирующей пиромеханической системой, а в передней кабине электрической и дублирующей пиромеханической системами; средства обеспечения последовательного катапультирования членов экипажа из задней и передней кабин при вытягивании поручней катапультирования обоих кресел одновременно; средства независимого катапультирования члена экипажа из передней кабины при отказе системы катапультирования кресла задней кабины; защитные кожухи для исключения непреднамеренного приведения в действие системы аварийного сброса откидной части фонаря, при этом в закрытом положении откидная часть фонаря удерживается замком-подвеской, двумя штырями на дуге передней части фонаря, упорами на подфонарной раме и роликами в рельсах отката фонаря так, что при открытии его откидная часть вместе с замком-подвеской движется назад до схода со штырей, упоров и роликов с последующим поворотом; направленная в сторону откидной части полка профиля дуги передней части является герметизирующей поверхностью, к которой прилегает шланг герметизации откидной части фонаря; переднее стекло откидной части фонаря крепится к передней дуге и средней дуге посредством лавсановой ленты и плоского шомпола, заднее стекло откидной части крепится к средней дуге и заднему кронштейну также посредством лавсановой ленты и плоского шомпола; для затенения приборной доски задней кабины от прямого наружного освещения установлен защитный козырек, причем снаружи козырька установлен прозрачный защитный дефлектор, фонарь снабжен спиртовой противообледенительной системой, в которой подача спирта обеспечена сжатым азотом по команде из передней кабины. 41. An emergency escape system for a multi-purpose highly maneuverable supersonic aircraft, comprising a control system for the hinged part of the lamp and an ejection system, including: two ejection seats, an emergency reset system for the hinged part of the lamp, an unlocking system for the firing mechanisms of the seats, a forced ejection system, an ejection blocking system; moreover, the ejection system includes a parachute launching mechanism, an overhead rescue system with a parachute, a stabilization system with a stabilizing parachute, an emergency reserve with an automatic beacon, a food reserve, signaling devices and medicines, pilot equipment as part of a high-altitude compensating suit or high-altitude marine rescue kit, a protective helmet and a set of oxygen equipment and is made with the possibility of emergency escape by the crew of the aircraft in the entire range of heights and sk flight axes, characterized in that it provides means for emergency dumping of the hinged part of the lantern from the handrail of the chair by electric and mechanical lines; means of autonomous dumping of the hinged part of the lamp from the handle in the front or rear cabin along a mechanical line; unlocking the firing mechanism in the rear cockpit with a halyard and backup pyromechanical system, and in the front cockpit with electric and backup pyromechanical systems; means for ensuring consistent ejection of crew members from the rear and front cabins when pulling the ejection handrails of both seats simultaneously; means of independent ejection of the crew member from the front cockpit in the event of a failure of the ejection system of the rear cockpit chair; protective covers to prevent unintentional actuation of the emergency reset system of the hinged part of the lamp, while in the closed position the hinged part of the lamp is held by a suspension lock, two pins on the arc of the front part of the lamp, stops on the sub-light frame and rollers in the lamp rollback rails so that when when opening, its hinged part together with the suspension lock moves back to the exit from the pins, stops and rollers with subsequent rotation; directed towards the hinged part, the flange of the arc profile of the front part is a sealing surface to which the sealing hose of the hinged part of the lantern is adjacent; the front glass of the hinged part of the lantern is attached to the front arc and the middle arc by means of an Mylar and a flat ramrod; the rear glass of the hinged part is attached to the middle arc and the rear bracket also by means of an Mylar and a flat ramrod; To shade the dashboard of the rear cabin from direct external lighting, a protective visor is installed, and a transparent protective deflector is installed outside the visor, the lantern is equipped with an anti-icing system in which the alcohol is supplied with compressed nitrogen by command from the front cabin.
42. Система жизнеобеспечения по п. 41, отличающаяся тем, что в ней средства аварийного покидания выполнены с возможностью уменьшения времени аварийного покидания и увеличена поверхность бликозащитного козырька в задней кабине. 42. The life support system according to p. 41, characterized in that the emergency escape means are configured to reduce the emergency exit time and the surface of the glare shield in the rear cabin is increased.
