RU2575738C2

RU2575738C2 - Aircraft with perfected aerodynamic characteristics

Info

Publication number: RU2575738C2
Application number: RU2013140287/11A
Authority: RU
Inventors: Массимо ЛУККЕЗИНИ; Эмануэле МЕРЛО
Original assignee: Алениа Аэрмакки С.п.А.
Priority date: 2011-02-14
Filing date: 2011-05-30
Publication date: 2016-02-20

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: aircraft (10) comprises fuselage (12) whereto secured are the shaped wings (18, 20), nose section (52), vortex regulator (72) at wing edge built-up shaped to balance the onrush development of vortices by the edge at moderately large angle of attack. Aircraft comprises detachable means with the incident wave radar radiated dissipation device located above the aircraft hot part.

EFFECT: improved aerodynamic characteristics at better radar signature.

8 cl, 29 dwg

Description

Данное изобретение относится к конфигурации самолета, имеющей улучшенные аэродинамические характеристики и улучшенные рабочие характеристики с дополнительными эксплуатационными возможностями.The present invention relates to an aircraft configuration having improved aerodynamic performance and improved performance with additional operational capabilities.

Самолеты многих типов должны быть легко пилотируемыми и должны иметь конкретные динамические характеристики в зависимости от поставленных целевых задач.Many types of airplanes should be easily manned and must have specific dynamic characteristics depending on the set targets.

Управление такими самолетами в воздушном пространстве часто требует полета с большим углом атаки, в частности это относится к большому углу атаки, который самолет образует относительно вектора его скорости в каждый момент времени.The control of such aircraft in airspace often requires a flight with a large angle of attack, in particular, this refers to a large angle of attack, which the aircraft forms relative to its velocity vector at any time.

Следует понимать, что при таких условиях полета самолет должен быть чрезвычайно устойчивым и легко управляемым для пилота, чтобы поддерживать надежную балансировку самолета во время этапов боевой операции.It should be understood that under such flight conditions the aircraft must be extremely stable and easily controllable for the pilot in order to maintain reliable balancing of the aircraft during the phases of a combat operation.

Такая устойчивость достигается путем использования конкретной аппаратуры автоматического управления, которая обеспечивает возможность создания усилий и моментов, компенсирующих нежелательные воздействия, возникающие при полете.Such stability is achieved by using specific automatic control equipment, which provides the ability to create forces and moments that compensate for undesirable effects that occur during flight.

Тогда как устойчивость самолета относительно оси тангажа может надлежащим образом поддерживаться вследствие оптимизированного соотношения между положением центра тяжести и размерами горизонтальных плоскостей хвоста, наличие поперечной неустойчивости (вдоль осей крена и рыскания) при большом угле атаки может поддаваться регулировке с трудом даже при использовании сложной аппаратуры автоматического регулирования.While the stability of the aircraft relative to the pitch axis can be properly maintained due to the optimized relationship between the position of the center of gravity and the dimensions of the horizontal planes of the tail, the presence of lateral instability (along the roll and yaw axes) at a large angle of attack can be difficult to adjust even with the use of complex automatic control equipment .

Соответственно, в связи с этим необходимо довести до максимума устойчивость самолета в боковых направлениях, вплоть до больших углов атаки, для повышения возможности управления и легкого маневрирования с предотвращением быстрого и нежелательного отклонения самолета от заданной траектории перемещения.Accordingly, in this regard, it is necessary to maximize the stability of the aircraft in the lateral directions, up to large angles of attack, to increase control capabilities and easy maneuvering with the prevention of fast and undesirable deviations of the aircraft from a given trajectory.

В частности, в последнее время обычно предпринимались попытки устранить недостатки, связанные с неустойчивостью, путем воздействия на аэродинамический профиль фюзеляжа и другие части самолета, однако убедительные конкретные результаты получены не были.In particular, in recent years, attempts have usually been made to eliminate the disadvantages associated with instability by influencing the aerodynamic profile of the fuselage and other parts of the aircraft, but convincing concrete results were not obtained.

Использование самолета в боевых условиях требует, чтобы он был невидим для радиолокационных систем.Using the aircraft in combat conditions requires it to be invisible to radar systems.

