RU2283795C1 - Многоцелевой самолет вертикального взлета и посадки - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к области авиационной техники. Самолет выполнен по схеме летающего крыла. Самолет содержит фюзеляж 1, крыло 2, силовую установку, включающую два двигателя, расположенные в гондолах 3, три поворотных винта в каналах 10, оснащенных узлами поворота, и V-образное хвостовое оперение 4. Крыло 2 выполнено в плане W-образной формы с разновеликими консолями соответственно обратной 7 и прямой 8 стреловидности. Два поворотных винта смонтированы перед V-образными изломами в плане передней кромки консолей обратной 7 стреловидности крыла 2, а один - между гондолами 3 в задней части крыла 2. Боковые стороны трапециевидной формы в плане рулевой поверхности 17 выполнены в виде продолжения задней кромки консолей обратной 7 стреловидности крыла 2. Технический результат - уменьшение индуктивного сопротивления системы винт-крыло и повышение аэродинамического качества, улучшение взлетно-посадочных характеристик и упрощение продольного управления. 1 ил.

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции преобразуемых винтокрылых самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП) с поворотными винтами, совмещающих особенности вертолетов и самолетов, базирующихся как на суше, так и на кораблях.

Известен СВВП мод. "Хиллер 1045" (США) [1, стр.173], содержащий моноплан с высокорасположенным крылом и поворотными его консолями с тянущими винтами, создающими горизонтальную и вертикальную тягу с соответствующим их отклонением от горизонтального положения, силовую установку, включающую два двигателя с редукторами, расположенные в гондолах на консолях под крылом, трансмиссию с системой валов и хвостовое оперение с рулевыми соосными винтами продольного управления на вертолетных режимах полета.

Признаки, совпадающие, - наличие поворотных элементов крыла с тянущими винтами, преобразующими горизонтальную тягу в вертикальную с соответствующим их отклонением совместно с консолью крыла вверх от горизонтального положения на угол 90°, диапазон поворота крыла от 0° до +100°, вращение винтов - синхронизирующее, крыло малого удлинения, два главных и один рулевой винты.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное расположение поворотных элементов крыла с двигателем, редуктором и винтами предопределяет конструктивно сложное прямое крыло, снабженное верхней и нижней панелями обшивки и оснащенное сложной системой поворота и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Вторая - это то, что поворотные элементы крыла с винтами с увеличением его угла атаки на переходных режимах полета создают опасность появления на крыле срыва потока до создания винтами необходимой подъемной силы, что снижает надежность и безопасность. Третья - это то, что рулевые винты продольного управления, выполненные трехлопастными с изменяемым шагом, установлены в хвостовой части фюзеляжа и смонтированы на хвостовой складывающейся балке. Это усложняет конструкцию и предопределяет использование специального интегрирующего устройства управления, которое на переходных режимах полета с учетом возможного срыва потока на крыле не обеспечивает достаточную стабильностью управления и ограничивает возможность палубного базирования.

Известен СВВП мод. "Скиммер XF5U-1" (США) [1, стр.86], представляющий собой летающее крыло почти круглое в плане, на концах которого смонтированы вынесенные вперед гондолы с тянущими винтами, обеспечивающие взлет и посадку при его вертикальном положении и создающие горизонтальную тягу на самолетных режимах полета, содержит фюзеляж, незначительно выступающий за переднюю кромку крыла, силовую установку, включающую два двигателя, расположенные в обтекателях, выступающих за обводы крыла, трансмиссию с синхронизирующим валов, двухкилевое оперение и шасси, убирающееся, трехопорное с хвостовой опорой.

