RU2495796C1 - Aircraft - Google Patents

Aircraft Download PDF

Info

Publication number
RU2495796C1
RU2495796C1 RU2012115207/11A RU2012115207A RU2495796C1 RU 2495796 C1 RU2495796 C1 RU 2495796C1 RU 2012115207/11 A RU2012115207/11 A RU 2012115207/11A RU 2012115207 A RU2012115207 A RU 2012115207A RU 2495796 C1 RU2495796 C1 RU 2495796C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
wing
engine
bearing surface
pylon
Prior art date
Application number
RU2012115207/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Валерий Туркубеевич Пчентлешев
Original Assignee
Валерий Туркубеевич Пчентлешев
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Валерий Туркубеевич Пчентлешев filed Critical Валерий Туркубеевич Пчентлешев
Priority to RU2012115207/11A priority Critical patent/RU2495796C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2495796C1 publication Critical patent/RU2495796C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: transport.
SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering. Proposed aircraft comprises twin tandem top and bottom airfoils to create positive lift. Front airfoil consists of two outer wings. Outer wings can be arranged at larger angles of attach with respect to rear outer wings. Note here that root chords of outer wings adjoin the end chords of rear airfoil nearby the leading edge. Front airfoil has root chord smaller by magnitude than rear airfoil root chord. Aircraft engine is mounted in nacelle secured to wing front bottom by pylon. The latter is locate in aircraft mirror plane. Aircraft nose leg is secured to engine nacelle or to engine pylon. Passenger or freight compartment is arranged inside the wing. Aircraft wing incorporates arc-like ribs with passenger passageways there between. Said passageways are recessed relative to inner outline of arc-like ribs in direction their outer outline. Passageway floor line is divided in several sections located at different levels.
EFFECT: pitch stability, higher aerodynamics of rear airfoil and aircraft, decreased weight.
15 cl, 18 dwg

Description

Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION

Изобретение имеет отношение к летательным аппаратам (ЛА) и касается в частности самолетов.The invention relates to aircraft (LA) and relates in particular to aircraft.

Уровень техникиState of the art

Как известно, самолет аэродинамической схемы «летающее крыло» характеризуется тем, что у него полезная нагрузка (например, пассажиры) размещена в крыле. Такой самолет имеет наибольшее аэродинамическое качество и наименьший относительный вес конструкции планера.As you know, an aerodynamic aircraft “flying wing” is characterized by the fact that it has a payload (for example, passengers) placed in the wing. Such an aircraft has the highest aerodynamic quality and the lowest relative weight of the airframe structure.

Согласно ([1], с.62÷63, табл.1.4-1.5) бомбардировщик ХВ-35 американской фирмы Нортроп, выполненный по аэродинамической схеме «летающее крыло», имел аэродинамическое качество, равное 22,6.According to ([1], pp. 62–63, Table 1.4-1.5), the XB-35 bomber of the American company Northrop, made according to the “flying wing” aerodynamic scheme, had an aerodynamic quality of 22.6.

Для сравнения, согласно ([2], с.738, рис.11.9) современный пассажирский магистральный самолет фюзеляжной схемы А-340 (европейской фирмы Эрбас) имеет аэродинамическое качество около 20.For comparison, according to ([2], p. 738, fig. 11.9), the modern passenger main aircraft of the A-340 fuselage scheme (European Airbus company) has an aerodynamic quality of about 20.

Недостатки самолета аэродинамической схемы «летающее крыло»: малая удельная нагрузка на крыло; проблемы с обеспечением устойчивости по тангажу; проблемы с аварийной эвакуацией пассажиров; затруднительно использовать взлетно-посадочную механизацию.The disadvantages of the aircraft aerodynamic scheme "flying wing": low specific load on the wing; pitch stability issues; problems with emergency evacuation of passengers; it is difficult to use take-off and landing mechanization.

Известен самолет схемы «летающее крыло» [3], у которого имеется стреловидное крыло и два двигателя. При этом один двигатель прикреплен к передней нижней стороне крыла посредством своего пилона, а второй двигатель прикреплен к передней верхней стороне крыла посредством своего пилона. Оба пилона и оба двигателя расположены в плоскости симметрии самолета.Known aircraft scheme "flying wing" [3], which has a swept wing and two engines. In this case, one engine is attached to the front lower side of the wing by means of its pylon, and the second engine is attached to the front upper side of the wing by means of its pylon. Both pylons and both engines are located in the plane of symmetry of the aircraft.

Преимуществом такой компоновки двигателей на самолете является то, что при отказе любого из двигателей в полете не возникает разворачивающего момента по курсу. Это позволяет иметь самолету органы управления по курсу минимального размера, что увеличивает аэродинамическое качество самолета и снижает вес его конструкции.The advantage of such an arrangement of engines on an airplane is that when any of the engines fails in flight, there is no turning point on the course. This allows the aircraft to have controls at the minimum heading course, which increases the aerodynamic quality of the aircraft and reduces the weight of its structure.

Как известно ([4], с.103) для продольной статической устойчивости любых аэродинамических схем, состоящих из двух тандемно расположенных несущих поверхностей, необходимо, чтобы угол атаки передней несущей поверхности был больше угла атаки задней несущей поверхности - «правило продольного V».As is known ([4], p.103) for the longitudinal static stability of any aerodynamic schemes consisting of two tandemly located bearing surfaces, it is necessary that the angle of attack of the front bearing surface is greater than the angle of attack of the rear bearing surface - the "rule of longitudinal V".

У самолетов, выполненных по аэродинамическим схемам «утка» и «тандем», две тандемно расположенные несущие поверхности создают положительные подъемные силы (например, в отличие от «нормальной» аэродинамической схемы, у которой горизонтальное оперение создает отрицательную подъемную силу). При этом в этих схемах передняя несущая поверхность установлена на больший угол атаки по сравнению с задней несущей поверхностью («правило продольного V»).In airplanes made according to the “duck” and “tandem” aerodynamic schemes, two tandemly located bearing surfaces create positive lifting forces (for example, in contrast to a “normal” aerodynamic scheme in which horizontal tail creates negative lifting force). Moreover, in these schemes, the front bearing surface is set at a larger angle of attack compared to the rear bearing surface ("longitudinal V rule").

В авиации известно такое явление, как скос потока, суть которого заключается в том, что за несущей поверхностью, создающей подъемную силу, направление движения потока воздуха отличается от такового для потока воздуха, набегающего на несущую поверхность. То есть поток воздуха, обтекая несущую поверхность (создающую положительную подъемную силу), поворачивается на некоторый угол вниз по сравнению со своим первоначальным направлением движения. Поэтому у самолетов, у которых используются две (и более) тандемно расположенных несущих поверхности (схемы «утка», «тандем»), передняя несущая поверхность неблагоприятно влияет (в аэродинамическом отношении) на несущую поверхность, стоящую за ней по потоку, что уменьшает аэродинамическое качество ЛА в целом.In aviation, such a phenomenon as the bevel of the flow is known, the essence of which is that behind the bearing surface, which creates the lifting force, the direction of movement of the air flow differs from that for the air flow running onto the bearing surface. That is, the air stream flowing around the bearing surface (creating a positive lifting force), rotates a certain angle downwards in comparison with its original direction of movement. Therefore, for airplanes that use two (or more) tandemly located bearing surfaces (“duck”, “tandem” schemes), the front bearing surface adversely affects (in aerodynamic terms) the bearing surface that is behind it in the flow, which reduces the aerodynamic aircraft quality in general.

В свое время распространенным вариантом крепления опор шасси был вариант их крепления к мотогондоле двигателя.At one time, a common option for attaching chassis supports was the option of attaching them to the engine nacelle.

Например, отечественный бомбардировщик Ил-28 имел два турбореактивных двигателя (ТРД), установленных в мотогондолах, прикрепленных к крылу на некотором расстоянии от плоскости симметрии самолета. У Ил-28 использовано трехопорное шасси с передней опорой, при этом основные опоры шасси крепились к силовым шпангоутам мотогондол двигателей и в полете убирались в мотогондолы двигателей ([5], с.88).For example, the domestic Il-28 bomber had two turbojet engines (turbojet engines) installed in engine nacelles attached to the wing at some distance from the plane of symmetry of the aircraft. The IL-28 used a three-leg chassis with a front support, while the main landing gear was attached to power frames of engine nacelles and, in flight, retracted into engine nacelles ([5], p. 88).

Известный американский бомбардировщик Б-47 имел шесть ТРД, установленных в мотогондолах, прикрепленных к крылу на некотором расстоянии от плоскости симметрии самолета посредством пилонов. При этом четыре двигателя были установлены в спаренных мотогондолах (по два двигателя в мотогондоле) на общем пилоне. У Б-47 использовано велосипедное шасси, у которого две основные опоры шасси крепились к фюзеляжу, а две поддерживающие опоры крепились к спаренным мотогондолам двигателей и в полете убирались в спаренные мотогондолы двигателей ([6], с.166, рис.8.4).The well-known American B-47 bomber had six turbojet engines installed in engine nacelles attached to the wing at some distance from the plane of symmetry of the aircraft by means of pylons. Four engines were installed in twin engine nacelles (two engines in the engine nacelle) on a common pylon. The B-47 used a bicycle chassis, in which two main landing gear mounts were attached to the fuselage, and two supporting supports were mounted to twin engine nacelles and, in flight, retracted into twin engine nacelles ([6], p. 166, Fig. 8.4).

Преимущество крепления опор шасси к мотогондоле двигателей: уменьшается длина опор шасси, а следовательно, уменьшается относительный вес шасси и вес самолета в целом.The advantage of attaching the landing gear supports to the engine nacelle: the landing gear length is reduced, and therefore, the relative weight of the landing gear and the weight of the aircraft as a whole are reduced.

Большинство современных пассажирских самолетов имеют по два двухконтурных ТРД (если имеются двигатели требуемой суммарной тяги), что выгодно как экономически, так и эксплуатационно.Most modern passenger aircraft have two double-circuit turbofan engines (if there are engines of the required total thrust), which is beneficial both economically and operationally.

Согласно ([7], с.132, рис.7.19 и 7.20) на некоторых легких самолетах, у которых размеры фюзеляжа невелики, проход в пассажирской кабине углубляют на некоторую величину по отношению к поверхности пола (на которой установлены пассажирские сидения). Это позволяет (при заданных размерах фюзеляжа) несколько увеличить высоту прохода в пассажирской кабине.According to ([7], p.132, Fig. 7.19 and 7.20) on some light aircraft with small fuselage sizes, the passage in the passenger cabin is deepened by a certain amount relative to the floor surface (on which the passenger seats are mounted). This allows (for given fuselage sizes) to slightly increase the height of the passage in the passenger cabin.

Известен французский самолет «Фарман-1020» ([6], с.118, рис.6.3), созданный в 1934 году. Он выполнен по «нормальной» аэродинамической схеме и имеет полукруглое крыло малого удлинения. В передней части крыла имеются небольшие выступающие законцовки, на которых размещаются элероны. Самолет также имеет горизонтальное оперение.The well-known French aircraft Farman-1020 ([6], p.118, fig. 6.3), created in 1934. It is made according to the “normal” aerodynamic design and has a semicircular wing of small elongation. In front of the wing there are small protruding tips, on which the ailerons are placed. The plane also has horizontal tail.

Достоинством самолета «Фарман-1020» является хорошие жесткостные и весовые характеристики крыла малого удлинения.The advantage of the Farman-1020 aircraft is its good stiffness and weight characteristics of a wing of small elongation.

Недостатком самолета «Фарман-1020» является низкое аэродинамическое качество (из-за использования крыла малого удлинения).The disadvantage of the Farman-1020 aircraft is its low aerodynamic quality (due to the use of a small elongation wing).

