RU2517629C1 - Летательный аппарат - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам.

Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с мотогондолой и двумя воздухозаборниками, расположенными за углублением, которое ограничено первой площадкой, выполненной плоской, и парой вторых площадок, размещенных между первой площадкой и воздухозаборниками силовой установки. Вторые площадки соединены под углом друг с другом вдоль ребра, пропущенного вблизи плоскости симметрии летательного аппарата. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники. 10 з.п. ф-лы, 15 ил.

Description

Заявляемое техническое решение относится к авиационной технике, преимущественно к административным сверхзвуковым самолетам гражданского назначения, предназначенным для совершения деловых поездок, а также для экстренной доставки небольших грузов с целью экономии времени по сравнению с использованием других транспортных средств. Одной из технических задач, решаемой при проектировании летательных аппаратов такого типа является, снижение расхода топлива, которое может быть достигнуто уменьшением аэродинамического сопротивления летательного аппарата и оптимизацией работы силовой установки путем уменьшения степени неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники.

Известно несколько технических решений сверхзвуковых самолетов, предназначенных для гражданских целей, включающих фюзеляж, крыло и силовую установку, размещенную под крылом (см., например, заявку на европейский патент ЕР 0221204, заявки США 20070252028, 20070262207).

Техническое решение сверхзвукового самолета (см. заявку на европейский патент 221204, МПК В64С 30/00, опубл. 13.05.1987) содержит фюзеляж, носовая часть которого расположена перед крылом, центральная часть - конструктивно объединена с крылом, хвостовая часть - выступает за заднюю кромку крыла. Носовая часть фюзеляжа и частично его центральная часть имеют наклоненные внутрь боковые стенки, образующие в продольном направлении поверхность с одинарной кривизной. Нижняя поверхность центральной части фюзеляжа сочленена с нижней поверхностью крыла. Две мотогондолы цилиндрообразной формы, установленные на нижней поверхности крыла по обе стороны фюзеляжа, имеют воздухозаборники, расположенные позади передней кромки крыла. Разнесенные по размаху крыла мотогондолы двигателей частично разгружают крыло, однако увеличивают примерно на 20% волновое сопротивление и примерно на 40% сопротивление трения мотогондол. Это связано с формой мотогондол, площадь миделевого сечения которых примерно в 1,5 раза превышает площадь входа в воздухозаборник, а также ростом их смачиваемой поверхности по сравнению с компоновкой двигателей в единой интегрированной мотогондоле. Кроме того, применение разнесенных мотогондол усложняет задачу по обеспечению балансировки самолета при отказе одного из двигателей.

Техническое решение сверхзвукового самолета в соответствии с заявками США 20070252028 (МПК В64С 30/00, опубл. 1.11.2007) и 20070262207 (В64С 3/50, опубл. 15.11.2007) также предусматривает подкрыльевое размещение мотогондол двигателей, однако за счет смещения двигателей к фюзеляжу самолета несколько упрощается решение задачи по обеспечению балансировки самолета, уменьшается и аэродинамическое сопротивление.

С целью уменьшения неравномерности сверхзвукового потока воздуха на входе в воздухозаборники двигателей и уменьшения влияния пограничного слоя, накопленного в потоке, омывающем нижнюю поверхность крыла, в технических решениях этой группы предусмотрено размещение мотогондол двигателей на небольших подкрыльевых пилонах (см., например, решение по заявке США 20070262207, МПК В64С 3/50, опубл. 15.11.2007). За счет зазора между мотогондолами и нижней поверхностью крыла накопленный пограничный сой отводится от среза воздухозаборников. Однако введение в конструкцию летательного аппарата пилонов увеличивает массу самолета.

Известен ряд технических решений сверхзвуковых летательных аппаратов гражданского назначения (см., например, заявки США 20050224630, 20070145192, 20110315819, патент США 8083171) с надкрыльевым расположением двигателей. В соответствии с этими решениями сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж с округлой формой поперечного сечения, крыло и расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку, снабженную мотогондолами удлиненной цилиндрообразной формы и воздухозаборниками. Мотогондолы двигателей размещены на небольших пилонах по бокам хвостовой части фюзеляжа, воздухозаборники двигателей размещены над верхней обшивкой консолей крыла. Эти технические решения также характеризуются значительным аэродинамическим сопротивлением, вследствие большой площади смачиваемой поверхности мотогондол, значительна и масса конструкции.