К известным самолетам такого типа относится самолет, называемый «стелс» (малозаметный самолет), имеющий весьма сложную, разработанную для этой цели конструкцию, которая должна быть невидимой для радиолокационных систем.Famous aircraft of this type include an aircraft called stealth (stealth aircraft), which has a very complex structure designed for this purpose, which should be invisible to radar systems.

Конструкция малозаметного самолета значительно уменьшает отражение излучаемых электромагнитных волн в направлении пункта наблюдения, что делает самолет по существу невидимым для радиолокационных систем.The design of a stealth aircraft significantly reduces the reflection of the emitted electromagnetic waves in the direction of the observation point, which makes the aircraft essentially invisible to radar systems.

Кроме того, такой самолет полностью покрыт поглощающими красками, которые поглощают падающие на него электромагнитные волны, что делает самолет по существу невидимым для радиолокационных систем.In addition, such an aircraft is completely covered with absorbing paints that absorb electromagnetic waves incident on it, which makes the aircraft essentially invisible to radar systems.

Такая конструкция является дорогостоящей с точки зрения реализации самого самолета, при этом ее аэродинамическая конфигурация является менее чем благоприятной, вследствие чего поведение самолета при большом угле атаки во время полета становится неудовлетворительным.This design is expensive from the point of view of the implementation of the aircraft itself, while its aerodynamic configuration is less than favorable, as a result of which the behavior of the aircraft at a large angle of attack during flight becomes unsatisfactory.

В рамках вышеуказанных потребностей одной целью данного изобретения является устранение перечисленных недостатков и, в частности, создание конфигурации самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, которая обеспечивает возможность оптимизации поведения самолета, главным образом, в случае полета при большом угле атаки.In the framework of the above needs, one objective of the present invention is to remedy these shortcomings and, in particular, to create an aircraft configuration with improved aerodynamic characteristics, which allows optimizing the behavior of the aircraft, mainly in the case of flight at a large angle of attack.

Другой целью данного изобретения является предложение конфигурации самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, которая обеспечивает возможность уменьшения возникновения явлений «бафтинга» крыльев с малым удлинением, тонким профилем и переменной центральной линией.Another objective of the present invention is to propose an aircraft configuration with improved aerodynamic characteristics, which makes it possible to reduce the occurrence of “buffering” of wings with low elongation, a thin profile and a variable center line.

Еще одной целью данного изобретения является создание конфигурации самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, которая обеспечивает возможность успешного предотвращения потери поперечной боковой неустойчивости и отрицательных влияний, создаваемых струей реактивного двигателя смежно со стенкой фюзеляжа и горизонтальной плоскостью хвоста, в том, что касается сопротивления, устойчивости и управления в продольном направлении.Another objective of this invention is the creation of an aircraft configuration with improved aerodynamic characteristics, which makes it possible to successfully prevent the loss of lateral lateral instability and the negative effects created by the jet engine adjacent to the fuselage wall and the horizontal plane of the tail, in terms of resistance, stability and control in the longitudinal direction.

Другой целью данного изобретения является создание конфигурации самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, которая обеспечивает возможность выхода из штопора по существу благодаря оптимизации поведения самолета при большом угле атаки.Another objective of the present invention is to provide an aircraft configuration with improved aerodynamic characteristics, which provides the ability to exit the corkscrew essentially by optimizing the behavior of the aircraft at a large angle of attack.

Еще одной целью данного изобретения является создание конфигурации самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, которая обеспечивает возможность установки по меньшей мере одного используемого в боевых условиях средства, например, для уменьшения радиолокационной сигнатуры, которое выполнено с возможностью съема и делает самолет по существу невидимым для радиолокационных систем.Another objective of this invention is the creation of an aircraft configuration with improved aerodynamic characteristics, which enables the installation of at least one means used in combat conditions, for example, to reduce the radar signature, which is removable and makes the aircraft essentially invisible to radar systems.

Эти и другие цели достигаются с помощью конфигурации самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, выполненной в соответствии с п.1 формулы изобретения, ссылка на который делается ради краткости изложения.These and other goals are achieved using the configuration of the aircraft with improved aerodynamic characteristics, made in accordance with claim 1, the reference to which is made for the sake of brevity.

Преимущественно самолет, являющийся объектом данного изобретения, спроектирован, в частности, как самолет с улучшенными характеристиками и дополнительными эксплуатационными возможностями.Advantageously, the aircraft of the present invention is designed, in particular, as an aircraft with improved performance and additional operational capabilities.