Известен самолет HW-X-26-52 «Хортен Уинглесс», построенный в 1954 году в США братьями Хортен ([6], с.314-315, рис.16.12-14). Он имеет прямое крыло малого удлинения, по краям которого установлены аэродинамические шайбы (служащие для предотвращения перетекания воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю поверхность крыла, и тем самым повышающие аэродинамическое качество крыла). На концах крыла (ближе к его передней кромке) установлены небольшие полуубирающиеся (путем изменения угла их стреловидности) законцовки, на которых размещены элероны для управления на малых скоростях полета. Бортовая хорда законцовок крыла меньше концевой хорды крыла. Имеется также вертикальное оперение, кабина экипажа и два двигателя с воздушными винтами.The famous aircraft HW-X-26-52 "Horten Wingless", built in 1954 in the United States by the Horten brothers ([6], p. 314-315, Fig. 16.12-14). It has a straight wing of small elongation, at the edges of which aerodynamic washers are installed (which serve to prevent air from flowing from the lower surface of the wing to the upper surface of the wing, and thereby increase the aerodynamic quality of the wing). At the ends of the wing (closer to its leading edge), small semi-retractable (by changing the angle of their sweep) wingtips are installed, on which the ailerons are placed for control at low flight speeds. The side chord of the wingtips is smaller than the end chord of the wing. There is also a vertical tail, a cockpit and two engines with propellers.

Достоинство и недостаток самолета HW-X-26-52 те же, что и самолета «Фарман-1020». Кроме того, концевые аэродинамические шайбы, несколько увеличивая несущие свойства крыла малого удлинения, в то же время увеличивают аэродинамическое сопротивление самолета в целом, что снижает возможный выигрыш от их использования.The advantages and disadvantages of the HW-X-26-52 aircraft are the same as the Farman-1020 aircraft. In addition, the end aerodynamic washers, while slightly increasing the bearing properties of the wing of small elongation, at the same time increase the aerodynamic drag of the aircraft as a whole, which reduces the possible gain from their use.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является любой самолет аэродинамической схемы «утка».Closest to the claimed invention is any aircraft aerodynamic scheme "duck".

Недостаток прототипа: неблагоприятное виляние (в аэродинамическом отношении) переднего горизонтального оперения на стоящее за ним по потоку крыло.The disadvantage of the prototype: unfavorable wobble (in aerodynamic terms) of the front horizontal plumage on the wing behind it in the stream.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Задачей заявляемого изобретения является устранение недостатка прототипа.The task of the invention is to eliminate the disadvantage of the prototype.

Очевидно, если такая задача может быть решена, то это «неочевидное» решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техники, поскольку у прототипа она не решена.Obviously, if such a problem can be solved, then this is a "non-obvious" solution for a specialist who is knowledgeable in the relevant field of technology, since the prototype has not solved it.

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, имеет следующие общие с прототипом существенные признаки: летательный аппарат имеет, по меньшей мере, две тандемно расположенные несущие поверхности - переднюю и заднюю, выполненные с возможностью создания положительной подъемной силы, передняя несущая поверхность состоит из двух консолей, консоли передней несущей поверхности выполнены с возможностью их установки на большие углы атаки по отношению к задней несущей поверхности.The invention, in one of the possible variants of its execution, has the following essential features in common with the prototype: the aircraft has at least two tandem bearing surfaces - front and rear, configured to create a positive lifting force, the front bearing surface consists of two consoles, consoles of the front bearing surface are configured to be installed at large angles of attack with respect to the rear bearing surface.

Отличительными от прототипа существенными признаками являются: консоли передней несущей поверхности своими корневыми хордами примыкают к концевым частям (концевым хордам) задней несущей поверхности, при этом ближе к передней кромке задней несущей поверхности передняя несущая поверхность имеет меньшую по величине корневую хорду, чем концевая хорда задней несущей поверхности.Distinctive features from the prototype are the following: the front bearing consoles with their root chords adjoin the end parts (end chords) of the rear bearing surface, while the front bearing surface closer to the front edge of the rear bearing surface has a smaller root chord than the end chord of the rear bearing surface.

Отличительные существенные признаки позволяют в заявляемом ЛА в полете не только обеспечить устойчивость по тангажу (за счет «продольного V»), но и формировать за консолями передней несущей поверхности мощный скос потока (мощный нисходящий поток воздуха), который будет препятствовать перетеканию воздуха через концевые части задней несущей поверхности с ее нижней поверхности (из области с более высоким давлением воздуха) на ее верхнюю поверхность (в область с более низким давлением воздуха). Это будет увеличивать аэродинамическое качество задней несущей поверхности и ЛА в целом.Distinctive essential features make it possible in the claimed aircraft in flight not only to ensure pitch stability (due to “longitudinal V”), but also to form a powerful bevel of the flow behind the consoles of the front bearing surface (powerful descending air flow), which will prevent air from flowing through the end parts the rear bearing surface from its lower surface (from the area with higher air pressure) to its upper surface (to the area with lower air pressure). This will increase the aerodynamic quality of the rear bearing surface and the aircraft as a whole.

Таким образом, в заявляемом изобретении передняя несущая поверхность оказывает благоприятное влияние (в аэродинамическом отношении) на заднюю несущую поверхность, в то время как у известных компоновок с двумя тандемно расположенными несущими поверхностями (например, в известной аэродинамической схеме «утка») передняя несущая поверхность неблагоприятно (в аэродинамическом отношении) влияет на заднюю несущую поверхность.Thus, in the claimed invention, the front bearing surface has a beneficial effect (aerodynamically) on the rear bearing surface, while in the known configurations with two tandemly arranged bearing surfaces (for example, in the well-known “aerofoil” aerodynamic design) the front bearing surface is unfavorable (aerodynamically) affects the rear bearing surface.

Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings

На ФИГ.1, 2, 3, 4, 8 и 9 показан один из возможных вариантов исполнения заявляемого изобретения, где обозначено: 1 - задняя несущая поверхность (прямое (не стреловидное) крыло); 2 и 3 - консоли передней несущей поверхности (консоли переднего треугольного цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПГО)); 4 и 5 - два двухконтурных ТРД, размещенные в общей мотогондоле; 6 - закрылки; 7 и 8 - расщепляющиеся щитки; 9 - пилон; 10 - основные опоры шасси; 11 - передняя опора шасси; 12 - входная дверь; 13 - центральный проход; 14 - линия пола в центральном проходе; 15 и 16 - линия пола проходов в переднем и заднем пассажирских салонах соответственно; 17 - ступенька; 18 - внутренний контур нервюры; 19 - пассажирское сидение; 20 - линия пола в переднем пассажирском салоне (на котором установлены пассажирские сидения 19); 21 и 21' - нижняя и верхняя половины арочной нервюры соответственно; 22 и 22' - нижняя и верхняя половины арочной нервюры, соответственно; 23 - верхняя сотовая панель; 24 - нижняя сотовая панель; 25 - кривая зависимости коэффициента подъемной силы Сy кр от угла атаки α крыла 1; 26 - кривая зависимости коэффициента подъемной силы Сy цпго от угла атаки α консолей 2 и 3 ЦПГО; α - угол установки консолей 2 и 3 ЦПГО по отношению к крылу 1; ψ - угол поперечного V консолей 2 и 3 ЦПГО; а, в и г - точки на кривой 25; д, е и ж - точки на кривой 26; б - точка пересечения кривых 25 и 26.FIGS. 1, 2, 3, 4, 8, and 9 show one of the possible embodiments of the claimed invention, where it is indicated: 1 — rear bearing surface (direct (not swept) wing); 2 and 3 - consoles of the front bearing surface (consoles of the front triangular all-turning horizontal tail unit); 4 and 5 - two bypass turbofan engines located in a common engine nacelle; 6 - flaps; 7 and 8 - fissile flaps; 9 - pylon; 10 - the main landing gear; 11 - front landing gear; 12 - front door; 13 - the central passage; 14 - floor line in the central aisle; 15 and 16 - line of floor passages in the front and rear passenger compartments, respectively; 17 - a step; 18 - the inner contour of the ribs; 19 - passenger seat; 20 - floor line in the front passenger compartment (on which the passenger seats 19 are mounted); 21 and 21 '- the lower and upper halves of the arch rib, respectively; 22 and 22 'are the lower and upper halves of the arch rib, respectively; 23 - upper honeycomb panel; 24 - lower honeycomb panel; 25 is a curve showing the coefficient of lift C y cr from the angle of attack α of wing 1; 26 - a curve of the coefficient of lifting force With y csi from the angle of attack α of the consoles 2 and 3 Csi; α is the installation angle of consoles 2 and 3 of the central control tower in relation to wing 1; ψ is the angle of the transverse V of the consoles 2 and 3 of the CPSC; a, c and d are points on curve 25; d, e and g are points on curve 26; b - the intersection point of curves 25 and 26.

На ФИГ.1 показан вид слева летательного аппарата.Figure 1 shows the left side view of the aircraft.

На ФИГ.2 показан вид сверху летательного аппарата и место сечения А-А.Figure 2 shows a top view of the aircraft and the cross section AA.

На ФИГ.3 показан вид спереди летательного аппарата.Figure 3 shows a front view of the aircraft.

На ФИГ.4 показан совмещенный график зависимости коэффициентов подъемной силы Сy кр и Сy цпго крыла 1 и консолей 2 и 3 ЦПГО соответственно, от угла атаки α.Figure 4 shows a combined graph of the dependence of the coefficients of the lifting force C y cr and C y cpgo wing 1 and consoles 2 and 3 of the CSCO, respectively, from the angle of attack α.

На ФИГ. 5 показан вид спереди варианта исполнения заявляемого изобретения, когда у него на общем пилоне в общей мотогондоле установлены еще два турбореактивных двигателя 27 и 28 (в сумме четыре двигателя - по два с каждой стороны пилона).In FIG. 5 shows a front view of an embodiment of the claimed invention when two more turbojet engines 27 and 28 are installed on a common pylon in a common engine nacelle (four engines in total - two on each side of the pylon).

На ФИГ. 6 показан вид спереди варианта исполнения заявляемого изобретения, когда у него установлены два двигателя 29 и 30 на собственных пилонах 31 и 32 соответственно. При этом имеется две передние опоры шасси 33 и 34, которые прикреплены к мотогондолам двигателей 29 и 30 соответственно.In FIG. 6 shows a front view of an embodiment of the claimed invention when it has two engines 29 and 30 mounted on its own pylons 31 and 32, respectively. There are two front landing gear 33 and 34, which are attached to the engine nacelles of engines 29 and 30, respectively.

На ФИГ.7 показан вид спереди варианта исполнения заявляемого изобретения, отличающийся от показанного на ФИГ.3 тем, что у него с верхней стороны крыла расположены еще два двигателя 35 и 36, прикрепленные к передней верхней стороне крыла посредством общего пилона 37.FIG. 7 shows a front view of an embodiment of the claimed invention, different from that shown in FIG. 3 in that it has two more engines 35 and 36 attached to the front upper side of the wing by means of a common pylon 37.

На ФИГ.8 показано сечение А-А и показано место сечения Б-Б.FIG. 8 shows section A-A and shows the location of section BB.

На ФИГ.9 показано сечение Б-Б.Figure 9 shows a section bB.

На ФИГ.10 показан вид слева, а на ФИГ. 11 вид спереди варианта исполнения заявляемого изобретения, отличающегося от показанного на ФИГ. 1-3 тем, что у него на концах крыла расположено два вертикальных оперения 27 с рулями направления 28 (размещены на концах крыла с его нижней задней стороны).FIG. 10 shows a left view, and FIG. 11 is a front view of an embodiment of the claimed invention, different from that shown in FIG. 1-3 in that at its wing ends there are two vertical plumage 27 with rudders 28 (placed at the ends of the wing from its lower rear side).

На ФИГ. 12 показан вид сверху варианта исполнения заявляемого изобретения, где цифрами обозначено: 6 - закрылки; 7 и 8 - расщепляющиеся щитки; 38 - треугольное крыло; 39 и 40 - консоли переднего треугольного цельноповоротного горизонтального оперения, прикрепленные к мотогондолам двигателей.In FIG. 12 shows a top view of an embodiment of the claimed invention, where the numbers indicate: 6 - flaps; 7 and 8 - fissile flaps; 38 - a delta wing; 39 and 40 — consoles of the front triangular all-turning horizontal tail unit attached to engine nacelles.