Известно решение сверхзвукового самолета (см. заявку США 2011/0133021, МПК В64С 30/00, В64С 1/00, дата подачи 29.09.2010, опубл. 9.06.2011), содержащее фюзеляж округлого поперечного сечения, крыло, соединенное с хвостовой частью фюзеляжа, и силовую установку, снабженную мотогондалами и воздухозаборниками. Силовая установка содержит два двигателя, объединенные в единый пакет и размещенные в общей мотогондоле. Крыло в этом решении размещено практически над фюзеляжем, а силовая установка размещена с зазором над крылом в хвостовой части фюзеляжа, при этом часть крыла, расположенная перед входом воздухозаборника самолета, образует плоскую площадку. Воздухозаборники двигателей выполнены в форме, близкой к форме прямоугольника. Для этой схемы летательного аппарата характерна неравномерность сверхзвукового потока на входе в воздухозаборник силовой установки летательного аппарата, так как в процессе течения сверхзвукового потока по значительной по размерам плоской площадке верхней обшивки крыла накапливается значительный по толщине пограничный слой. Кроме того, расположение воздухозаборников достаточно близко к наплыву крыла обуславливает возможность попадания вихрей от наплыва крыла в воздухозаборники на взлетно-посадочных режимах, что также ведет к росту неравномерности потока на входе в двигатель. Кроме того, наличие зазора между крылом и мотогондолой увеличивает аэродинамическое сопротивление, увеличивается и масса летательного аппарата.

Ближайшим аналогом заявляемого решения летательного аппарата является техническое решение, известное из патента РФ 2212360 (МПК ⁷ В64С 30/00, В64С 1/00, заявка 2002107134/28, дата подачи 21.03.2002, опубл. 20.09.2003). В соответствии с этим решением летательный аппарат содержит фюзеляж и расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку. Носовая и центральная части фюзеляжа выполнены в поперечном сечении округлой формы. Силовая установка снабжена воздухозаборниками, вход которых выполнен с формой, близкой к форме прямоугольника. Хвостовая часть фюзеляжа, кроме того, снабжена плоскими площадками, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборником силовой установки. Плоские площадки развернуты относительно друг друга на тупой угол, образуя углубление в хвостовой части фюзеляжа. Ребро тупого угла между площадками в этом решении ориентировано перпендикулярно плоскости симметрии летательного аппарата.

Размещение силовой установки летательного аппарата в углублении хвостовой части, образованной плоскими площадками, обеспечивая частичное экранирование силовой установки носовой и центральной частями фюзеляжа, снижает аэродинамическое сопротивление летательного аппарата. Однако недостатком этого технического решения является существенная неравномерность сверхзвукового потока на входе в воздухозаборник летательного аппарата, так как наличие зоны разрежения потока на стыке округлого сечения фюзеляжа с одной из плоских площадок и зоны уплотнения на стыке плоских площадок ведет к существенной турбулизации пограничного слоя, а перемещение потока вдоль плоских площадок сопровождается нарастанием пограничного слоя.

Технической задачей, решаемой предложенным техническим решением, является уменьшение расхода топлива силовой установкой путем уменьшения степени неравномерности сверхзвукового потока на входе в воздухозаборник силовой установки летательного аппарата.

Техническая задача заявляемым техническим решением решается следующим образом.

В соответствии с заявляемым решением летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем. Носовая и центральная части фюзеляжа выполнены с округлой формой поперечного сечения. Хвостовая часть фюзеляжа снабжена углублением. Кроме того, летательный аппарат снабжен силовой установкой, размещенной в хвостовой части фюзеляжа с мотогондолой и двумя воздухозаборниками, установленными в направлении против полета за углублением хвостовой части. Углубление хвостовой части фюзеляжа в соответствии с заявляемым техническим решением ограничено первой площадкой, выполненной плоской, и парой вторых площадок. Пара вторых площадок размещена между первой площадкой и воздухозаборниками силовой установки. Вторые площадки соединены друг с другом под углом вдоль ребра, пропущенного вблизи плоскости симметрии летательного аппарата.