Признаки, совпадающие, - наличие на концах летающего крыла гондол с тянущими винтами, создающими вертикальную тягу при соответствующем их вертикальном положении и горизонтальную тягу при самолетных режимах полета, вращение винтов, синхронизирующее, избыточная тяговооруженность, обеспечивающая продолжение полета и на одном работающем двигателе и создающая большой диапазон скоростей его полета от 65 до 900 км/час, шасси трехопорное, убирающееся.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертикальное положение фюзеляжа при вертолетных режимах взлета и посадки должно было обеспечиваться с помощью специальной стартовой площадки, при этом задняя часть крыла вместе с горизонтальным оперением должны быть отклоняющимися. Это усложняет конструкцию и управление на переходных режимах полета. Вторая - это то, что консольное расположение вынесенных вперед гондол с тянущими винтами большого диаметра, создает значительное сопротивление и предопределяет конструктивно сложное круглое в плане крыло с двумя элевонами, расположенными с обеих его сторон, и в конечном итоге, ограничение КПД и его аэродинамического качества. Кроме этого при отсутствии стартовой площадки вертикального взлета и посадки возможно использование убирающегося шасси, обеспечивающего взлет СВВП под углом 40° к взлетно-посадочной полосе с коротким разбегом и его посадку с очень малым пробегом, что также ограничивает и его базирование на кораблях.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является СВВП мод. "Белл X-22А" (США) [1, стр.52], содержащий моноплан с расположенными тандемом крыльями, имеющими по меньшей мере три поворотных винта в каналах, оснащенные узлами поворота и создающие вертикальную тягу и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, и снабженных в их центре на горизонтальных ребрах жесткости редукторами винтов, из которых передние и задний связаны соединительными валами с двумя промежуточными Т-образными редукторами, приводимыми силовой установкой, включающей по меньшей мере два главных двигателя, установленные в гондолах по обе стороны от продольной оси фюзеляжа на верхней части заднего крыла и расположенные в конце хвостовой части, вертикальное оперение и шасси, убирающееся, трехопорное с носовой и главными опорами.

Признаки, совпадающие, - наличие по меньшей мере трех тандемно расположенных поворотных кольцевых канала, имеющих диапазон поворота от -5° до +95°. снабженных тянущими винтами, создающими горизонтальную и вертикальную тягу соответствующим их отклонением от горизонтального положения на угол 90° и оснащенных в их центре на ребрах жесткости редукторами винтов. Последние связаны соединительными валами с двумя промежуточными Т-образными редукторами, приводимыми силовой установкой, включающей по меньшей мере два главных двигателя, установленные в гондолах на верхней части заднего крыла и расположенные по бокам от продольной оси фюзеляжа, вертикальное оперение и трехопорное шасси, убирающееся.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что размещение тандемом крыльев соответственно переднего и заднего, снабженных на консолях четырьмя тянущими винтами в поворотных кольцевых каналах, при вертикальном взлете предопределяет удаленное расположение линий их вертикальной тяги от центра масс самолета, что снижает стабильность управления на переходных режимах полета; вторая - при самолетных режимах полета линии горизонтальной тяги левой и правой групп тянущих винтов имеют значительное перекрытие задних винтов передними и ухудшение при этом взлетно-посадочных характеристик на самолетных режимах полета СВВП, для их улучшения необходима установка передних и задних поворотных кольцевых каналов под углом соответственно +2° и -3°, что в последствии усложняет управление на переходных режимах полета; третья - это то, что удаленное расположение линий горизонтальной тяги винтов от оси симметрии увеличивает индуктивное сопротивление системы винт-крыло, снижает аэродинамическое качество и осложняет управление как на самолетных, так и на переходных режимах полета. Все это и предопределяет в совокупности ограничение возможности его палубного базирования.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном СВВП выполнения его по схеме летающего крыла, обеспечения возможности сближения линий горизонтальной тяги винтов с продольной осью фюзеляжа и способности сохранения устойчивости и управляемости на малых скоростях и на критических углах атаки, повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов, уменьшения индуктивного сопротивления системы винт-крыло и улучшения взлетно-посадочных характеристик на самолетных режимах полета, упрощения продольного управления на переходных режимах полета и обеспечения возможности базирования как на суше, так и на кораблях.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного СВВП, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по схеме летающего крыла W-образной формы в плане, имеет по обе стороны от продольной оси фюзеляжа точки пересечения, образуемые передней кромкой разновеликих консолей крыла соответственно обратной и прямой стреловидности, размещенные вдоль поперечной оси горизонтальных ребер жесткости передних кольцевых каналов, на расстоянии, обеспечивающим свободный поворот последних в V-образных в плане изломах крыла, образованных передней кромкой консолей обратной стреловидности и боковыми сторонами ромбического в плане наплыва, большая диагональ которого расположена соосно продольной оси фюзеляжа, меньшие консоли крыла прямой стреловидности выполнены с возможностью их отклонения в вертикальной плоскости относительно хорд изломов консолей крыла обратной стреловидности, как на положительные, так и отрицательные углы, задняя часть крыла, расположенная между гондолами и образованная задней кромкой консолей обратной стреловидности, выполнена в виде усеченного в плане треугольника, оснащенного сегментно-образным проемом, хорда которого размещена на усеченной стороне последнего и выполнена равновеликой наружному диаметру заднего кольцевого канала, смонтированного в проеме и снабженного на выходе и входе соответственно трапециевидной формы в плане рулевой поверхностью, боковые стороны которой выполнены в виде продолжения задней кромки консолей обратной стреловидности и соответствующим по площади сегментно-образным элементом крыла, перекрывающим при создании его винтами горизонтальной тяги ответную часть проема, при этом его высота, необходимая для свободного поворота заднего кольцевого канала, определяется из соотношения:

Н=D/2+b-z, мм,

где Н - высота сегментно-образного проема, необходимая для свободного поворота заднего кольцевого канала, но не менее Н=D/2, мм;

D - наружный диаметр заднего кольцевого канала;

b - расстояние от торца выхода заднего кольцевого канала до поперечной горизонтальной оси его поворота;

z - установочная величина зазора между задней кромкой крыла и торцом выхода заднего кольцевого канала, но не менее z=0 и не более z=b соответственно при максимальном и минимальном сближении линии вертикальной тяги винтов с центром масс.

Благодаря наличию этих признаков на вертолетных режимах полета повышается стабильность продольного управления и обеспечивается возможность парирования пикирующего момента на переходных режимах полета. Кроме этого осуществляется сближение линий горизонтальной тяги винтов с продольной осью фюзеляжа. Это позволяет уменьшить индуктивное сопротивление системы винт-крыло и повысить аэродинамическое качество СВВП, представляющего собой летающее крыло W-образной формы в плане с разновеликими консолями соответственно обратной и прямой стреловидности, при этом последняя снабжена возможностью отклонения в вертикальной плоскости относительно хорд изломов большей консоли обратной стреловидности как на отрицательные, так и положительные углы, поворотные кольцевые каналы, смонтированные по схеме 2+1, соответственно, передних двух кольцевых каналов перед V-образными изломами в плане передней кромки консолей обратной стреловидности крыла и заднего кольцевого канала, смонтированного между гондолами в задней части крыла на плоскости усеченной треугольной формы в плане, образованной задними кромками консолей обратной стреловидности и снабженной сегментно-образным проемом, обеспечивающим свободный его поворот и имеющим хорду, расположенную на усеченной задней кромке крыла и выполненную равновеликой наружному диаметру заднего кольцевого канала, оснащенного на входе и выходе соответственно сегментно-образным в плане элементом крыла, перекрывающим соответствующий по площади проем и трапециевидной формы в плане рулевой поверхностью, боковые стороны которой выполнены в виде продолжения задней кромки консолей обратной стреловидности крыла. Все это повышает универсальность в управлении и обеспечивает возможность базирования как на суше, так и на корабле.

Предлагаемое изобретение многоцелевого СВВП иллюстрируется чертежом.

На чертеже изображен многоцелевой СВВП общий вид сбоку и сверху с условным расположением винтов в поворотных кольцевых каналах передних и заднего соответственно на вертолетных и самолетных режимах полета.