На ФИГ.13 показан вид сверху, а на ФИГ.14 вид спереди варианта исполнения заявляемого изобретения, где цифрами обозначено: 1 -задняя несущая поверхность (прямое (не стреловидное) крыло); 2 и 3 - консоли передней несущей поверхности (консоли переднего треугольного цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПГО)); 6 - закрылки; 7 и 8 - расщепляющиеся щитки; 41 и 42 - консоли дополнительного переднего треугольного цельноповоротногогоризонтального оперения, прикрепленные к мотогондолам двигателей.FIG. 13 shows a top view, and FIG. 14 is a front view of an embodiment of the claimed invention, where the numbers indicate: 1 — a rear bearing surface (a direct (not swept) wing); 2 and 3 - consoles of the front bearing surface (consoles of the front triangular all-turning horizontal tail unit); 6 - flaps; 7 and 8 - fissile flaps; 41 and 42 - console additional front triangular all-turning horizontal tail, attached to the engine nacelles.

На ФИГ.15 показан вариант исполнения заявляемого изобретения при виде сверху, отличающегося от показанного на ФИГ. 13-14 тем, что у него задняя несущая поверхность выполнена стреловидной, где цифрами обозначено: 1' - задняя несущая поверхность (крыло), выполненная стреловидной; 2' и 3' - консоли передней несущей поверхности (консоли переднего стреловидного цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПГО)); 6 - закрылки; 7 и 8 - расщепляющиеся щитки; 41 и 42 - консоли дополнительного переднего треугольного цельноповоротного горизонтального оперения, прикрепленные к мотогондолам двигателей.FIG. 15 shows an embodiment of the claimed invention when viewed from above, different from that shown in FIG. 13-14 in that the rear bearing surface is arrow-shaped, where the numbers indicate: 1 '- the rear bearing surface (wing), arrow-shaped; 2 'and 3' - consoles of the front bearing surface (consoles of the front arrow-shaped all-turning horizontal tail unit); 6 - flaps; 7 and 8 - fissile flaps; 41 and 42 - console additional front triangular all-turning horizontal tail, attached to the engine nacelles.

На ФИГ.16 показан вид спереди, а на ФИГ.17 - вид сверху варианта исполнения заявляемого изобретения, отличающегося от показанного на ФИГ.1-3 тем, что у него консоли 2" и 3" переднего цельноповоротного горизонтального оперения выполнены прямыми (не стреловидными). При этом с верхней стороны консолей 3" и 2" имеются вертикальные перегородки (гребни) 43 и 44 соответственно, расположенные по потоку (в направление хорды консоли 2" и 3").FIG. 16 shows a front view, and FIG. 17 is a top view of an embodiment of the claimed invention, which differs from that shown in FIGS. 1-3 in that it has 2 ”and 3” front all-turning horizontal tail units made straight (not swept) ) Moreover, on the upper side of the consoles 3 "and 2" there are vertical partitions (ridges) 43 and 44, respectively, located downstream (in the direction of the chords of the console 2 "and 3").

На ФИГ.18 показан вид сверху варианта исполнения заявляемого изобретения, где цифрами обозначено: 1 - задняя несущая поверхность (крыло); 6 - закрылки; 7 и 8 - расщепляющиеся щитки; 45 и 46 - консоли передней несущей поверхности; 47 и 48 - консоли переднего цельноповоротного горизонтального оперения.FIG. 18 shows a top view of an embodiment of the claimed invention, where the numbers indicate: 1 — rear bearing surface (wing); 6 - flaps; 7 and 8 - fissile flaps; 45 and 46 - console front bearing surface; 47 and 48 - console front all-turning horizontal tail.

Осуществление изобретенияThe implementation of the invention

Заявляемый летательный аппарат выполнен по самолетной схеме, и в одном из возможных вариантов его исполнения - в варианте пассажирского самолета представляет собой следующее. Имеется прямое (прямоугольное, не стреловидное) крыло 1 (задняя несущая поверхность) малого удлинения (ФИГ.1-3), переднее треугольное ЦПГО (передняя несущая поверхность), консоли 2 и 3 которого прикреплены к концевым частям крыла 1 (ближе к передней кромки крыла 1 - в этом случае вектор суммарной подъемной силы передней несущей поверхности (консолей 2 и 3) расположен впереди вектора подъемной силы задней несущей поверхности (крыла 1)). При этом корневые хорды консолей 2 и 3 передней несущей поверхности (непосредственно примыкающие к концевым частям крыла 1) имеет меньшую величину, чем концевая хорда крыла 1 (к которой консоли 2 и 3 примыкают). Консоли 2 и 3 ЦПГО выполнены с возможностью их установки под некоторым положительным углом α, по отношению к крылу 1 (для обеспечения «продольного V» - для обеспечения устойчивости ЛА по тангажу). Консоли 2 и 3 ЦПГО установлены под некоторым положительным углом у поперечного V (для обеспечения «поперечного V» - для обеспечения устойчивости ЛА по крену). Соотношение между площадями крыла 1 с одной стороны и консолей 2 и 3 ЦПГО с другой стороны, например, такое же как, соотношение между площадями крыла и переднего горизонтального оперения в известной аэродинамической схеме «утка». Имеются два двухконтурных ТРД 4 и 5, прикрепленные к передней нижней части крыла 1 посредством общего пилона 9. Общий пилон 9 расположен в плоскости симметрии самолета. На самолете использовано трехопорное шасси с передней опорой. Две основные опоры шасси 10 прикреплены к крылу 1. Передняя опора шасси 11 прикреплена к общему пилону 9 (или к мотогондоле) двигателей 4 и 5. Полезная нагрузка (пассажиры) размещена в крыле 1.The inventive aircraft is made according to the aircraft scheme, and in one of the possible variants of its execution - in the embodiment of a passenger aircraft is the following. There is a straight (rectangular, not swept) wing 1 (rear bearing surface) of small elongation (FIGS. 1-3), a front triangular CPGO (front bearing surface), consoles 2 and 3 of which are attached to the end parts of wing 1 (closer to the leading edge wing 1 - in this case, the vector of the total lifting force of the front bearing surface (consoles 2 and 3) is located in front of the lifting vector of the rear bearing surface (wing 1)). Moreover, the root chords of the consoles 2 and 3 of the front bearing surface (directly adjacent to the end parts of the wing 1) are smaller than the end chord of the wing 1 (to which the consoles 2 and 3 are adjacent). Consoles 2 and 3 of the central control center are made with the possibility of their installation at a certain positive angle α, with respect to wing 1 (to ensure a “longitudinal V” - to ensure the aircraft's pitch stability). Consoles 2 and 3 of the central control center are installed at a certain positive angle near the transverse V (to ensure the “transverse V" - to ensure the aircraft's stability along the roll). The ratio between the areas of the wing 1 on one side and the consoles 2 and 3 of the CSSC on the other hand, for example, is the same as the ratio between the areas of the wing and the front horizontal plumage in the well-known aerodynamic configuration "duck". There are two bypass turbofan engines 4 and 5 attached to the front lower part of the wing 1 by means of a common pylon 9. The common pylon 9 is located in the plane of symmetry of the aircraft. The aircraft used a three-leg landing gear with a front support. The two main landing gear supports 10 are attached to the wing 1. The front landing gear support 11 is attached to the common pylon 9 (or to the engine nacelle) of the engines 4 and 5. The payload (passengers) is located in the wing 1.

Таким образом, заявляемый ЛА, с одной стороны, можно отнести к аэродинамической схеме «летающее крыло» (так как у него нет фюзеляжа), а с другой - к аэродинамической схеме «утка» (так как у него имеется передняя несущая поверхность, состоящая из двух консолей и создающая положительную подъемную силу).Thus, the claimed aircraft, on the one hand, can be attributed to the "flying wing" aerodynamic design (since it does not have a fuselage), and on the other hand, to the "duck" aerodynamic design (since it has a front bearing surface consisting of two consoles and creating positive lift).

Из-за того, что консоли 2 и 3 ЦПГО установлены под большие углы атаки α, чем крыло 1 (для обеспечения «продольного V» - для обеспечения устойчивости ЛА по тангажу), а также из-за взаимного расположения консолей 2 и 3 ЦПГО и крыла 1, в крейсерском полете за консолями 2 и 3 ЦПГО формируется мощный скос потока (мощный нисходящий поток воздуха). Этот нисходящий поток воздуха будет препятствовать перетеканию воздуха через концевые части крыла 1 с ее нижней поверхности (из области с более высоким давлением воздуха) на ее верхнюю поверхность (в область с более низким давлением воздуха). Это будет увеличивать аэродинамическое качество крыла 1 и ЛА в целом.Due to the fact that consoles 2 and 3 of the central control center are installed at larger angles of attack α than wing 1 (to ensure a “longitudinal V” - to ensure the stability of the aircraft in pitch), as well as due to the relative position of consoles 2 and 3 of the central control center and wing 1, in a cruise flight behind the consoles 2 and 3 of the central control center a powerful bevel is formed (a powerful downward air flow). This downward flow of air will prevent air from flowing through the end parts of wing 1 from its lower surface (from the region with higher air pressure) to its upper surface (into the region with lower air pressure). This will increase the aerodynamic quality of wing 1 and the aircraft as a whole.

Таким образом, в заявляемом изобретении передняя несущая поверхность (консоли 2 и 3 ЦПГО) оказывает благоприятное (в аэродинамическом отношении) влияние на заднюю несущую поверхность (на крыло 1), в то время как у известных компоновок с двумя тандемно расположенными несущими поверхностями (как об этом указывалось выше) передняя несущая поверхность неблагоприятно влияет на заднюю несущую поверхность.Thus, in the claimed invention, the front bearing surface (consoles 2 and 3 of the CPGO) has a favorable (aerodynamically) effect on the rear bearing surface (on wing 1), while in the known arrangements with two tandemly located bearing surfaces (both as indicated above) the front bearing surface adversely affects the rear bearing surface.