Наличие в соответствии с заявляемым техническим решением летательного аппарата вторых площадок, расположенных под углом друг к другу вдоль ребра пропущенного вблизи плоскости симметрии летательного аппарата, обеспечивает усиление оттока пограничного слоя из областей, близких к плоскости симметрии летательного аппарата. Вследствие этого уменьшается толщина пограничного слоя в этих областях перед входом в воздухозаборники силовой установки, что ведет к снижению неравномерности параметров потока, подаваемого в силовую установку.

Наличие в соответствии с заявляемым техническим решением летательного аппарата вторых площадок, расположенных под углом друг к другу вдоль ребра пропущенного вблизи плоскости симметрии летательного аппарата, обеспечивает образование интенсивного вихря, отсасывающего пограничный слой из областей, близких к плоскости симметрии летательного аппарата. Вследствие этого уменьшается толщина пограничного слоя перед входом в воздухозаборники силовой установки, что ведет к снижению неравномерности параметров потока, подаваемого в силовую установку.

Кроме того, первую площадку целесообразно соединить с обшивкой хвостовой части фюзеляжа под углом без плавного перехода. Соединение первой площадки хвостовой части фюзеляжа с обшивкой под углом без плавного перехода обеспечивает наличие в месте стыка площадки с обшивкой острой кромки, которая вызывает образование вдоль стыка площадки с обшивкой вихревого сверхзвукового течения, которое обеспечивает отсасывание пограничного слоя с периферирийных областей площадок и стекание его в стороны от фюзеляжа и воздухозаборников, что дополнительно обеспечивает уменьшение степени неравномерности воздушного потока на входе в воздухозаборники силовой установки.

Кроме того, выполнение вторых площадок в соответствии с заявляемым решением с их продлением за срез воздухозаборников силовой установки с охватом, по крайней мере, частей боковых стенок мотогондолы, примыкающих к срезу воздухозаборников, позволяет обеспечить дополнительное стекание пограничного слоя из зоны, расположенной непосредственно перед срезом воздухозаборников, что также уменьшает степень неравномерности потока на входе в воздухозаборник.

Кроме того, первую площадку наиболее целесообразно ориентировать под острым углом к направлению подачи воздуха в воздухозаборник в режиме крейсерского полета, значение которого может быть выбрано из диапазона от 2 до 15 градусов, что также способствует формированию равномерного сверхзвукового потока на входе в воздухозаборник. При выборе значения угла между первой площадкой и направлением подачи воздуха в воздухозаборники силовой установки большего значения растет донное сопротивление на первой площадке, увеличивается интенсивность скачка уплотнения, образующегося при повороте потока с первой площадки на вторые площадки, что приводит к возникновению значительных областей отрыва потока, что в конечном итоге ведет к снижению эффективности воздухозаборников. При выборе значения угла между первой площадкой и направлением подачи воздуха в воздухозаборник меньшего значения растет аэродинамическое сопротивление на всей системе площадок, уменьшается угол скачка уплотнения, образующегося при повороте потока с первой площадки на вторые площадки, вследствие чего этот скачок уплотнения может попасть в воздухозаборники. Кроме того, увеличивается число Маха за этим скачком, вследствие чего снижается эффективность воздухозаборников.

Величину угла между ребром соединения друг с другом вторых площадок и направлением подачи воздуха в воздухозаборник в режиме крейсерского полета наиболее целесообразно выбрать меньшей 20 градусов. При большем наклоне ребра соединения друг с другом вторых площадок сильно возрастает аэродинамическое сопротивление и ухудшаются характеристики воздухозаборников, из-за возникновения значительных областей отрывного течения.

Кроме того, при указанном наклоне ребра соединения вторых площадок вторые площадки могут быть выполнены плоскими, что упрощает технологию изготовления летательного аппарата.

Кроме того, при указанном наклоне ребра соединения вторых площадок друг с другом вторые площадки могут быть выполнены в виде искривленных поверхностей. В этом случае значение угла между вторыми площадками при переходе вдоль ребра их соединения друг с другом от первой площадки к воздухозаборникам силовой установки целесообразно плавно уменьшать от значения 180 градусов в месте стыка вторых площадок с первыми площадками до значения, превышающего 150 градусов вблизи входа в воздухозаборники силовой установки. Соединение вторых площадок в месте их стыка с первой площадкой под прямым углом обеспечивает сохранение плоской формы скачком уплотнения, который образуется на стыке первых площадок со вторыми, что обеспечивает требуемую величину скорости потока за скачком уплотнения. Последующее уменьшение угла между вторыми площадками обеспечивает отток пограничного слоя от плоскости симметрии в направлении кромки соединения вторых площадок с обшивкой фюзеляжа. При выборе значения угла между вторыми площадками вблизи входа в воздухозаборники ненамного отличающемся от 180 градусов эффект от введения вторых площадок в виде усиления оттока пограничного слоя в сторону периферийных областей практически пропадает. При выборе значения угла между вторыми площадками вблизи входа в воздухозаборники меньшем чем 150 градусов усиливается отток заторможенного слоя набегающего потока воздуха в направлении от плоскости симметрии, в то же время возникает необходимость увеличения высоты воздухозаборников, что в свою очередь приводит к росту сопротивления хвостовой части мотогондолы.