Самолет имеет конфигурацию с двумя двигателями, которая характеризуется наличием ряда специфических конструктивных особенностей.The aircraft has a configuration with two engines, which is characterized by the presence of a number of specific design features.

Прежде всего, предпочтительно двусторонняя (тандемная) кабина с взаимосвязанными командами по полету размещена смежно с носовой частью, которая имеет по существу круговое и переменное сечение и малое удлинение, оптимизирована для полета при большом угле атаки и в которую для рабочего варианта может быть встроен радиолокатор.First of all, preferably a two-sided (tandem) cabin with interconnected flight commands is placed adjacent to the bow, which has a substantially circular and variable cross section and low elongation, is optimized for flight at a large angle of attack and into which a radar can be integrated for the working version.

Характеристики формы и размеров носовой части оптимизированы для уменьшения влияния возникающего на ней вихреобразования на аэродинамические характеристики самолета при умеренно большом угле атаки. Более того, указанные характеристики обеспечивают возможность уменьшения асимметрий направленности при большом угле атаки, которые являются типичными для обычных носовых частей, имеющих круговое или эллиптическое сечение.The shape and size characteristics of the bow are optimized to reduce the effect of vortex formation on it on the aerodynamic characteristics of the aircraft at a moderately large angle of attack. Moreover, these characteristics make it possible to reduce directivity asymmetries at a large angle of attack, which are typical of conventional bow parts having a circular or elliptical cross section.

Кроме того, профиль крыла видоизменен по сравнению с существующими в настоящее время профилями таким образом, что он содержит устройство сведения к минимуму явлений «бафтинга» крыльев с малым удлинением и тонким профилем, имеющих переменную центральную линию.In addition, the wing profile is modified in comparison with the existing profiles in such a way that it contains a device to minimize the phenomena of "buffering" of wings with low elongation and thin profile, with a variable center line.

Проектная аэродинамическая конфигурация самолета дополнительно предусматривает наличие устройства регулирования вихрей на НПК (наплыве по передней кромке), форма которого обеспечивает симметрирование стремительного развития вихрей, создаваемых НПК при умеренно больших углах атаки, вследствие чего симметричное развитие таких вихрей обеспечивает возможность поддержания поперечной боковой устойчивости и управления самолетом при умеренно большом угле атаки.The design aerodynamic configuration of the aircraft additionally provides for a device for controlling the vortices on the NPC (inflow along the leading edge), the shape of which provides symmetry for the rapid development of the vortices created by the NPC at moderately large angles of attack, as a result of which the symmetrical development of such vortices provides the ability to maintain lateral lateral stability and control at a moderately high angle of attack.

Учебный самолет согласно данному изобретению также содержит воздухозаборник двигателя, обеспечивающий необходимые эксплуатационные характеристики и соответствующее газодинамическое взаимодействие с двигателем, причем такая конструкции не требует выполнения за одно целое обычного пограничного слоя на верхней стороне воздухозаборника, объединенного с НПК.The training aircraft according to this invention also contains an engine air intake that provides the necessary operational characteristics and corresponding gas-dynamic interaction with the engine, and this design does not require a single boundary layer on the upper side of the air intake combined with the NPC.

Разъединение горизонтальной и вертикальной плоскостей хвоста позволяет получить уменьшение аэродинамического сопротивления, создаваемого задней часть фюзеляжа, для оптимизации поведения вошедшего в штопор самолета и улучшения аэродинамической конструкции самолета при большом угле атаки.Separation of the horizontal and vertical planes of the tail makes it possible to obtain a decrease in the aerodynamic drag created by the rear of the fuselage, in order to optimize the behavior of the aircraft that entered the corkscrew and improve the aerodynamic design of the aircraft at a large angle of attack.

Наконец, в по меньшей мере одной разогретой части самолета может использоваться съемное средство для уменьшения радиолокационной сигнатуры самолета с сохранением при этом аэродинамических характеристик самолета (V).Finally, in at least one heated portion of the aircraft, removable means can be used to reduce the radar signature of the aircraft while maintaining the aerodynamic characteristics of the aircraft (V).