Так как крыло 1 выполнено прямым (не стреловидным), а консоли 2 и 3 ЦПГО выполнены треугольными, следовательно, у консолей 2 и 3 ЦПГО критический угол атаки α будет больше, чем у крыла 1. Угол наклона прямолинейного участка а-в кривой 25 (ФИГ.4) коэффициента подъемной силы Сy кр к оси угла атаки α у крыла 1 будет больше, чем угол наклона прямолинейного участка д-е кривой 26 коэффициента подъемной силы Сy цпго у консолей 2 и 3 ЦПГО. При сбалансированном по тангажу заявляемом ЛА вышеуказанные кривые 25 и 26 пересекаются в точке б. При увеличение угла атаки α ЛА (например, при случайном вертикальном порыве воздуха) подъемная сила на крыле 1 будет увеличиваться на большую величину (из-за большего увеличения коэффициента подъемной силы Сy кр), чем подъемная сила у консолей 2 и 3 ЦПГО (из-за меньшего увеличения коэффициента подъемной силы Сy цпго), что будет приводить к возникновению стабилизирующего момента по тангажу (момента на пикирование), а следовательно, будет способствовать устойчивости заявляемого ЛА по тангажу. При уменьшение угла атаки α ЛА (например, при случайном вертикальном порыве воздуха) подъемная сила на крыле 1 будет уменьшаться на большую величину (из-за большего уменьшения коэффициента подъемной силы Сy кр), чем подъемная сила у консолей 2 и 3 ЦПГО (из-за меньшего уменьшения коэффициента подъемной силы Сy цпго), что будет приводить к возникновению стабилизирующего момента по тангажу (момента на кабрирование), а следовательно, будет способствовать устойчивости заявляемого ЛА по тангажу. При этом точка балансировки б далека от критического угла атаки α как у крыла 1, так и у консолей 2 и 3 ЦПГО, а следовательно, срыв потока как на консолях 2 и 3 ЦПГО, так и на крыле 1 невозможен. Кривая 25 (ФИГ.4) крыла 1 имеет прямолинейный участок а-в и криволинейный участок в-г. Кривая 26 консолей 2 и 3 ЦПГО имеет прямолинейный участок д-е и криволинейный участок е-ж. При этом кривая 26 консолей 2 и 3 ЦПГО имеет более пологий участок максимума, чем кривая 25 крыла 1. Причем, при увеличении угла атаки α ЛА консоли 2 и 3 ЦПГО раньше достигают точки е начала криволинейного участка кривой 26, чем крыло 1 достигает точки в начала криволинейного участка кривой 25. Следовательно, при увеличении угла атаки α ЛА после прохода консолями 2 и 3 ЦПГО точки е на кривой 26 (в направление точки ж) подъемная сила на консолях 2 и 3 ЦПГО резко замедляет свой рост (но в то же время еще нет срыва потока с консолей 2 и 3 ЦПГО), в то же время подъемная сила крыла 1 продолжает увеличиваться более значительно (чем на консолях 2 и 3 ЦПГО) - так как крыло 1 еще не достигло точки в на кривой 25 (коэффициент подъемной силы Сy кр крыла 1 еще находится на прямолинейном участке а-в кривой 25). Следовательно, заявляемый ЛА не будет попадать в ситуацию, когда наблюдается срыв потока как с крыла 1, так и с консолей 2 и 3 ЦПГО (особенно опасный на взлетно-посадочных режимах полета и свойственный известным самолетам аэродинамической схемы «утка»).Since the wing 1 is straight (not swept), and the consoles 2 and 3 of the central control center are triangular, therefore, the consoles 2 and 3 of the central control center will have a critical angle of attack α greater than that of wing 1. The angle of inclination of the straight section a-in curve 25 ( FIG. 4) the lift coefficient C y cr to the axis of the angle of attack α at wing 1 will be greater than the angle of inclination of the straight section d of curve 26 of the lift coefficient C y cpgo for consoles 2 and 3 of the CPGO. With the pitch balance balanced by the claimed aircraft, the above curves 25 and 26 intersect at point b. With an increase in the angle of attack α of the aircraft (for example, with a random vertical gust of air), the lift on the wing 1 will increase by a larger amount (due to a larger increase in the lift coefficient С y cr ) than the lift on the consoles 2 and 3 of the central control center (from - due to a smaller increase in the coefficient of lift C y cpgo ), which will lead to the emergence of a stabilizing moment in pitch (dive moment), and therefore, will contribute to the stability of the claimed aircraft in pitch. With a decrease in the angle of attack α of the aircraft (for example, with a random vertical gust of air), the lift on the wing 1 will decrease by a larger amount (due to a larger decrease in the lift coefficient С y cr ) than the lift on the consoles 2 and 3 of the CPGO (from - due to a smaller decrease in the coefficient of lift C y cpgo ), which will lead to the emergence of a stabilizing moment in pitch (moment for cabling), and therefore, will contribute to the stability of the claimed aircraft pitch. At the same time, the balancing point b is far from the critical angle of attack α for both wing 1 and consoles 2 and 3 of the CPCO, and, therefore, flow stall both on consoles 2 and 3 of the CPCO and on wing 1 is impossible. Curve 25 (FIG. 4) of wing 1 has a straight section a-c and a curved section c-d. Curve 26 of consoles 2 and 3 of the central control center has a straight section e and a curved section e. In this case, curve 26 of consoles 2 and 3 of CSSC has a more gentle maximum section than curve 25 of wing 1. Moreover, with an increase in the angle of attack α, the consoles 2 and 3 of CPCO earlier reach point e of the beginning of the curved section of curve 26, than wing 1 reaches point at the beginning of the curvilinear portion of curve 25. Therefore, with an increase in the angle of attack α of the aircraft after the consoles 2 and 3 pass the CPGO point e on curve 26 (in the direction of point g), the lifting force on the consoles 2 and 3 of the CPGO sharply slows down its growth (but at the same time there is no flow stall yet from consoles 2 and 3 of the central control center), at the same time wing force 1 continues to increase more significantly (than on consoles 2 and 3 of the central control center) - since wing 1 has not yet reached a point in curve 25 (the lift coefficient C y cr wing 1 is still in a straight section a-in curve 25) . Therefore, the claimed aircraft will not fall into a situation where there is a flow stall both from wing 1 and from consoles 2 and 3 of the CPGO (especially dangerous in take-off and landing flight modes and characteristic of the well-known duck aerodynamic aircraft).

Таким образом, устойчивость заявляемого ЛА по тангажу обеспечивается как за счет обеспечения «продольного V», так и за счет того, что у передней несущей поверхности (у консолей 2 и 3 ЦПГО) критический угол атаки α больше, а угол наклона кривой 26 коэффициента подъемной силы Сy цпго меньше, чем у задней несущей поверхности (у крыла 1), а также за счет того, что кривая коэффициента подъемной силы Сy цпго консолей 2 и 3 ЦПГО имеют более пологих максимум, чем крыло 1.Thus, the stability of the claimed aircraft in pitch is ensured both by providing a "longitudinal V", and due to the fact that at the front bearing surface (at consoles 2 and 3 of the central control center) the critical angle of attack α is greater, and the slope of curve 26 is a lifting coefficient the forces C y cpgo are less than those of the rear bearing surface (wing 1), and also due to the fact that the curve of the lift coefficient C y cpgo of consoles 2 and 3 of the CPGO have a flatter maximum than wing 1.

Так как у заявляемого изобретения имеются две тандемно расположенные несущие поверхности, то это позволяет использовать у него взлетно-посадочную механизацию на крыле и способствует снижению потерь на балансировку в крейсерском полете (по сравнению с традиционным «летающем крылом»).Since the claimed invention has two tandem bearing surfaces, this allows it to use take-off and landing mechanization on the wing and helps to reduce balancing losses in cruising flight (compared with the traditional "flying wing").

Заявляемый ЛА управляется: по тангажу - посредством отклонения консолей 2 и 3 ЦПГО и закрылков 6 (которые могут выполнять и функцию рулей высоты); по крену - путем дифференциального отклонения консолей 2 и 3 ЦПГО; по курсу - путем отклонения расщепляющихся щитков 7 и 8 (например, как это имеет место у известного американского бомбардировщика Б-2, выполненного по аэродинамической схеме «летающее крыло»).The inventive aircraft is controlled: by pitch - by deflecting the consoles 2 and 3 of the CPCO and the flaps 6 (which can also perform the function of elevators); roll - by differential deviation of consoles 2 and 3 ЦПГО; at the rate - by deflecting the fissile shields 7 and 8 (for example, as is the case with the famous American B-2 bomber, made according to the "flying wing" aerodynamic scheme).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него консоли передней несущей поверхности выполнены не цельноповоротными. В этом случае на консолях располагаются рули высоты (которые могут использоваться и как элероны).An embodiment of the claimed invention is possible when the consoles of the front bearing surface thereof are not fully rotatable. In this case, elevators are located on the consoles (which can also be used as ailerons).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него консоли передней несущей поверхности установлены под большим углом атаки, по отношению к задней несущей поверхности (по отношению к крылу), выполнены неподвижными и не имеют рулей. В этом случае управление самолетом осуществляется: по тангажу - посредством отклонения элевонов (роль которых выполняют закрылки) в одном направлении; по крену - посредством дифференциального отклонения элевонов.An embodiment of the claimed invention is possible when the consoles of the front bearing surface are mounted at a large angle of attack, with respect to the rear bearing surface (with respect to the wing), are fixed and have no rudders. In this case, the aircraft is controlled: by pitch - by deflecting the elevons (the role of which is performed by the flaps) in one direction; roll - by differential deviation of the elevons.

Как известно, прямое крыло имеет наибольшие несущие свойства и аэродинамическое качество, а также наиболее простую и дешевую конструкцию из всех типов крыльев.As you know, a straight wing has the greatest bearing properties and aerodynamic quality, as well as the simplest and cheapest design of all types of wings.

Однако использование прямого крыла в самолете, выполненном по аэродинамической схеме «летающее крыло», трудновыполнимо, так как согласно ([4], с.207) у прямого крыла центр масс должен лежать в диапазоне 0,2-0,25 относительно средней аэродинамической хорды крыла, что трудно выполнимо, так как в этом случае основную нагрузку (например, пассажиров) необходимо сконцентрировать в передней части крыла. В этом случае более половины профиля крыла невозможно использовать для размещения платной нагрузки, что нерационально.However, the use of a direct wing in an airplane made according to the “flying wing” aerodynamic scheme is difficult, since according to ([4], p.207), the center of mass of a direct wing should lie in the range of 0.2-0.25 relative to the average aerodynamic chord wing, which is difficult to do, since in this case the main load (for example, passengers) must be concentrated in front of the wing. In this case, more than half of the wing profile cannot be used to accommodate the paid load, which is irrational.

В заявляемом изобретении два двухконтурных ТРД 4 и 5 расположены в общей мотогондоле на общем пилоне 9 (как у известных американских бомбардировщиков Б-47 и Б-52) под передней нижней частью крыла 1. При этом общий пилон 9 расположен в плоскости симметрии самолета. Принятое расположение двигателей 4 и 5 позволяет без труда обеспечивает требуемую центровку самолета (путем установки двигателей 4 и 5 на нужном расстоянии от передней кромки крыла 1) при размещении полезной нагрузки по всему профилю крыла. Такое расположения двигателей 4 и 5 позволяет сблизить оси двигателей на минимально возможное расстояние относительно друг друга, что позволяет иметь, при отказе одного из двигателей, минимальный разворачивающий момент по курсу (даже меньший, чем у известных самолетов фюзеляжной схемы с двумя двигателями, установленными на горизонтальных пилонах в хвостовой части фюзеляжа). Это, в свою очередь, позволяет иметь рулевые поверхности для управления по курсу минимальной площади, что повышает аэродинамическое качество заявляемого самолета и уменьшает относительный вес конструкции планера.In the claimed invention, two bypass turbofan engines 4 and 5 are located in a common engine nacelle on a common pylon 9 (as the well-known American B-47 and B-52 bombers) under the front lower part of wing 1. Moreover, the common pylon 9 is located in the plane of symmetry of the aircraft. The adopted arrangement of engines 4 and 5 makes it easy to provide the required alignment of the aircraft (by installing engines 4 and 5 at the desired distance from the leading edge of the wing 1) when placing the payload along the entire profile of the wing. This arrangement of engines 4 and 5 makes it possible to bring the axis of the engines closer to the minimum possible distance relative to each other, which allows, in case of failure of one of the engines, a minimum turning moment in the direction (even less than that of the known aircraft of the fuselage scheme with two engines mounted on horizontal pylons in the rear of the fuselage). This, in turn, makes it possible to have steering surfaces for controlling the minimum area course, which increases the aerodynamic quality of the claimed aircraft and reduces the relative weight of the airframe structure.

Использование в заявляемом изобретение двух двигателей выгодно как экономически, так и эксплуатационно.The use of two engines in the claimed invention is advantageous both economically and operationally.

В авиации известны способы снижения индуктивного сопротивления крыла путем предотвращения перетекания воздуха через концевые части крыла с нижней поверхности крыла (из области с более высоким давлением воздуха) на верхнюю поверхность крыла (в область с более низким давлением воздуха). Для этого используются: концевые шайбы (например, как у вышеуказанного самолета HW-X-26-52 «Хортен Уинглесс»), специальные крылышки (крылышки Уиткомба) и др. Однако эти поверхности, улучшая аэродинамическое качество крыла, сами по себе не создают подъемной силы, а лишь увеличивают сопротивление и вес крыла, что снижает их положительный эффект.In aviation, there are known methods for reducing the inductive resistance of a wing by preventing air from flowing through the end parts of the wing from the lower surface of the wing (from the region with higher air pressure) to the upper surface of the wing (into the region with lower air pressure). To do this, use: end washers (for example, like the aforementioned HW-X-26-52 Horten Wingless aircraft), special wings (Whitcomb wings), etc. However, these surfaces, improving the aerodynamic quality of the wing, do not by themselves create a lift forces, but only increase the resistance and weight of the wing, which reduces their positive effect.