Ребро угла между вторыми площадками в соответствии с заявляемым техническим решением может быть ориентировано параллельно направлению подачи воздуха в воздухозаборники летательного аппарата в режиме крейсерского полета. При этом скачок уплотнения, образующийся на стыке между первой плоской площадкой и вторыми плоскими площадками, будет обладать меньшей интенсивностью, в силу чего увеличивается аэродинамическое качество самолета. В этом случае вторые площадки выполняются плоскими, значение угла между вторыми площадками вдоль ребра их соединения друг с другом наиболее целесообразно выбрать превышающим значение в 150 градусов. Как отмечено выше, при выборе меньших значений между вторыми площадками растет аэродинамическое сопротивление летательного аппарата.

Техническим результатом от использования перечисленных приемов может снизить расход топлива летательного аппарата на 0,5…3 процента.

Заявляемое техническое решение иллюстрируется следующими материалами:

фиг.1 - общий вид летательного аппарата с ориентацией ребра между вторыми плоскими площадками под углом к направлению воздушного потока в изометрии;

фиг.2 - общий вид летательного аппарата с ориентацией ребра между вторыми плоскими площадками параллельно направлению воздушного потока в изометрии;

фиг.3 - вид на хвостовую часть фюзеляжа с ориентацией ребра между вторыми плоскими площадками под углом к направлению воздушного потока в плане;

фиг.4 - вид на хвостовую часть фюзеляжа с ориентацией ребра между вторыми плоскими площадками параллельно направлению воздушного потока;

фиг.5 - вид на хвостовую часть фюзеляжа с ориентацией ребра между вторыми плоскими площадками под углом к направлению воздушного потока сбоку;

фиг.6 - вид на хвостовую часть фюзеляжа с ориентацией ребра между вторыми плоскими площадками параллельно направлению воздушного потока сбоку;

фиг.7 - фиг.13 - поперечные сечения фюзеляжа с фиг.5, 6;

фиг.14, 15 - укрупненный вид на одну из вторых плоских площадок в месте ее продления за срез воздухозаборника.

В соответствии с заявляемым техническим решением летательный аппарат (см. фиг.1, 2) содержит фюзеляж, сопряженный с крылом 1 с передним наплывом 2. Наиболее целесообразно выполнить летательный аппарат в соответствии с заявляемыми решениями по аэродинамической схеме «утка». Герметичные отсеки фюзеляжа с кабиной пилотов и пассажирским салоном целесообразно разместить в носовой и центральной частях фюзеляжа.

Силовая установка летательного аппарата включает в себя двигатели, размещенные в мотогондоле 3, и два воздухозаборника 4. Двигатели размещены в мотогондоле в хвостовой части фюзеляжа. Двигатели и воздухозаборники 4 объединены вместе в ″пакет″. Причем, как показано на фиг.1, 2, мотогондолу 3 и воздухозаборники 4 целесообразно установить сверху хвостовой части фюзеляжа. Срез 5 воздухозаборников в соответствии с заявляемым решением может быть выполнен в форме, близкой к форме прямоугольника (см. фиг.1, 2, 12, 15). Такое расположение двигателей позволяет максимально снизить лобовое сопротивление самолета, сохранить несущие свойства крыла как в полете, так и на режимах взлета и посадки, а также уменьшить потери на балансировку при отказе одного двигателя.

Носовая и центральная части фюзеляжа выполнены в соответствии с заявляемым решением в поперечном сечении округлой формы (см. фиг.7).