Другие цели и преимущества данного изобретения станут очевидны из нижеследующего описания и прилагаемых чертежей, которые приведены исключительно с иллюстративной, а не ограничительной целью, и на которых:Other objectives and advantages of this invention will become apparent from the following description and the accompanying drawings, which are given solely for illustrative and not restrictive purposes, and on which:

фиг.1 изображает вид сбоку самолета, в частности учебного самолета, выполненного в соответствии с данным изобретением,figure 1 depicts a side view of an aircraft, in particular a training aircraft made in accordance with this invention,

фиг.2 изображает вид сверху самолета, в частности учебного самолета, выполненного в соответствии с данным изобретением,figure 2 depicts a top view of an aircraft, in particular a training aircraft made in accordance with this invention,

фиг.3 изображает вид снизу самолета, в частности учебного самолета, выполненного в соответствии с данным изобретением,figure 3 depicts a bottom view of an aircraft, in particular a training aircraft made in accordance with this invention,

фиг.4 изображает вид спереди самолета, в частности учебного самолета, выполненного в соответствии с данным изобретением,figure 4 depicts a front view of an aircraft, in particular a training aircraft made in accordance with this invention,

фиг.5 изображает вид сзади самолета, в частности учебного самолета, выполненного в соответствии сданным изобретением,figure 5 depicts a rear view of an aircraft, in particular a training aircraft made in accordance with the invention,

фиг.6 изображает сечение по линии VI-VI на фиг.2,Fig.6 depicts a section along the line VI-VI in Fig.2,

фиг.7 изображает частичный и увеличенный вид части конфигурации самолета, выполненного в соответствии сданным изобретением,Fig.7 depicts a partial and enlarged view of a part of the configuration of the aircraft, made in accordance with the invention,

фиг.8 изображает сечение по линии VIII-VIII на фиг.7,Fig.8 depicts a section along the line VIII-VIII in Fig.7,

фиг.9 изображает сечение по линии IХ-IХ на фиг.7,Fig.9 depicts a section along the line IX-IX in Fig.7,

фиг.10 изображает сечение по линии Х-Х на фиг.7,figure 10 depicts a section along the line XX in figure 7,

фиг.11 изображает сечение по линии XI-XI на фиг.7,11 depicts a section along the line XI-XI in Fig.7,

фиг.12 изображает сечение по линии XII-XII на фиг.7,Fig.12 depicts a section along the line XII-XII in Fig.7,

фиг.13 изображает сечение по линии XIII-XIII на фиг.7,Fig.13 depicts a section along the line XIII-XIII in Fig.7,

фиг.14 изображает сечение по линии XIV-XIV на фиг.7,Fig.14 depicts a section along the line XIV-XIV in Fig.7,

фиг.15 изображает сечение по линии XV-XV на фиг.7,Fig.15 depicts a section along the line XV-XV in Fig.7,

фиг.16 изображает сечение по линии XVI-XVI на фиг.7,Fig.16 depicts a section along the line XVI-XVI in Fig.7,

фиг.17 изображает сечение по линии XVII-XVII на фиг.7,Fig.17 depicts a section along the line XVII-XVII in Fig.7,

фиг.18 изображает увеличенный вид в аксонометрии части конфигурации самолета, выполненного в соответствии сданным изобретением,Fig.18 depicts an enlarged perspective view of part of the configuration of the aircraft, made in accordance with the invention,

фиг.19А, В и С изображают различные виды самолета в соответствии с данным изобретением, показывающие горячие части, которые обычно являются наиболее важными и могут быть выполнены невидимыми для радиолокационной системы благодаря средству, уменьшающему радиолокационную сигнатуру,figa, b and C depict various types of aircraft in accordance with this invention, showing the hot parts, which are usually the most important and can be made invisible to the radar system due to the means of reducing the radar signature,

фиг.20 изображает разрез металлизированного покрытия, нанесенного на прозрачные поверхности самолета в соответствии с данным изобретением,Fig.20 depicts a section of a metallized coating deposited on a transparent surface of an aircraft in accordance with this invention,

фиг.21А и 21B изображают закрывающую часть, обеспечивающую невидимость для радиолокационных систем присоединительных кромок самолета в соответствии с данным изобретением, причем фиг.21А соответственно изображает вид в разрезе в аксонометрии, а фиг.21B изображает поперечный разрез закрывающей части,figa and 21B depict the closing part, providing invisibility for radar systems of the connecting edges of the aircraft in accordance with this invention, and figa respectively depicts a view in section in a perspective view, and figv depicts a cross section of the closing part,