В заявляемом изобретении путем формирования мощного нисходящего потока воздуха консолями 2 и 3 передней несущей поверхностью, вообще предотвращается перетекание воздуха через концевые части крыла 1 с его нижней поверхности на его верхнюю поверхность. При этом передняя несущая поверхность (консоли 2 и 3) не только повышает аэродинамическое качество задней несущей поверхности (крыла 1), но и сама создает положительную подъемную силу, что повышает аэродинамическое качество системы в целом (состоящей из передней и задней несущих поверхностей).In the claimed invention, by forming a powerful downward air flow by the consoles 2 and 3 by the front bearing surface, the overflow of air through the end parts of the wing 1 from its lower surface to its upper surface is generally prevented. In this case, the front bearing surface (cantilevers 2 and 3) not only improves the aerodynamic quality of the rear bearing surface (wing 1), but also creates a positive lift, which increases the aerodynamic quality of the whole system (consisting of the front and rear bearing surfaces).

Таким образом, передняя несущая поверхность (в аэродинамическом отношении) благоприятно воздействует на заднюю несущую поверхность, и аэродинамическое качество системы в целом (состоящей из передней и задней несущих поверхностей) будет больше, чем аэродинамическое качество передней и задней несущей поверхности в отдельности. То есть получается куммулятивный эффект.Thus, the front bearing surface (in aerodynamic terms) favorably affects the rear bearing surface, and the aerodynamic quality of the system as a whole (consisting of front and rear bearing surfaces) will be greater than the aerodynamic quality of the front and rear bearing surfaces separately. That is, a cumulative effect is obtained.

В заявляемом изобретении консоли передней несущей поверхности и задняя несущая поверхность могут иметь любую приемлемую форму: малого удлинения; большого удлинения; прямую (не стреловидную); стреловидную (прямая или обратная стреловидность);In the claimed invention, the console of the front bearing surface and the rear bearing surface may have any acceptable shape: small elongation; high elongation; direct (not swept); swept (direct or reverse sweep);

треугольную; скользящую и др.triangular; sliding, etc.

Заявляемое изобретение может быть использовано в качестве пилотируемого ЛА любого типа (например, в варианте пассажирского самолета), или в качестве беспилотного ЛА.The claimed invention can be used as a manned aircraft of any type (for example, in the embodiment of a passenger aircraft), or as an unmanned aircraft.

В варианте исполнения заявляемого изобретения, когда у него имеется два двигателя, они могут располагаться или горизонтально (как показано на ФИГ.3) или вертикально (один над другим).In an embodiment of the claimed invention, when it has two engines, they can be located either horizontally (as shown in FIG. 3) or vertically (one above the other).

Крепление в заявляемом изобретении передней опоры шасси к пилону (или к мотогондоле) двигателей уменьшает относительный вес передней опоры шасси, а следовательно, уменьшает относительный вес шасси и ЛА в целом.The fastening of the front landing gear support to the pylon (or nacelle) of the engines in the claimed invention reduces the relative weight of the front landing gear, and therefore reduces the relative weight of the landing gear and the aircraft as a whole.

Возможен варианте исполнения заявляемого изобретения, когда у него вектор тяги двигателя (или двигателей) может изменять свое положение в продольной плоскости относительно хорды задней несущей поверхности (для создания момента по тангажу - для балансировки и управления ЛА). Это может осуществляться или путем поворота всего двигателя (или двигателей) или путем использования у двигателя (или двигателей) поворотного сопла.An embodiment of the claimed invention is possible when it has a thrust vector of the engine (or engines) can change its position in the longitudinal plane relative to the chord of the rear bearing surface (to create a pitch moment - for balancing and controlling the aircraft). This can be done either by turning the entire engine (or engines) or by using a rotary nozzle on the engine (or engines).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него имеется фюзеляж. Один (или более) двигатель, размещенный в мотогондоле, посредством общего пилона (который расположен в плоскости симметрии самолета) прикреплен к нижней передней части фюзеляжа. Передняя опора шасси прикреплена к мотогондоле двигателя.An embodiment of the claimed invention is possible when it has a fuselage. One (or more) engines located in the engine nacelle is attached to the lower front of the fuselage by means of a common pylon (which is located in the plane of symmetry of the aircraft). The front landing gear is attached to the engine nacelle.

Заявляемый ЛА может иметь любую приемлемую скорость полета: дозвуковую, сверхзвуковую, гиперзвуковую.The inventive aircraft can have any acceptable flight speed: subsonic, supersonic, hypersonic.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, например, в варианте сверхзвукового административного самолета (например, на 4 человека), когда у него пассажирская кабина размещена в передней части мотогондолы двигателей. Два двигателя расположены вертикально друг над другом в плоскости симметрии самолета. У двигателей использованы воздухозаборники с общим горизонтальным клином, при этом воздухозаборник верхнего двигателя расположен с верхней стороны горизонтального клина, а воздухозаборник нижнего двигателя расположен с нижней стороны горизонтального клина. Лобовое остекление кабины экипажа расположено в верхней половине горизонтальном клине воздухозаборника (это позволяет не иметь отклоняемой носовой части типа рампы, как это имело место, например, у известных сверхзвуковых пассажирских самолетов Конкорд и ТУ-144). В аварийной ситуации пассажирская кабина может отделяется от самолета и спускается на парашюте (например, как у известного американского истребителя-бомбардировщика FB-111).An embodiment of the claimed invention is possible, for example, in a variant of a supersonic administrative aircraft (for example, for 4 people), when it has a passenger cabin located in front of the engine nacelle. Two engines are located vertically one above the other in the plane of symmetry of the aircraft. The engines used air intakes with a common horizontal wedge, while the air intake of the upper engine is located on the upper side of the horizontal wedge, and the air intake of the lower engine is located on the lower side of the horizontal wedge. The front glazing of the cockpit is located in the upper half of the horizontal wedge of the air intake (this allows you to not have a deflectable nose part like a ramp, as was the case, for example, with the well-known supersonic passenger aircraft Concord and TU-144). In an emergency, the passenger cabin can be detached from the plane and descend by parachute (for example, like the famous American fighter-bomber FB-111).

В варианте сверхзвукового или гиперзвукового самолета у заявляемого изобретения при полете на сверхзвуковой или гиперзвуковой скорости скачки уплотнения от мотогондолы двигателей и пилона садятся на нижнюю поверхность крыла, что повышает аэродинамическое качество крыла и самолета в целом. То есть в заявляемом изобретении имеет место положительная сверхзвуковая и гиперзвуковая интерференция между частями самолета.In a variant of a supersonic or hypersonic aircraft of the claimed invention, when flying at a supersonic or hypersonic speed, the shock waves from the engine nacelle and the pylon sit on the lower surface of the wing, which increases the aerodynamic quality of the wing and the aircraft as a whole. That is, in the claimed invention there is a positive supersonic and hypersonic interference between parts of the aircraft.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, например в варианте многоместного самолета, когда у него пассажирский трап выполнен в общем пилоне крепления двигателей к крылу. Например, две передние носовые части пилона раскрываются в обе стороны и открывают доступ к лестнице (или эскалатору по типу эскалаторов метро), по которым пассажиры поднимаются в пассажирскую кабину, расположенную в крыле.An embodiment of the claimed invention is possible, for example, in the variant of a multi-seat aircraft, when it has a passenger gangway made in a common pylon for attaching engines to the wing. For example, the two front bow parts of the pylon open in both directions and provide access to the stairs (or escalator like metro escalators), along which passengers climb into the passenger cabin located in the wing.

В варианте пассажирского самолета гермокабина для пассажиров (ФИГ.8 и 9), размещенная в крыле 1, имеет центральный проход 13 (может иметь несколько проходов) требуемой высоты в направлении от одного конца крыла к другому концу крыла, размещенный в месте максимальной толщины профиля крыла 1. Крыло-гермокабина имеет нервюры 21 и 22 арочного типа, из которых нервюра 21 расположена в пассажирском салоне, а нервюра 22 расположена между пассажирскими салонами (на чертежах обозначено цифрами лишь по одной арочной нервюре 21 и 22 - на самом деле в каждом пассажирском салоне имеются четыре нервюры типа 21 и две нервюры типа 22). Верхняя и нижняя половины арочной нервюры 22, соединенные в местах между пассажирскими салонами плоской фермой (стоики и раскосы, на чертежах не показаны). Слева и справа от центрального прохода 13 расположены пассажирские салоны с рядами пассажирских сидений и с одним проходом между нервюрами в каждом салоне. Линии пола проходов 15 и 16 (и ступеньки 17) в пассажирских салонах (и пространство над проходами - над головами пассажиров в проходе) углубленны по отношению к внутреннему контуру 18 арочных нервюр 21 и 22 (в направление внешнего контура нервюр). Линия пола 14 в центральном проходе 13 находится на одном уровне с линией пола 15. Каждый пассажирский салон при входе в него из центрального прохода имеет рамные шпангоуты. Или, точнее говоря, стенка (или две стенки) крыла 1 вдоль центрального прохода 13 (от одного конца крыла к другому концу крыла) имеет форму рамы с вертикальными стойками.In the embodiment of a passenger airplane, a passenger cabin (FIGS. 8 and 9) located in the wing 1 has a central passage 13 (may have several passages) of the required height in the direction from one end of the wing to the other end of the wing, located in the place of the maximum thickness of the wing profile 1. The wing-pressurized cabin has ribs 21 and 22 of arch type, of which rib 21 is located in the passenger compartment, and rib 22 is located between the passenger cabins (in the drawings only one arched rib 21 and 22 is indicated by numbers - in fact, in each pass zhirskom interior there are four types of ribs 21 and two rib-type 22). The upper and lower halves of the arch rib 22, connected in places between the passenger compartment by a flat truss (struts and braces, are not shown in the drawings). To the left and to the right of the central passage 13 are passenger cabins with rows of passenger seats and with one passage between the ribs in each compartment. The floor lines of the aisles 15 and 16 (and steps 17) in the passenger compartments (and the space above the aisles above the heads of the passengers in the aisle) are recessed with respect to the inner contour of 18 arched ribs 21 and 22 (in the direction of the outer contour of the ribs). The floor line 14 in the central aisle 13 is flush with the floor line 15. Each passenger compartment at the entrance to it from the central aisle has frame frames. Or, more precisely, the wall (or two walls) of the wing 1 along the central passage 13 (from one end of the wing to the other end of the wing) has the shape of a frame with vertical struts.

Углубление линий пола проходов 15 и 16 и ступенек 17 в пассажирских салонах (и пространства над проходами - над головами пассажиров в проходе) по отношению к внутреннему контуру 18 арочных нервюр 21 и 22 позволяют у заявляемого изобретения максимально обжать гермокабину для пассажиров, что позволяет уменьшить площадь крыла (при заданной пассажировместимости), следовательно, позволяет увеличить удельную нагрузку на крыло, а следовательно, позволяет увеличить аэродинамическое качество самолета.The deepening of the floor lines of the aisles 15 and 16 and steps 17 in the passenger compartments (and the space above the aisles above the heads of the passengers in the aisle) with respect to the inner contour 18 of the arched ribs 21 and 22 allow the inventive invention to squeeze the pressurized cabin for passengers as much as possible, which reduces the area wing (with a given passenger capacity), therefore, allows to increase the specific load on the wing, and therefore, allows to increase the aerodynamic quality of the aircraft.