В соответствии с заявляемым решением хвостовая часть снабжена углублением (см. фиг.1, 2, 5, 6), размещенным сверху фюзеляжа. Силовая установка с мотогондолой 3 и воздухозаборниками 4 размещена в направлении против полета за углублением хвостовой части.

В соответствии с заявляемым решением углубление хвостовой части образовано первой площадкой 6, выполненной плоской, и парой вторых площадок 7 (см. фиг.1, 2, 3, 4).

Первая плоская площадка 6 образует косой срез фюзеляжа. Первая плоская площадка может быть ориентирована под острым углом к направлению подачи воздуха в воздухозаборник летательного аппарата. Значение острого угла между первой плоской площадкой и направлением подачи воздуха в воздухозаборник летательного аппарата может быть выбрано из диапазона от 2 до 10 градусов. Для широкого класса летательных аппаратов, предназначенных для полетов со сверхзвуковыми скоростями, угол между направлением подачи воздуха в воздухозаборники силовой установки в крейсерском режиме полета и строительной горизонталью 8 фюзеляжа лежит в пределах от 0 до 5 градусов. В случае использования цилиндрической или цилиндрообразной формы, по крайней мере, в центральной части фюзеляжа направление строительной горизонтали фюзеляжа, как правило, выбирается параллельным оси цилиндрической формы. При выполнении поверхности фюзеляжа летательного аппарата в виде удлиненного тела вращения направление строительной горизонтали фюзеляжа выбирается параллельным оси вращения образующей поверхности. В случае использования искривленных вдоль горизонтали форм фюзеляжа летательного аппарата направление строительной горизонтали фюзеляжа целесообразно выбирать перпендикулярным плоскости шпангоута, расположенного в направлении по полету перед соединением первой площадки с обшивкой фюзеляжа.

Первая площадка 6 соединена с обшивкой фюзеляжа под углом без плавного перехода с образованием острой кромки 9, как показано на фиг.8, 9.

В соответствии с заявляемым решением пара вторых 7 площадок размещена между первой площадкой 6 и воздухозаборниками 4 силовой установки по разные стороны от плоскости симметрии 11 летательного аппарата. Вторые площадки соединены друг с другом с образованием тупого пространственного угла, ребро 10 которого размещено вблизи плоскости симметрии 11 летательного аппарата, то есть в пределах отклонений, принятых в промышленном производстве (см. фиг.3, 4).

В соответствии с заявляемым решением ребро 10 угла между вторыми плоскими площадками может быть наклонено к направлению подачи воздуха в воздухозаборники силовой установки под углом, как показано на фиг.1,5, значение которого не превышает 20 градусов.

При ориентации ребра 10 между вторыми площадками под углом к направлению подачи воздуха в воздухозаборник летательного аппарата вторые площадки могут быть выполнены плоскими. Стык 12 вторых площадок с обшивкой хвостовой части фюзеляжа может быть выполнен, как и стык 8 первой площадки с обшивкой без плавного перехода по острой кромке, как показано на фиг.10-12. При выполнении вторых площадок плоскими значение двугранного угла θ (см. фиг.10, 11) между ними наиболее предпочтительно выбрать превышающим 150 градусов.

При ориентации ребра 10 двугранного угла между вторыми площадками под углом к направлению подачи воздуха в воздухозаборник летательного аппарата вторые площадки могут быть выполнены в виде искривленных оболочек. В этом случае значение пространственного угла G между вторыми площадками при переходе вдоль ребра их соединения друг с другом от места их стыка с первой площадкой к воздухозаборникам силовой установки целесообразно плавно уменьшать от значения 180 градусов до значения, большего 150 градусов. Наиболее целесообразно в этом случае выполнить поверхности вторых площадок в виде поверхностей одинарной кривизны, каждая из которых образована движением в пространстве прямой вдоль двух направляющих: наклоненному под острым углом к направлению подачи воздуха в воздухозаборники ребру и пространственной кривой стыка вторых площадок с обшивкой фюзеляжа.

В соответствии с заявляемым решением ребро 10 двугранного угла между вторыми площадками может быть ориентировано параллельно направлению подачи воздуха в воздухозаборники силовой установки, как показано на фиг.2, 6. В этом случае вторые площадки выполнены плоскими, а значение угла между ними выбрано превышающим 150 градусов.

Как и соединение первой площадки с обшивкой фюзеляжа, выполняемое по острой кромке 9, так и соединение вторых площадок с обшивкой фюзеляжа может быть выполнено без плавного перехода по острой кромке 12, как показано на фиг.10, 11, 12.