фиг.22А и 22B изображают средство для первого шпангоута фюзеляжа, причем фиг.22А соответственно изображает положение указанного средства, а фиг.22B изображает вид спереди в разрезе части покрытия, используемого для обеспечения невидимости для радиолокационных систем первого шпангоута фюзеляжа самолета в соответствии с данным изобретением,FIGS. 22A and 22B depict means for a first fuselage frame, FIG. 22A respectively depicts the position of said means, and FIG. 22B depicts a front sectional view of a portion of a coating used to provide invisibility for radar systems of a first fuselage frame of an aircraft in accordance with this invention ,

фиг.23А, В и С изображают решетку, обеспечивающую невидимость для радиолокационных систем передней поверхности двигателя самолета в соответствии с данным изобретением, в частности, фиг.23А изображает вид в аксонометрии указанной решетки, фиг.23B изображает фрагмент поперечного разреза решетки, фиг.23С изображает замещающую конструкцию, которую после удаления заменяют на такую решетку.figa, b and C depict a lattice providing invisibility for radar systems of the front surface of the aircraft engine in accordance with this invention, in particular figa depicts a perspective view of the specified lattice, fig.23B depicts a fragment of a cross section of the lattice, fig.23C depicts a replacement structure, which after removal is replaced with such a lattice.

На приведенных чертежах показан самолет, в частности учебный самолет, имеющий конфигурацию с улучшенными аэродинамическими характеристиками, выполненный в соответствии с данным изобретением и обозначенный в целом номером 10 позиции.The drawings show an aircraft, in particular a training aircraft, having a configuration with improved aerodynamic characteristics, made in accordance with this invention and indicated as a whole by the position number 10.

Самолет 10 содержит фюзеляж 12, имеющий верхнюю стенку 14 и нижнюю стенку 16, и два крыла, соответственно одно правое крыло 18 и одно левое крыло 20, соединенные с фюзеляжем 12.Aircraft 10 comprises a fuselage 12 having an upper wall 14 and a lower wall 16, and two wings, respectively, one right wing 18 and one left wing 20 connected to the fuselage 12.

Правое крыло 18 имеет конец 22, тогда как левое крыло имеет конец 24.The right wing 18 has an end 22, while the left wing has an end 24.

Самолет 10 также содержит направляющий руль 34, установленный на киле 8 или на вертикальной плоскости хвоста и горизонтальной плоскости 44 хвоста, и содержащий один правый горизонтальный стабилизатор 26 и один левый горизонтальный стабилизатор 28 с соответствующими концами 30, 32.The aircraft 10 also contains a steering wheel 34 mounted on the keel 8 or on the vertical plane of the tail and the horizontal plane 44 of the tail, and containing one right horizontal stabilizer 26 and one left horizontal stabilizer 28 with the corresponding ends 30, 32.

В предпочтительных, но не ограничивающих вариантах выполнения изобретения, как отмечено выше, типичной конфигурацией является конфигурация с двумя двигателями, содержащая два воздухозаборника 46 на впуске соответствующих турбореактивных двигателей 48 с соответствующими коническими выпускными отверстиями 60.In preferred, but non-limiting embodiments of the invention, as noted above, a typical configuration is a two-engine configuration comprising two air intakes 46 at the inlet of respective turbojet engines 48 with corresponding conical outlet openings 60.

Наконец, у носовой части 52, в которую в рабочем варианте самолета 10 может быть встроен радиолокатор, установлена кабина 54, предпочтительно двусторонняя (тандемная), с взаимосвязанными командами по полету, которая защищена ветровым стеклом 62, и, кроме того, также может быть выполнена заправочная штанга 58 для осуществления дозаправки самолета 10 во время полета.Finally, at the bow 52, in which the working version of the aircraft 10 can be integrated radar, there is a cabin 54, preferably two-sided (tandem), with interconnected flight commands, which is protected by a windshield 62, and, in addition, can also be performed refueling rod 58 for refueling the aircraft 10 during the flight.