Принятое в заявляемом изобретение взаимное расположение центрального прохода 13 и проходов в пассажирских салонах позволяет разбить проход между рядами кресел (вдоль хорды крыла 1) на несколько участков (уровней). Это позволяет в крейсерском полете, с одной стороны, иметь угол наклона линии пола в проходах 14, 15 и 16 и ступенек 17 требуемой величины (например, не более одного градуса), с другой стороны, иметь требуемый угол атаки крыла 1 (например, равный 3-4°), что повышает аэродинамическое качество самолета. И в третьих, при стоянке самолета на земле угол наклона линии пола на всех участках также будет требуемой величины (например, около нуля градусов по отношению к горизонту). Это очень важное преимущество заявляемого изобретения перед известными самолетами схемы «летающее крыло», у которых угол атаки центроплана крыла (из-за необходимости обеспечения угла наклона линии пола в один градус) в крейсерском полете невелик (около одного градуса), что снижает аэродинамическое качество такого самолета.The mutual arrangement of the central passage 13 and the passages in the passenger compartment adopted in the claimed invention allows to divide the passage between the rows of seats (along the wing chord 1) into several sections (levels). This allows for cruising flight, on the one hand, to have the angle of inclination of the floor line in the passages 14, 15 and 16 and steps 17 of the required size (for example, no more than one degree), on the other hand, to have the desired angle of attack of wing 1 (for example, equal to 3-4 °), which increases the aerodynamic quality of the aircraft. And thirdly, when the aircraft is parked on the ground, the angle of inclination of the floor line in all sections will also be the required value (for example, about zero degrees with respect to the horizon). This is a very important advantage of the claimed invention over the known aircraft "flying wing", in which the angle of attack of the center wing (due to the need to ensure the angle of inclination of the floor line by one degree) in cruising flight is small (about one degree), which reduces the aerodynamic quality of such the plane.

У самолета схемы «летающее крыло» при нормируемом переводе самолета в посадочной конфигурации из крена γ=-30° в крен γ=+30° перегрузки в крайних по ширине салона рядах пассажирских кресел (на концах крыла) будут больше, чем у фюзеляжных самолетов. В пассажирском варианте исполнения заявляемого изобретения багажные отсеки могут размещаться на концах крыла. Это позволит выполнить крыло с большим удлинением, что повышает аэродинамическое качество самолета.The aircraft has a “flying wing” scheme with a normalized transfer of the aircraft in a landing configuration from a roll of γ = -30 ° to a roll of γ = + 30 °, there will be more overload in the rows of passenger seats (at the ends of the wing) of the aircraft that are widest than the fuselage. In the passenger embodiment of the claimed invention, the luggage compartments can be placed at the ends of the wing. This will allow you to perform a wing with a large elongation, which increases the aerodynamic quality of the aircraft.

Размещение входной двери 12 (ФИГ.1) в концевой нервюре крыла 1 позволяет без труда обеспечить у заявляемого изобретения требования по аварийной эвакуации пассажиров. При этом входных дверей (и аварийных люков) в каждой концевой нервюре крыла 1 может быть несколько.The placement of the front door 12 (FIG. 1) in the terminal rib of wing 1 makes it easy to provide the claimed invention with requirements for emergency evacuation of passengers. In this case, there can be several entrance doors (and emergency hatches) in each end rib of wing 1.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.5), отличающийся от показанного на ФИГ.3 тем, что у него имеется дополнительные два двигателя 27 и 28 (в сумме - 4 двигателя), которые расположены в общей мотогондоле с двигателями 4 и 5. При такой компоновке и таком количестве (четыре) двигателей можно создать самолет практически любой разумной грузоподъемности.An embodiment of the claimed invention (FIG. 5) is possible, which differs from that shown in FIG. 3 in that it has two additional engines 27 and 28 (in total 4 engines), which are located in a common nacelle with engines 4 and 5. When Such a layout and such a number of (four) engines can create an airplane of almost any reasonable payload.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.6), отличающийся от показанного на ФИГ.3 тем, что у него два двигателя 29 и 30 прикреплены к нижней передней части крыла посредством индивидуальных пилонов 31 и 32 соответственно. При этом самолет имеет две передние опоры шасси 33 и 34, прикрепленные к мотогондолам двигателей 29 и 30 соответственно.An embodiment of the claimed invention (FIG. 6) is possible, which differs from that shown in FIG. 3 in that it has two engines 29 and 30 attached to the lower front of the wing by means of individual pylons 31 and 32, respectively. In this case, the aircraft has two front landing gear 33 and 34 attached to the engine nacelles of engines 29 and 30, respectively.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.7), отличающийся от показанного на ФИГ.3 тем, что у него дополнительно имеются два двигателя 35 и 36 (то есть в сумме четыре двигателя), размещенные в общей мотогондоле, которая посредством общего пилона 37 крепится к передней верхней стороне крыла 1. При этом общий пилон расположен в плоскости симметрии самолета. Однако возможен вариант, когда пилон верхних двигателей прикреплен к средней или задней части крыла. При такой компоновке и таком количестве (четыре) двигателей можно создать самолет практически любой разумной грузоподъемности.An embodiment of the claimed invention (FIG. 7) is possible, which differs from that shown in FIG. 3 in that it additionally has two engines 35 and 36 (that is, four engines in total) placed in a common nacelle, which is attached by means of a common pylon 37 to the front upper side of the wing 1. In this case, the common pylon is located in the plane of symmetry of the aircraft. However, it is possible that the pylon of the upper engines is attached to the middle or rear of the wing. With this arrangement and such a number of (four) engines, you can create an airplane of almost any reasonable payload.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ. 12), отличающийся от описанного выше и показанного на ФИГ.1-3 тем, что у него имеется треугольное крыло 38 и треугольные консоли 39 и 40 переднего цельноповоротного горизонтального оперения, прикрепленные к общей мотогондоле двигателей (или с внешней стороны мотогондолы, как показано на ФИГ. 12, или между двигателями). Мотогондола двигателей прикреплена к крылу 38 с передней нижней его стороны посредством пилона. Возможен вариант, когда консоли 39 и 40 прикреплены к вышеуказанному пилону. Самолет выполнен сверхзвуковым по аэродинамической схеме «утка». Передняя опора шасси прикреплена к мотогондоле двигателей (или к пилону), а основные опоры шасси прикреплены к крылу 38 (опоры шасси на чертеже не показаны). При полете на сверхзвуковой скорости скачки уплотнения от мотогондолы двигателей и от консолей 39 и 40 садятся только на нижнюю поверхность крыла 38, что повышает его аэродинамическое качество и аэродинамическое качество самолета в целом. Заявляемый ЛА в таком варианте исполнения управляется: по тангажу - посредством отклонения консолей 39 и 40 ЦПГО и закрылков 6 (которые могут выполнять и функцию рулей высоты); по крену - путем дифференциального отклонения расщепляющихся щитков 7 и 8 вверх и вниз; по курсу - путем отклонения расщепляющихся щитков 7 или 8 одновременно вверх и вниз на одном из концов крыла 38.An embodiment of the claimed invention (FIG. 12) is possible, which differs from that described above and shown in FIGS. 1-3 in that it has a triangular wing 38 and triangular consoles 39 and 40 of the front all-turning horizontal tail unit attached to a common engine nacelle (or on the outside of the engine nacelle, as shown in FIG. 12, or between engines). The engine nacelle is attached to the wing 38 from its front lower side by means of a pylon. It is possible that the consoles 39 and 40 are attached to the above pylon. The aircraft is made supersonic according to the aerodynamic scheme "duck". The front landing gear is attached to the engine nacelle (or to the pylon), and the main landing gear is attached to the wing 38 (landing gear is not shown in the drawing). When flying at supersonic speed, shock waves from engine nacelles and from consoles 39 and 40 sit only on the lower surface of wing 38, which increases its aerodynamic quality and aerodynamic quality of the aircraft as a whole. The inventive aircraft in this embodiment is controlled: by pitch - by deflecting the consoles 39 and 40 of the CPCO and the flaps 6 (which can also perform the function of elevators); roll - by differential deviation of the fissile flaps 7 and 8 up and down; at the heading - by deflecting the fissile flaps 7 or 8 simultaneously up and down at one end of the wing 38.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличающийся от показанного на ФИГ. 12 тем, что у него нет консолей 39 и 40 переднего горизонтального оперения. В этом случае управление ЛА по тангажу осуществляется отклонением закрылков 6 (которые могут выполнять и функцию рулей высоты) и/или изменением направления вектора тяги двигателей в продольной плоскости.A possible embodiment of the claimed invention, different from that shown in FIG. 12 in that it does not have consoles 39 and 40 of the front horizontal tail. In this case, the aircraft is controlled by pitch by deflecting the flaps 6 (which can also function as elevators) and / or by changing the direction of the thrust vector of the engines in the longitudinal plane.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличающийся от показанного на ФИГ.12 тем, что у него крыло 38 выполнено прямым (не стреловидным) большого удлинения. При этом консоли 39 и 40 могут или присутствовать или отсутствовать.An embodiment of the claimed invention is possible, which differs from that shown in FIG. 12 in that its wing 38 is made of direct (not swept) large elongation. Consoles 39 and 40 may either be present or absent.

Заявляемое изобретение может имеет один или несколько двигателей любого приемлемого типа (ТРД (одно или двухконтурный), жидкостный ракетный двигатель, турбовинтовой двигатель и др.), или вообще не иметь двигателя (например, использоваться в качестве планера).The invention may have one or more engines of any suitable type (turbojet engine (single or dual-circuit), a liquid rocket engine, a turboprop engine, etc.), or no engine at all (for example, be used as a glider).

В заявляемом изобретении передняя опора шасси может крепиться к пилону двигателя (двигателей) или непосредственно или посредством мотогондолы двигателя, или крепиться непосредственно к крылу.In the claimed invention, the front landing gear can be attached to the pylon of the engine (s) either directly or through the engine nacelle, or attached directly to the wing.