В соответствии с заявляемым решением части вторых площадок, прилегающие к бортам летательного аппарата в месте стыка площадок с обшивкой хвостовой части фюзеляжа, продлены за срез 5 воздухозаборников силовой установки с охватом, по крайней мере, частей боковых стенок 13 мотогондолы 3, примыкающих к срезу воздухозаборников 5. Ширину (С, см. фиг.14) продленной за срез воздухозаборников части каждой из вторых плоских площадок наиболее предпочтительно выбрать из диапазона 5…10% от ширины среза воздухозаборника, примыкающего к боковой стенке 13 мотогондолы.

При обтекании летательного аппарата сверхзвуковым потоком в зоне начала стыка обшивки фюзеляжа с первой площадкой скорость сверхзвукового потока увеличивается. В вершине первой площадки формируются волны разрежения. В зоне стыка первой и вторых площадок формируется скачок уплотнения, в котором происходит сверхзвуковое торможение потока. В зоне размещения ребра между вторыми площадками вблизи плоскости симметрии летательного аппарата образуется интенсивное вихревое течение, отсасывающее пограничный слой из областей, близких к плоскости симметрии летательного аппарата, вследствие чего уменьшается толщина пограничного слоя перед входом в воздухозаборники силовой установки, что ведет к снижению неравномерности параметров потока, подаваемого в силовую установку.

Перемещение потока по площадкам сопровождается нарастанием пограничного слоя. Угловой стык первой площадки с обшивкой фюзеляжа по острой без плавного сопряжения кромке формирует вихревое течение вдоль острых кромок 9 стыка первой площадки с обшивкой фюзеляжа, пограничный слой стекает с площадок и уводится в сторону от фюзеляжа и входа в воздухозаборник. Дополнительно пограничный слой, накопленный в потоке к зоне, непосредственно примыкающей к воздухозаборникам, стекает по периферийным частям вторых площадок вдоль наружных боковых стенок воздухозаборника, продленных за срез воздухозаборников, и отводится от фюзеляжа.

Летательный аппарат, выполненный по предложенной схеме, имеет более высокие летные характеристики и улучшенные экологические показатели за счет уменьшения выбросов вредных веществ в атмосферу в связи с уменьшенным потреблением топлива, которое достигается увеличением аэродинамического качества и улучшением характеристик воздухозаборников.

Claims (11)

1. Летательный аппарат, содержащий крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена углублением, и расположенную в направлении против полета за углублением хвостовой части силовую установку с мотогондолой и двумя воздухозаборниками, при этом углубление хвостовой части ограничено первой площадкой, выполненной плоской, и парой вторых площадок, размещенных между первой площадкой и воздухозаборниками силовой установки, при этом вторые площадки соединены под углом друг с другом вдоль ребра, пропущенного вблизи плоскости симметрии летательного аппарата.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что первая площадка соединена с обшивкой фюзеляжа под углом без плавного перехода.

3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что вторые площадки соединены с обшивкой фюзеляжа под углом без плавного перехода.

4. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что вторые площадки продлены за срез воздухозаборников силовой установки с охватом, по крайней мере, частей боковых стенок мотогондолы, примыкающих к срезу воздухозаборников.

5. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что первая площадка размещена под острым углом к направлению подачи воздуха в воздухозаборник.

6. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что ребро соединения вторых площадок наклонено к направлению подачи воздуха в воздухозаборник силовой установки под углом, не превышающим значения 20 градусов.

7. Летательный аппарат по п.5, отличающийся тем, что вторые площадки выполнены плоскими.

8. Летательный аппарат по п.5, отличающийся тем, что вторые площадки выполнены в виде искривленных оболочек.

9. Летательный аппарат по п.8, отличающийся тем, что значение угла между вторыми площадками при переходе вдоль ребра их соединения друг с другом от первой площадки к воздухозаборникам силовой установки плавно уменьшается от значения 180 градусов до значения, большего 150 градусов.

10. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что ребро угла между вторыми площадками параллельно направлению подачи воздуха в воздухозаборники силовой установки, при этом вторые площадки выполнены плоскими.

11. Летательный аппарат по п.7 или 10, отличающийся тем, что значение угла между вторыми площадками выбрано превышающим 150 градусов.

Images