В соответствии с фиг.2 и 3 каждое крыло 18, 20 самолета 10 содержит наружные элероны 56 и внутренние закрылки 64 для взлета и приземления, имеющие сдвоенный паз и выполненные у заднего профиля или задней кромки 70 каждого крыла 18, 20, и дополнительные устройства 66 для оптимизации маневрового профиля крыла или подвижной передней кромки (отгибатели носка крыла), которые выполнены у передней кромки 68 и имеют конкретную геометрическую форму в соответствии с общими соображениями по аэродинамике, изложенными в данном описании.In accordance with figure 2 and 3, each wing 18, 20 of the aircraft 10 contains external ailerons 56 and internal flaps 64 for takeoff and landing, having a double groove and made at the rear profile or trailing edge 70 of each wing 18, 20, and additional devices 66 to optimize the shunting profile of the wing or the movable leading edge (wing toe deflectors), which are made at the leading edge 68 and have a specific geometric shape in accordance with the general aerodynamic considerations described herein.

Более конкретно, в соответствии с данным изобретением самолет 10 обладает следующими техническими особенностями, обеспечивающими улучшенные аэродинамические характеристики и устойчивость полета.More specifically, in accordance with this invention, the aircraft 10 has the following technical features, providing improved aerodynamic characteristics and flight stability.

Прежде всего, аэродинамическая конструкция характеризуется наличием устройства (РВУ - регулятора вихрей на НПК) для регулирования вихря, создаваемого НПК (наплывом по передней кромке) при умеренно большом угле атаки (см. номер 72 позиции на фиг.1).First of all, the aerodynamic design is characterized by the presence of a device (RVU - vortex regulator on the NPK) for regulating the vortex created by the NPK (influx along the leading edge) at a moderately large angle of attack (see number 72 of the position in Fig. 1).

Фактически, наличие НПК, имеющего в плане готическую форму и составляющего 6,4% от общей поверхности крыла (как в случае данного изобретения), обеспечивает возможность подъема вихря при большом угле атаки, при этом конфигурация НПК дополнительно модернизирована путем выполнения РВУ у конца НПК для обеспечения симметричного стремительного развития вихрей при большом угле атаки и состояниях рыскания с предотвращением тем самым последующей потери поперечной боковой устойчивости.In fact, the presence of the NPK, having a Gothic plan and constituting 6.4% of the total wing surface (as in the case of the present invention), makes it possible to raise the vortex at a large angle of attack, while the configuration of the NPK is further modernized by performing a RVU at the end of the NPK for ensuring symmetrical rapid development of vortices with a large angle of attack and yaw conditions, thereby preventing a subsequent loss of lateral lateral stability.

Размеры регулятора 72 зависят от размеров обращенного к нему НПК и, в любом случае, чем больше НПК, тем больше высота РВУ. При этом допуск может быть определен исходя из соотношения между площадью одного НПК и высотой соответствующего РВУ, причем проектное значение этого соотношения составляет 2,35 м, а допуск изменяется в пределах от +100% до -50% относительно указанного проектного значения.The dimensions of the regulator 72 depend on the size of the NPK facing it and, in any case, the more the NPK, the greater the height of the RVU. In this case, the tolerance can be determined on the basis of the ratio between the area of one NPK and the height of the corresponding RVU, and the design value of this ratio is 2.35 m, and the tolerance varies from + 100% to -50% relative to the specified design value.

Форма носовой части 52 самолета 10 и ее размерные характеристики дополнительно оптимизированы для уменьшения влияния вихреобразования, создаваемого носовой частью, на аэродинамические свойства самолета 10 при умеренно большом угле атаки, причем указанные характеристики обеспечивают возможность уменьшения асимметрий направленности при большом угле атаки, которые являются типичными для носовых частей, имеющих стандартное круговое или эллиптическое сечение.The shape of the nose 52 of the aircraft 10 and its dimensional characteristics are further optimized to reduce the influence of the vortex generated by the nose on the aerodynamic properties of the aircraft 10 at a moderately large angle of attack, and these characteristics provide the possibility of decreasing directivity asymmetries at a large angle of attack, which are typical of nasal parts having a standard circular or elliptical section.

Носовая часть 52 («передняя часть») самолета 10 в соответствии с данным изобретением имеет ряд сечений с различной геометрией, начиная от конца 74 и заканчивая углом в месте соединения с вершиной НПК.The nose 52 (“front”) of the aircraft 10 in accordance with this invention has a number of sections with different geometries, starting from the end 74 and ending at the angle at the junction with the top of the NPK.