Многоцелевой СВВП, представленный на чертеже, выполнен по схеме летающего крыла и содержит очень короткий выпуклый фюзеляж 1, незначительно выступающий за обводы крыла 2 и его переднюю кромку, силовую установку, включающую два двигателя, расположенные в обтекаемых гондолах 3, выступающих за обводы и за заднюю кромку крыла 2 и V-образное хвостовое оперение 4 с рулевыми поверхностями 5, смонтированное на обтекаемых гондолах 3, в нижней части которых по внешним их бортам для повышения путевой устойчивости установлены под крылом два дополнительных киля 6. Крыло 2 W-образной формы в плане, выполненное с ламинизированным профилем, снабжено разновеликими консолями соответственно обратной 7 и прямой 8 стреловидности, которые оснащены рулевыми поверхностями 9, работающими в режиме закрылок-элеронов. При этом консоли прямой 8 стреловидности снабжены возможностью их отклонения в вертикальной плоскости относительно хорд излома больших консолей обратной 7 стреловидности как на положительные, так и отрицательные углы, позволяющие изменять необходимую устойчивость и достаточный прирост подъемной силы соответственно при крейсерском полете и полете вблизи земли. Кроме этого для улучшения управляемости СВВП и обеспечения палубного его базирования с возможностью эксплуатации на кораблях, консоли прямой 8 стреловидности выполнены соответственно выдвинутыми вперед и складывающимися вдоль хорд изломов консолей обратной 7 стреловидности, оснащенных вдоль последних аэродинамическими гребнями (не показаны). Точки пересечения А и В, образуемые в правой и левой части крыла 2, передних кромок консолей соответственно обратной 7 и прямой 8 стреловидности размещены вдоль или на поперечной оси А-В горизонтальных ребер жесткости передних поворотных кольцевых каналов 10 с тянущими винтами 11 на достаточном расстоянии от изломов передней кромки консолей обратной 7 стреловидности и от боковых сторон фюзеляжа 1, обеспечивающим свободный их поворот на центральных 12 узлах поворота. Последние смонтированы в боковых сторонах ромбического в плане наплыва 13, большая диагональ которого расположена соосно продольной оси фюзеляжа 1, имеющего обводы плавного перехода и сопряжения с наплывом 13 и образующего с ним единую конструкцию. При этом большие стороны наплыва 13 прямой стреловидности, плавно переходящие в консоли крыла обратной 7 стреловидности, образуют V-образные в плане изломы ее передней кромки. В задней части крыла 2 на плоскости усеченной треугольной формы в плане, образованной задними кромками консолей обратной 7 стреловидности и расположенной между гондолами 3, размещен сегментно-образный вырез, проем которого перекрывается соответствующим по площади сегментно-образным элементом 14 крыла, смонтированным на входе заднего поворотного кольцевого канала 15. Последний с двумя соосными толкающими винтами 16, смонтированный соответственно на диаметрально расположенных боковых 18 узлах поворота, размещен соосно продольной оси фюзеляжа 1 и снабжен на выходе трапециевидной формы рулевой поверхностью 17, боковые стороны которой являются продолжением задней кромки консоли обратной 7 стреловидности. При этом боковые узлы поворота 18 смонтированы соосно горизонтальному ребру жесткости кольцевого канала 15 (не показаны), единая поперечная ось которых размещена перпендикулярно продольной оси фюзеляжа и расположена в плоскости средней линии крыла 2. Поворот кольцевых каналов 10 и 15 осуществляется с помощью гидромеханических приводов. Воздушные винты 11 и 16, имеющие возможность изменения скорости вращения, выполнены трехлопастными, лопасти трапециевидной формы в плане, угле- и стеклопластиковые, установлены в обтекателях на горизонтальных ребрах жесткости их кольцевых каналов. В обтекателе, имеющего спереди кок с широким диапазоном изменения углов установки лопастей, установлен редуктор винта. Двигатели (например, газотурбинные с задним выводом вала, не показаны), расположенные в гондолах 3 по обе стороны от продольной оси фюзеляжа 1, установлены с максимальной их простотой обслуживания и эксплуатации. Передача крутящего момента от двигателей к редукторам винтов тянущих и толкающих, смонтированным соответственно в центре поворотных кольцевых каналов 10 и 15 на их горизонтальных ребрах жесткости, осуществляется от промежуточных Т-образных редукторов (не показаны) посредством системы соединительных валов и синхронизирующего вала. Последний с муфтой сцепления (не показаны), смонтированный внутри горизонтального ребра жесткости кольцевого канала 15, обеспечивает привод всех четырех винтов, включая два соосных, при отказе одного из двух двигателей. Избыточная тяговооруженность двигателей, обеспечивающая продолжение полета при любом промежуточном положении поворотных кольцевых каналов 10 и 15 во время переходного режима, создает возможность осуществления полета или аварийной посадки, тем самым повышает безопасность полетов. Для устранения гироскопического эффекта и обеспечения более плавного обтекания крыла 2 потоком от тянущих винтов 11 левые винты вращаются по часовой стрелке в направлении полета, а правые - против часовой стрелки, при этом соосные толкающие винты 16 имеют взаимно противоположное вращение. Последнее исключает реактивный момент и повышает эффективность винтовой группы. С целью обеспечения возможности малозаметности СВВП, а также уменьшения у него эффективной поверхности рассеивания радиоизлучения и повышения его поглощения при облучении с передних ракурсов, фюзеляж 1 снабжен несильно выраженным носовым уплощением 19, являющимся продолжением боковых сторон ромбического в плане наплыва 13, и создающим с последним высокие несущие свойства при маневрировании на больших углах атаки без сваливания в штопор. Для уменьшения заметности СВВП в инфракрасном диапазоне, выходные срезы сопел газотурбинных двигателей несильно удалены от задней кромки консолей обратной стреловидности 7, при этом их выхлопы ограничены и с боков, соответственно, снизу и сверху двумя дополнительными килями 6 и двумя трапециевидными поверхностями хвостового оперения 4, образующими V-образную конфигурацию. Шасси, убирающееся, трехопорное. Главные боковые опоры с колесами 20 убираются в гондолы 3, а носовая опора с колесом 21 убирается в фюзеляж 1.