В заявляемом изобретении мотогондолы двигателей могут крепиться к пилону (посредством которого они прикреплены к крылу) или непосредственно или посредством горизонтальных пилонов (или переднего горизонтального оперения).In the claimed invention, engine nacelles can be attached to the pylon (by means of which they are attached to the wing) either directly or by means of horizontal pylons (or front horizontal tail).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличающийся от показанного на ФИГ.1-3 тем, что у него крыло в районе плоскости симметрии (где к крылу крепится пилон с мотогондолами двигателей) имеет арочность (поджатие снизу, в поперечной плоскости). Это позволяет, с одной стороны, при стоянке самолета на земле приблизить крыло к поверхности земли, что позволяет уменьшить высоту основных и передней стойки шасси, а следовательно, уменьшить вес шасси. С другой стороны, эта арочность позволяет проходить реактивной струе от двигателей на безопасном расстоянии от нижней поверхности крыла.A possible embodiment of the claimed invention, which differs from that shown in FIGS. 1-3, is that it has a wing in the region of the plane of symmetry (where the pylon with engine nacelles is attached to the wing) (it is drawn down from the bottom, in the transverse plane). This allows, on the one hand, when the aircraft is parked on the ground, the wing is brought closer to the ground, which reduces the height of the main and front landing gear, and therefore, reduces the weight of the landing gear. On the other hand, this arch makes it possible to pass a jet stream from the engines at a safe distance from the lower surface of the wing.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.10-11), отличающийся от показанного на ФИГ.1-3 тем, что у него имеется двухкилевое вертикальное оперение 27 с рулями направления 28, размещенное на концах крыла с его нижней задней стороны.An embodiment of the claimed invention (FIG. 10-11) is possible, which differs from that shown in FIGS. 1-3 in that it has a two-keel vertical tail unit 27 with rudders 28, located at the ends of the wing from its lower rear side.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличающийся от вышеописанного тем, что у него для управления по тангажу и крену используются элевоны, расположенные вдоль задней кромки крыла. В этом варианте исполнения заявляемого изобретения ЦПГО используется только для балансировки самолета по тангажу.An embodiment of the claimed invention is possible, which differs from the above in that it uses elevons located along the trailing edge of the wing to control pitch and roll. In this embodiment of the claimed invention, the CPSC is used only for balancing the aircraft in pitch.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ. 13-14), отличающийся от показанного на ФИГ.1-3 тем, что у него имеется дополнительная третья треугольная несущая поверхность, выполненная с возможностью создания положительной подъемной силы, цельноповоротные консоли 41 и 42 которой прикреплены к мотогондолам двигателей. Так как консоли 41 и 42 с одной стороны и крыло 1 с другой стороны разнесены между собой по высоте, следовательно, консоли 41 и 42 будут оказывать минимальное неблагоприятное (в аэродинамическом отношении) влияние на крыло 1. Заявляемый ЛА в таком варианте исполнения управляется: по тангажу - посредством отклонения консолей 41 и 42, консолей 2 и 3 и закрылков 6 (которые могут выполнять и функцию рулей высоты); по крену - путем дифференциального отклонения консолей 2 и 3; по курсу - путем отклонения расщепляющихся щитков 7 или 8. Однако возможен вариант, когда консоли 2 и 3 выполнены зафиксированными (не поворотными) под некоторым положительным углом атаки, по отношению к крылу 1. При этом на консолях 2 и 3 могут располагаться рули высоты (но могут и отсутствовать). Консоли 2 и 3 могут быть как треугольной формы в плане (как показано на ФИГ.13-14), так и иную форму в плане (например, прямыми).A possible embodiment of the claimed invention (FIG. 13-14), which differs from that shown in FIGS. 1-3, is that it has an additional third triangular bearing surface, configured to create a positive lifting force, the all-rotating consoles 41 and 42 of which are attached to engine nacelles. Since the consoles 41 and 42 on the one hand and the wing 1 on the other hand are spaced apart in height, therefore, the consoles 41 and 42 will have a minimal adverse (aerodynamically) effect on the wing 1. The inventive aircraft in this embodiment is controlled: pitch - by deflecting the consoles 41 and 42, consoles 2 and 3 and flaps 6 (which can also perform the function of elevators); roll - by differential deviation of consoles 2 and 3; at the heading - by deflecting the fissile flaps 7 or 8. However, it is possible that the arms 2 and 3 are fixed (not rotatable) at a certain positive angle of attack with respect to wing 1. Moreover, elevators can be located on arms 2 and 3 ( but may be absent). Consoles 2 and 3 can be either triangular in shape in the plan (as shown in FIGS. 13-14), or in a different shape in the plan (for example, straight).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.15), отличающийся от показанного на ФИГ.13-14 тем, что у него крыло 1' выполнено стреловидным.An embodiment of the claimed invention (FIG. 15) is possible, which differs from that shown in FIGS. 13-14 in that its wing 1 'is swept.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.16-17), отличающийся от показанного на ФИГ. 1-3 тем, что у него консоли 2" и 3" переднего ЦПГО (передней несущей поверхности) выполнены прямыми (не стреловидными). При этом на верхней стороне каждой консоли 2" и 3" имеются вертикальные гребни 44 и 43 соответственно, расположенные вдоль всей хорды консоли. Консоли 2" и 3" имеют отрицательную геометрическую крутку и небольшую относительную толщину профиля. У таких консолей срыв потока при достижении критического угла атаки первоначально наступает у корневой хорды. Вертикальные гребни 43 и 44 будут предотвращать распространение срыва потока на остальную (концевую) часть консолей. Это обеспечит плавный срыв потока с передней несущей поверхности без характерного для схемы «утка» клевка. Заявляемый ЛА в таком варианте исполнения управляется: по тангажу - посредством отклонения консолей 2" и 3" ЦПГО и закрылков 6 (которые могут выполнять и функцию рулей высоты); по крену - путем дифференциального отклонения консолей 2" и 3" ЦПГО; по курсу - путем отклонения расщепляющихся щитков 7 и 8.A possible embodiment of the claimed invention (FIG.16-17), different from that shown in FIG. 1-3 by the fact that it has 2 "and 3" consoles of the front ЦПГО (front bearing surface) made straight (not swept). Moreover, on the upper side of each console 2 "and 3" there are vertical ridges 44 and 43, respectively, located along the entire chord of the console. Consoles 2 "and 3" have a negative geometric twist and a small relative thickness of the profile. In such consoles, flow stall when reaching a critical angle of attack initially occurs at the root chord. Vertical ridges 43 and 44 will prevent the flow stall from spreading to the rest (end) of the consoles. This will ensure a smooth stall of the flow from the front bearing surface without pecking characteristic of the “duck” scheme. The inventive aircraft in this embodiment is controlled: by pitch - by deflecting the 2 "and 3" CPGO consoles and flaps 6 (which can also function as elevators); roll - by differential deviation of the consoles 2 "and 3" CPGO; at the rate - by deflecting the fissile flaps 7 and 8.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ. 18), отличающийся от показанного на ФИГ.1-3 тем, что у него к концам консолей передней несущей поверхности 45 и 46 (ближе к их передним кромкам) прикреплены еще одни консоли 47 и 48 несущей поверхности, корневые хорды которых меньше, чем концевые хорды консолей 45 и 46. При этом консоли 45 и 46 выполнены с возможностью их установки на больший угол атаки, по сравнению с углом атаки крыла 1, а консоли 47 и 48 выполнены с возможностью их установки на больший (или меньший, или равный) угол атаки, по сравнению с углом атаки консолей 45 и 46. В этом варианте консоли 47 и 48 формируют мощный нисходящий поток воздуха, предотвращая перетекания воздуха через концевые части консолей 45 и 46 соответственно с их нижних поверхностей на их верхние поверхности. А консоли 45, 46, 47 и 48, в совокупности, формируют мощный нисходящий поток воздуха, предотвращают перетекания воздуха через концевые части крыла 1 с его нижней поверхности на его верхнюю поверхность.An embodiment of the claimed invention (FIG. 18) is possible, which differs from that shown in FIGS. 1-3 in that it has attached one more console 47 and 48 of the bearing surface to the ends of the consoles of the front bearing surface 45 and 46 (closer to their front edges) the root chords of which are smaller than the end chords of the consoles 45 and 46. In this case, the consoles 45 and 46 are made with the possibility of their installation at a larger angle of attack than the angle of attack of wing 1, and the consoles 47 and 48 are made with the possibility of their installation at a larger (or lesser or equal) angle of attack, by comparison with an angle of attack of the consoles 45 and 46. In this embodiment, the consoles 47 and 48 form a powerful downward air flow, preventing air from flowing through the end parts of the consoles 45 and 46, respectively, from their lower surfaces to their upper surfaces. And the console 45, 46, 47 and 48, together, form a powerful downward flow of air, prevent air from flowing through the end parts of the wing 1 from its lower surface to its upper surface.

Аэродинамическое качество экраноплана, при его полете вблизи экрана, может составлять 25-30 ([8], с.62), что больше, чем у самолета (например, как указано выше, у пассажирского магистрального самолета А-340 аэродинамическое качество не превышает 20).The aerodynamic quality of an ekranoplane, when flying close to the screen, can be 25-30 ([8], p.62), which is greater than that of an airplane (for example, as indicated above, in an A-340 passenger main airplane, the aerodynamic quality does not exceed 20 )

Однако у экраноплана существуют проблемы с обеспечением устойчивости по тангажу при полете вблизи экрана.However, the ekranoplan has problems with providing pitch stability when flying near the screen.

Теоретически и экспериментально установлено, что свойством самобалансировки по тангажу обладает экраноплан схемы «утка» ([8], с.26).It has been theoretically and experimentally established that the ekranoplan of the “duck” scheme has the property of self-balancing in pitch ([8], p.26).

Однако, как об этом указывалось выше, в известной аэродинамической схеме «утка» переднее горизонтальное оперение в аэродинамическом отношении неблагоприятно влияет на расположенное за ним по потоку крыло, что снижает аэродинамическое качество летательного аппарата в целом.However, as indicated above, in the well-known duck aerodynamic design, the front horizontal tail unit aerodynamically adversely affects the wing located behind it in the flow, which reduces the aerodynamic quality of the aircraft as a whole.

При полете вблизи экрана на экраноплан действует стабилизирующий момент по крену ([9], с.16).When flying near the screen, a stabilizing moment along the roll acts on the ekranoplan ([9], p.16).

Заявляемое изобретение может быть использовано в качестве экраноплана. При этом оно будет иметь стабилизирующий момент как по крену, так и по тангажу (из-за тандемного расположения двух несущих поверхностей). У заявляемого изобретения передняя несущая поверхность в аэродинамическом отношении благоприятно влияет на заднюю несущую поверхность, что увеличивает аэродинамическое качество летательного аппарата в целом.The claimed invention can be used as an ekranoplan. At the same time, it will have a stabilizing moment both in roll and pitch (due to the tandem arrangement of two bearing surfaces). In the claimed invention, the front bearing surface in aerodynamic terms favorably affects the rear bearing surface, which increases the aerodynamic quality of the aircraft as a whole.

Заявляемое изобретение может быть использовано как в варианте самолета обычного взлета и посадки, так и в варианте самолета вертикального взлета и посадки. В последнем случае самолет может иметь дополнительные подъемные двигатели, размещенные в крыле. Для создания вертикальной тяги при вертикальном взлете могут использоваться также маршевые двигатели (например, путем применения у них поворотных сопел).The claimed invention can be used both in the version of the plane of ordinary takeoff and landing, and in the version of the plane of vertical takeoff and landing. In the latter case, the aircraft may have additional lifting engines located in the wing. To create vertical thrust during vertical take-off, marching engines can also be used (for example, by using rotary nozzles).

ЛитератураLiterature

[1] Соболев Д.А. Самолеты особых схем. - М.: Машиностроение, 1989.[1] Sobolev D.A. Airplanes special schemes. - M.: Mechanical Engineering, 1989.

[2] Бюшгенс Г.С. Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов. - М.: ЦАГИ, 1995.[2] Buesgens G.S. Aerodynamics and flight dynamics of main aircraft. - M .: TsAGI, 1995.

[3] Патент Российской Федерации №2060211, МПК В64С 39/10, опубл. 20.05.96.[3] Patent of the Russian Federation No. 2060211, IPC B64C 39/10, publ. 05/20/96.

[4] Проектирование самолетов /Под ред. Егера С.М. - М.: Машиностроение, 1983.[4] Aircraft Design / Ed. Eger S.M. - M.: Mechanical Engineering, 1983.

[5] Самолеты ОКБ им. С.В.Ильюшина. - М.: Машиностроение, 1990.[5] Aircraft Design Bureau named. S.V. Ilyushin. - M.: Mechanical Engineering, 1990.

[6] Бауэре П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. - М.: Мир, 1991.[6] Bauer P. Aircraft of unconventional designs. - M.: Mir, 1991.

[7] Бадягин А.А. и др. Проектирование легких самолетов. - М.: Машиностроение, 1972.[7] Badyagin A.A. and others. Design of light aircraft. - M.: Mechanical Engineering, 1972.

[8] Панченков А.Н. Экспертиза экранопланов. - Н.Новгород, 2006.[8] Panchenkov A.N. Examination of ekranoplanes. - N. Novgorod, 2006.

[9] Диомидов В.Д. Автоматическое управление движением экранопланов. - Спб.: ГЩ РФ ЦНИИ «Электроприбор», 1996.[9] Diomidov V.D. Automatic control of the movement of ekranoplans. - St. Petersburg: General Staff of the Central Research Institute "Elektropribor", 1996.