Иллюстративный и предпочтительный, но не ограничивающий вариант выполнения геометрической формы и последовательных сечений, имеющих различную геометрию, между концом 74 и отсчетным сечением, взятым в высокой точке 76 (расположенной по существу у начала кабины 54), показан последовательно на фиг.8-17, из которых можно понять, что форма сечения изменяется по существу от кругового сечения с малым удлинением (фиг.8-11) до сечения, имеющего овальную или куполовидную форму (фиг.12-17).An illustrative and preferred, but non-limiting embodiment of a geometric shape and consecutive sections having different geometry between the end 74 and the reference section taken at a high point 76 (located essentially at the beginning of the cabin 54) is shown sequentially in FIGS. 8-17, from which it can be understood that the shape of the cross section varies essentially from a circular section with a small elongation (Fig. 8-11) to a section having an oval or dome-shaped shape (Fig. 12-17).

На указанных чертежах также можно видеть смещенное положение носовой части 52 от конца 74 до отсчетного сечения, показанного на фиг.17, относительно продольной оси К.In these drawings, you can also see the offset position of the bow 52 from the end 74 to the reference section shown in Fig.17, relative to the longitudinal axis K.

В частности, в соответствии с предпочтительным вариантом выполнения изобретения отношение между длиной (L) носовой части 52, измеряемой от конца 74 до сечения по линии XVII-XVII, и средним значением между длинами А и В двух полуосей сечения носовой части (сечения, показанного на фиг.17) составляет 1,873 с допуском ±10%.In particular, in accordance with a preferred embodiment of the invention, the relationship between the length (L) of the nose 52, measured from the end 74 to the section along the line XVII-XVII, and the average value between the lengths A and B of the two half axes of the nose section (the section shown in 17) is 1.873 with a tolerance of ± 10%.

Особая конструкция и ее представление с точки зрения аэродинамических состояний при полете следует непосредственно из комбинации вышеупомянутых параметров (более или менее возможного допуска) и изменения сечений носовой части 52 от вершины или конца 74 самолета 10 до отсчетного сечения по линии XVII-XVII.The special design and its presentation from the point of view of aerodynamic conditions during flight follows directly from a combination of the above parameters (more or less possible tolerance) and changes in the sections of the nose 52 from the top or end 74 of the aircraft 10 to the reference section along the line XVII-XVII.

На фиг.18 также подробно показан воздухозаборник двигателя, обозначенный в целом номером 46 позиции и способствующий обеспечению эксплуатационных характеристик самолета 10, в основном касающихся соответствующего газодинамического взаимодействия с соответствующим турбореактивным двигателем.Fig. 18 also shows in detail the engine air intake, indicated generally by the position number 46, and contributing to the performance of the aircraft 10, mainly related to the corresponding gas-dynamic interaction with the corresponding turbojet engine.

У изменяющейся передней кромки радиус воздухозаборника 46 оптимизирован для уменьшения искажения передней поверхности 47 двигателя на внутренней стороне, обусловленного большим углом атаки на нижней части, и для уменьшения сопротивления обтеканию на наружной стороне.At the changing leading edge, the radius of the air intake 46 is optimized to reduce distortion of the front surface 47 of the engine on the inside, due to the large angle of attack on the bottom, and to reduce the flow resistance on the outside.

В частности, средний радиус у передней кромки внутреннего края 76А равен 7 мм, тогда как средний радиус нижнего края 78 равен 17,5 мм, а средний радиус наружного края 80 равен 14 мм, так что площадь захвата воздухозаборника составляет приблизительно 0,322 м², площадь горловины воздухозаборника составляет приблизительно 0,257 м², а площадь впуска у двигателя составляет приблизительно 0,273 м² (следует помнить, что эти размеры относятся к воздухозаборнику).In particular, the average radius at the leading edge of the inner edge 76A is 7 mm, while the average radius of the lower edge 78 is 17.5 mm and the average radius of the outer edge 80 is 14 mm, so that the intake area is approximately 0.322 m ² , the area the neck of the air intake is approximately 0.257 m ² and the intake area of the engine is approximately 0.273 m ² (remember that these dimensions relate to the air intake).