Перед вертикальным взлетом, посадкой или висением поворотные кольцевые каналы 10 и 15 отклоняются от горизонтального положения соответственно вверх и вниз и поворачиваются по часовой стрелке. Для улучшения продольной устойчивости СВВП увеличение угла поворота его кольцевых каналов 10 и 15 может при необходимости сопровождаться одновременным отклонением рулевых поверхностей 5 и 9. После установки всех трех кольцевых каналов 10 и 15 в вертикальное положение вдоль линий вертикальной тяги их соответственно винтов тянущих 11 и толкающих 16 осуществляется возможность вертолетных режимов полета. При этом рулевые поверхности 5 и 9 при необходимости продолжают отклоняться на соответствующий отрицательный угол, парирующий пикирующий момент и обеспечивающий возможность вертикального взлета, посадки или висения. С приближением к поверхности земли или палубы и при полете вблизи них трехлопастные винты 11 и 16 соответственно в поворотных кольцевых каналах 10 и 15 образуют под СВВП область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки и тем самым повышающего их КПД. Кольцевые каналы 10 и 15 поворачиваются на угол 90° и 35° соответственно при вертикальном взлете и взлете с коротким разбегом. Для соответствующей посадки на поверхность земли или палубы корабля используются соответственно колеса 20 и 21, убирающегося шасси.

Управление СВВП обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага винтов тянущих 11 и толкающих 16 и отклонением рулевых поверхностей 5, 9 и 17, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При этом в крейсерском полете подъемная сила создается крылом 2 и винтами 11 и 16, на режиме висения только винтами, на режиме перехода - крылом и винтами.

При вертикальном взлете, посадке и висении продольное управление СВВП осуществляется путем изменения шага пары тянущих 11 и соосных толкающих 16 винтов, поперечное управление - изменением шага левого и правого винтов тянущих 11, путевое управление - изменением крутящих моментов диагонально расположенных винтов тянущих 11 и толкающих 16.

После вертикального взлета и набора высоты для перехода на самолетный режим полета убираются колеса 20 и 21 и три поворотных кольцевых канала 10 и 15, синхронно устанавливаются в горизонтальное положение. После чего производится горизонтальный крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 5 или дифференциальным изменением тяги левого и правого винта 10. Продольное и поперечное управление может осуществляться отклонением соответственно рулевых поверхностей 17 и 9.

Таким образом, многоцелевой СВВП, имеющий интегральную компоновочную схему, выполнен в плане в виде летающего крыла с изломами разновеликих консолей, соответственно обратной и прямой стреловидности. При этом последняя снабжена возможностью отклонения в вертикальной плоскости относительно хорд излома консолей обратной стреловидности как на отрицательные, так и положительные углы, позволяющие изменять необходимую устойчивость и достаточный прирост подъемной силы соответственно при крейсерском полете и полете СВВП вблизи земли. Это улучшает эксплуатационные возможности СВВП и обеспечивает его использование как вертолета, так и самолета, имеющего высокие аэродинамические качествами и взлетно-посадочные характеристики. Избыточная тяговооруженность, создаваемая двухдвигательной силовой установкой и тандемное расположение по схеме 2+1 соответственно передних по бокам и заднего вдоль продольной оси фюзеляжа кольцевых каналов с винтами, позволяют среди СВВП такого класса улучшить управление на переходных режимах полета и повысить безопасность. При этом расположение толкающих соосных винтов в заднем кольцевом канале, расположенном вдоль продольной оси фюзеляжа, уменьшает индуктивное сопротивление системы винт-крыло и улучшает обтекание носовой части фюзеляжа, включая его уплощение и стреловидного наплыва консолей обратной стреловидности летающего крыла W-образной формы в плане. Использование крыла такой конфигурации в сочетании с боковыми кольцевыми каналами, обладающими несущими свойствами переднего горизонтального оперения, позволяет повысить аэродинамическую эффективность во всех областях летных режимов, а также обеспечить способность сохранять устойчивость и управляемость на малых скоростях и на критических углах атаки. Кроме этого объединение аэродинамических обводов в единую интегральную конструкцию планера и выполнение его в виде летающего крыла обратной стреловидности с ламинизированным профилем, предопределяет возможность увеличения критической скорости дивергенции крыла и уменьшения на 20-30% лобового сопротивления, что создает возможность достижения максимальной скорости СВВП на самолетных режимах полета до 950 км/час. Очевидно то, что выполнив планер такого СВВП с использованием радиопоглощающих материалов и расположив панели планера не под прямым углом к направлению распространения электромагнитных импульсов, это позволит реализовать возможность его малозаметности в тепловом, радиолокационном и визуальном диапазонах.