Claims (15)

1. Летательный аппарат имеет, по меньшей мере, две тандемно расположенные несущие поверхности - переднюю и заднюю, выполненные с возможностью создания положительной подъемной силы, передняя несущая поверхность состоит из двух консолей, консоли передней несущей поверхности выполнены с возможностью их установки на большие углы атаки по отношению к задней несущей поверхности, отличающийся тем, что консоли передней несущей поверхности своими корневыми хордами примыкают к концевым частям (к концевым хордам) задней несущей поверхности, при этом ближе к передней кромке задней несущей поверхности, передняя несущая поверхность имеет меньшую по величине корневую хорду, чем концевая хорда задней несущей поверхности.1. The aircraft has at least two tandemly located bearing surfaces - front and rear, made with the possibility of creating positive lifting force, the front bearing surface consists of two consoles, the console of the front bearing surface is made with the possibility of their installation at large angles of attack along relative to the rear bearing surface, characterized in that the consoles of the front bearing surface with their root chords adjoin the end parts (to the end chords) of the rear bearing surface, when ohm closer to the front edge of the rear supporting surface, the front bearing surface has a smaller value of the root of the chord than the chord of the rear end surface of the carrier. 2. Летательный аппарат п.1, отличающийся тем, что задняя несущая поверхность выполнена не стреловидной, например, прямоугольной формы в плане, передняя несущая поверхность выполнена треугольной формы в плане.2. Aircraft 1, characterized in that the rear bearing surface is not swept, for example, rectangular in plan, the front bearing surface is triangular in plan. 3. Летательный аппарат по п.1 или 2, отличающийся тем, что имеет, по меньшей мере, один двигатель, например, турбореактивный двигатель, прикрепленный к передней нижней части задней несущей поверхности посредством пилона, расположенного в плоскости симметрии летательного аппарата.3. The aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that it has at least one engine, for example, a turbojet engine, attached to the front lower part of the rear bearing surface by means of a pylon located in the plane of symmetry of the aircraft. 4. Летательный аппарат по п.1 или 2, отличающийся тем, что имеет, по меньшей мере, два двигателя, например турбореактивных двигателя, размещенных, например, горизонтально в общей мотогондоле, которая прикреплена к передней нижней части задней несущей поверхности посредством пилона, расположенного в плоскости симметрии летательного аппарата.4. The aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that it has at least two engines, for example turbojet engines, placed, for example, horizontally in a common engine nacelle, which is attached to the front lower part of the rear bearing surface by means of a pylon located in the plane of symmetry of the aircraft. 5. Летательный аппарат п.4, отличающийся тем, что имеет еще одну несущую поверхность, выполненную с возможностью создания положительной подъемной силы, которая прикреплена к вышеуказанному пилону или мотогондоле двигателей.5. The aircraft of claim 4, characterized in that it has another bearing surface, configured to create a positive lifting force, which is attached to the above pylon or engine nacelle. 6. Летательный аппарат п.1, отличающийся тем, что имеет двухкилевое вертикальное оперение, размещенное на концах задней несущей поверхности с его нижней задней стороны.6. The aircraft of claim 1, characterized in that it has a two-keel vertical tail, located at the ends of the rear bearing surface from its lower rear side. 7. Летательный аппарат имеет крыло, по меньшей мере, один двигатель, например турбореактивный двигатель, размещенный в мотогондоле, вышеуказанная мотогондола прикреплена к крылу с его передней нижней стороны посредством пилона, вышеуказанный пилон расположен в плоскости симметрии летательного аппарата, имеется шасси с передней опорой, отличающийся тем, что передняя (носовая) опора шасси прикреплена к вышеуказанной мотогондоле (или к пилону) двигателя.7. The aircraft has a wing, at least one engine, for example, a turbojet engine located in the engine nacelle, the above engine nacelle is attached to the wing from its front lower side by means of a pylon, the above pylon is located in the plane of symmetry of the aircraft, there is a landing gear with a front support, characterized in that the front (nose) landing gear is attached to the above engine nacelle (or to the pylon) of the engine. 8. Летательный аппарат по п.7, отличающийся тем, что имеет фюзеляж, вышеуказанный двигатель прикреплен к фюзеляжу посредством пилона, вышеуказанный пилон расположен в плоскости симметрии летательного аппарата и прикреплен к фюзеляжу с его передней нижней стороны.8. The aircraft according to claim 7, characterized in that it has a fuselage, the aforementioned engine is attached to the fuselage by means of a pylon, the aforementioned pylon is located in the plane of symmetry of the aircraft and is attached to the fuselage from its front bottom side. 9. Летательный аппарат по п.7, отличающийся тем, что имеет два двигателя, размещенные, например, в общей мотогондоле (с вышеуказанным первым двигателем) и прикрепленные к крылу посредством вышеуказанного пилона.9. The aircraft according to claim 7, characterized in that it has two engines located, for example, in a common engine nacelle (with the above-mentioned first engine) and attached to the wing through the aforementioned pylon. 10. Летательный аппарат по п.7 или 9, отличающийся тем, что имеет дополнительно, по меньшей мере, еще один двигатель, который, например, посредством пилона прикреплен к крылу с его верхней стороны, при этом вышеуказанный пилон расположен в плоскости симметрии летательного аппарата.10. The aircraft according to claim 7 or 9, characterized in that it additionally has at least one more engine, which, for example, is attached via a pylon to the wing from its upper side, while the aforementioned pylon is located in the plane of symmetry of the aircraft . 11. Летательный аппарат по любому из пп.7-9, отличающийся тем, что имеется вторая несущая поверхность (горизонтальное оперение), прикрепленная или к мотогондоле двигателей, или к пилону.11. Aircraft according to any one of claims 7 to 9, characterized in that there is a second bearing surface (horizontal tail) attached either to the engine nacelle or to the pylon. 12. Летательный аппарат по любому из пп.7-9, отличающийся тем, что выполнен в пассажирском варианте, имеет трап, выполненный в вышеуказанном общем пилоне двигателей.12. Aircraft according to any one of claims 7 to 9, characterized in that it is made in the passenger version, has a ramp made in the above common engine pylon. 13. Летательный аппарат по п.9, отличающийся тем, что выполнен пилотируемым, кабина пилота и пассажирская кабина размещены в вышеуказанной мотогондоле двигателя.13. The aircraft according to claim 9, characterized in that it is manned, the cockpit and passenger cabin are located in the above engine nacelle. 14. Летательный аппарат имеет крыло, пассажирскую или грузовую кабину, полностью или частично размещенную внутри крыла, по меньшей мере, один двигатель, например турбореактивный двигатель, отличающийся тем, что крыло имеет нервюры арочного типа, между которыми имеются продольные проходы для пассажиров, вышеуказанные проходы (и пространство над проходами - над головами пассажиров в проходе) углубленны по отношению к внутреннему контуру арочных нервюр (в направлении внешнего контура вышеуказанных арочных нервюр) на некоторую величину, линия пола каждого (или некоторых) из вышеуказанных проходов разбита на несколько участков, находящихся на разных уровнях, пассажирская кабина имеет, по меньшей мере, один поперечный проход в направлении от одного конца крыла к другому концу крыла.14. The aircraft has a wing, a passenger or cargo cabin, fully or partially located inside the wing, at least one engine, for example a turbojet engine, characterized in that the wing has arched ribs, between which there are longitudinal passages for passengers, the above passages (and the space above the aisles - above the heads of passengers in the aisle) is recessed with respect to the inner contour of the arched ribs (towards the outer contour of the above arched ribs) by a certain amount, the lines I floor of each (or some) of the above passages is divided into several sections located at different levels, the passenger cabin has at least one transverse passage in the direction from one end of the wing to the other end of the wing. 15. Летательный аппарат по п.14, отличающийся тем, что крыло выполнено прямоугольной формы в плане (не стреловидным), имеются багажные отсеки, расположенные на концах крыла. 15. The aircraft according to 14, characterized in that the wing is rectangular in plan (not swept), there are luggage compartments located at the ends of the wing.
RU2012115207/11A 2012-04-18 2012-04-18 Aircraft RU2495796C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012115207/11A RU2495796C1 (en) 2012-04-18 2012-04-18 Aircraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012115207/11A RU2495796C1 (en) 2012-04-18 2012-04-18 Aircraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2495796C1 true RU2495796C1 (en) 2013-10-20

Family

ID=49357139

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012115207/11A RU2495796C1 (en) 2012-04-18 2012-04-18 Aircraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2495796C1 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2060211C1 (en) * 1992-02-21 1996-05-20 Валерий Туркубеевич Пчентлешев Tailless aeroplane
RU2070139C1 (en) * 1993-06-28 1996-12-10 Мохаммед Аль-Хейли Шариф Aircraft with short take-off and landing run
RU2132289C1 (en) * 1996-10-24 1999-06-27 Клименко Алексей Геннадьевич Vertical take-off and landing flying vehicle
DE102004019496A1 (en) * 2004-04-22 2005-12-01 Gerd Lukoschus Wings for aircraft, has bearing areas that are divided into primary and secondary wings that are usually attached to respective sides of fuselage, where wings are connected to each other and manufactured in lengthwise manner
FR2937005A1 (en) * 2008-10-09 2010-04-16 Michel Joachim Marie Raoul Flying vehicle i.e. glider, has pair of main wings located at rear of cockpit and fixed to central structure for ensuring permanent dynamic lift, and pair of wings moved along two rotation axes and connected to rotor of central armature
RU2413653C2 (en) * 2005-09-17 2011-03-10 Эйрбас Дойчланд Гмбх Device for emergency evacuation of people

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2060211C1 (en) * 1992-02-21 1996-05-20 Валерий Туркубеевич Пчентлешев Tailless aeroplane
RU2070139C1 (en) * 1993-06-28 1996-12-10 Мохаммед Аль-Хейли Шариф Aircraft with short take-off and landing run
RU2132289C1 (en) * 1996-10-24 1999-06-27 Клименко Алексей Геннадьевич Vertical take-off and landing flying vehicle
DE102004019496A1 (en) * 2004-04-22 2005-12-01 Gerd Lukoschus Wings for aircraft, has bearing areas that are divided into primary and secondary wings that are usually attached to respective sides of fuselage, where wings are connected to each other and manufactured in lengthwise manner
RU2413653C2 (en) * 2005-09-17 2011-03-10 Эйрбас Дойчланд Гмбх Device for emergency evacuation of people
FR2937005A1 (en) * 2008-10-09 2010-04-16 Michel Joachim Marie Raoul Flying vehicle i.e. glider, has pair of main wings located at rear of cockpit and fixed to central structure for ensuring permanent dynamic lift, and pair of wings moved along two rotation axes and connected to rotor of central armature

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP7457175B2 (en) Wing tilt actuation system for electric vertical takeoff and landing (VTOL) aircraft
US7793884B2 (en) Deltoid main wing aerodynamic configurations
EP1167183B1 (en) Blended wing and multiple-body airplane configuration
US4390150A (en) Tandem wing airplane
US8899520B2 (en) Mid-wing airplane
US4165058A (en) Tandem wing airplane
US10899447B2 (en) Methods for improvements of the box wing aircraft concept and corresponding aircraft configuration
US20030213870A1 (en) High-speed aircraft and methods for their manufacture
US20040245375A1 (en) Integrated high-speed aircraft and associated methods of manufacture
US20060016931A1 (en) High-lift, low-drag dual fuselage aircraft
WO2012026846A1 (en) Aircraft with an integral aerodynamic configuration
WO2013037379A9 (en) Fuselage and method for reducing drag
US3995794A (en) Super-short take off and landing apparatus
RU2391254C2 (en) Supersonic aircraft (versions)
US20230007869A1 (en) Electric-propulsion aircraft comprising a central wing and two rotatable lateral wings
WO2015016731A1 (en) Aircraft (variants)
CA3135682A1 (en) Apparatus for aerial navigation and devices thereof
WO2013137915A1 (en) Mid-wing airplane
RU2486105C1 (en) Aircraft (versions)
RU2082651C1 (en) Light flying vehicle
RU2495796C1 (en) Aircraft
RU64176U1 (en) HEAVY TRANSPORT PLANE
RU143725U1 (en) Subsonic Passenger Airplane
WO2017017697A1 (en) Lift generating fuselage for aircraft
RU2335430C1 (en) High-capacity aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180419