Дополнительными задачами по использованию многоцелевого СВВП, имеющего возможность осуществления как вертолетных, так и самолетных режимов полета у земли при его минимальной скорости до 100 км/час, могут быть поисково-спасательные операции, доставка в район аварии спасательных партий, аварийного оборудования, оказание помощи и спасение с морских судов и эвакуация населения при стихийных бедствиях на побережье водоемов, а также патрулирование территориальных вод и охрана экономической зоны.

Claims (1)

1. Многоцелевой самолет вертикального взлета и посадки, содержащий моноплан с расположенными тандемом крыльями, имеющими по меньшей мере три поворотных винта в каналах, оснащенные узлами поворота и создающие вертикальную тягу и при соответствующем отклонении горизонтальную тягу, и снабженных в их центре на горизонтальных ребрах жесткости редукторами винтов, из которых передние и задний связаны соединительными валами с двумя промежуточными Т-образными редукторами, приводимыми силовой установкой, включающей по меньшей мере два главных двигателя, установленные в гондолах по обе стороны от продольной оси фюзеляжа на верхней части заднего крыла и расположенные в конце хвостовой части, вертикальное оперение и шасси убирающееся, трехопорное, с носовой и главными опорами, отличающийся тем, что он выполнен по схеме летающего крыла W-образной формы в плане, имеет по обе стороны от продольной оси фюзеляжа точки пересечения, образуемые передней кромкой разновеликих консолей крыла соответственно обратной и прямой стреловидности, размещенные вдоль поперечной оси горизонтальных ребер жесткости передних кольцевых каналов, на расстоянии, обеспечивающем свободный поворот последних в V-образных в плане изломах крыла, образованных передней кромкой консолей обратной стреловидности и боковыми сторонами ромбического в плане наплыва, большая диагональ которого расположена соосно продольной оси фюзеляжа, меньшие консоли крыла прямой стреловидности выполнены с возможностью их отклонения в вертикальной плоскости относительно хорд изломов консолей крыла обратной стреловидности, как на положительные, так и отрицательные углы, задняя часть крыла, расположенная между гондолами и образованная задней кромкой консолей обратной стреловидности, выполнена в виде усеченного в плане треугольника, оснащенного сегментно-образным проемом, хорда которого размещена на усеченной стороне последнего и выполнена равновеликой наружному диаметру заднего кольцевого канала, смонтированного в проеме и снабженного на выходе и входе соответственно трапециевидной формы в плане рулевой поверхностью, боковые стороны которой выполнены в виде продолжения задней кромки консолей обратной стреловидности и соответствующим по площади сегментно-образным элементом крыла, перекрывающим при создании его винтами горизонтальной тяги ответную часть проема, при этом его высота необходимая для свободного поворота заднего кольцевого канала определяется из соотношения

   H=D/2+b-z, мм,

   где Н - высота сегментно-образного проема необходимая для свободного поворота заднего кольцевого канала, но не менее H=D/2, мм;

   D - наружный диаметр заднего кольцевого канала;

   b - расстояние от торца выхода заднего кольцевого канала до поперечной горизонтальной оси его поворота;

   z - установочная величина зазора между задней кромкой крыла и торцом выхода заднего кольцевого канала, но не менее z=0 и не более z=b соответственно при максимальном и минимальном сближении линии вертикальной тяги винтов с центром масс.