Воздухозаборник 46 характеризуется отсутствием обычного отделителя пограничного слоя («отклонителя»), расположенного на верхней стороне каждого воздухозаборника, объединенного с одним НПК, благодаря конкретной взаимосвязи длины и формы НПК. Фактически, НПК действует в качестве выпрямляющего поток экрана при большом угле атаки.The air intake 46 is characterized by the absence of a conventional boundary layer separator (“diverter”) located on the upper side of each air intake combined with one NPK due to the specific relationship of the length and shape of the NPK. In fact, NPK acts as a straightening screen flow at a large angle of attack.

Кроме того, воздухозаборная система может предусматривать наличие двух дополнительных воздухозаборников (не показанных на чертежах), которые расположены на задней части соединения между крылом 18, 20 и фюзеляжем 12 и открываются, когда давление в указанном соединении становится ниже давления на задней части соединения крыла с фюзеляжем, благодаря предварительно нагруженным пружинам, объединенным с шарниром указанных дополнительных воздухозаборников.In addition, the air intake system may include two additional air intakes (not shown in the drawings) that are located on the rear of the connection between the wing 18, 20 and the fuselage 12 and open when the pressure in the specified connection becomes lower than the pressure on the rear of the wing-fuselage connection due to pre-loaded springs combined with a hinge of said additional air intakes.

Назначение таких воздухозаборников заключается в уменьшении, при их открытии, локальных воздействий на края основного воздухозаборника 46 при большом угле атаки с уменьшением, таким образом, количества воздуха, проходящего через основной воздухозаборник 46.The purpose of such air intakes is to reduce, when they are opened, local influences on the edges of the main air inlet 46 at a large angle of attack, thereby reducing the amount of air passing through the main air inlet 46.

Одна из конкретных особенностей самолета 10, обеспечивающих высокие рабочие характеристики в отношении устойчивости полета и аэродинамической конструкции, несомненно, заключается в разъединении горизонтальной и вертикальных плоскостей 44 и 38 хвоста, что позволяет уменьшить аэродинамическое сопротивление, создаваемое задней частью фюзеляжа, с обеспечением оптимизации поведения самолета 10 в штопоре и улучшения всей аэродинамической конструкции самолета при большом угле атаки.One of the specific features of aircraft 10, providing high performance in terms of flight stability and aerodynamic design, undoubtedly, is the separation of the horizontal and vertical planes 44 and 38 of the tail, which reduces the aerodynamic drag created by the rear of the fuselage, while optimizing the behavior of the aircraft 10 in a corkscrew and improve the entire aerodynamic structure of the aircraft with a large angle of attack.

Вертикальное хвостовое оперение, имеющее трапецеидальную форму, содержит руль 34 и соединено с крылом в том смысле, что передняя кромка руля, в целом обозначенная на фиг. 1 номером 36 позиции, проходит через задние кромки 70 каждого крыла 18, 20 для обеспечения возможности выхода из штопора и для оптимизации в целом поведения самолета 10 при большом угле атаки.A trapezoidal vertical tail assembly comprises a rudder 34 and is connected to the wing in the sense that the leading edge of the rudder, generally indicated in FIG. 1 number 36 position, passes through the trailing edges 70 of each wing 18, 20 to enable exit from the corkscrew and to optimize the overall behavior of the aircraft 10 with a large angle of attack.

Горизонтальное хвостовое оперение, также имеющее трапецеидальную форму, приводится в действие двумя независимыми исполнительными устройствами, которые обеспечивают возможность его симметричного и асимметричного отклонения. Наконец, такое хвостовое оперение имеет шарнирную ось, которая обозначена на фиг. 2 номером 86 позиции и наклонена в направлении вправо и влево приблизительно на 7,5° относительно поперечной оси 88 для оптимизации момента инерции и шарнирного момента.The horizontal tail, also having a trapezoidal shape, is driven by two independent actuators, which provide the possibility of its symmetric and asymmetric deflection. Finally, such a tail has a pivot axis, which is indicated in FIG. 2 is 86 positioned and tilted to the right and left by approximately 7.5 ° relative to the transverse axis 88 to optimize the moment of inertia and articulated moment.

Разъединение горизонтальной и вертикальной плоскостей хвоста может дополнительно определять допуск отсчетного параметра, выраженного в виде соотношения между высотой С, показанной на фиг. 1 и определяемой как расстояние между вершиной у корневой части киля и вершиной у корневой части горизонтальной плоскости 44, и плечом хвоста, составляющим 4181 мм. Отсюда следует, что вышеуказанное отсчетное значение составляет 1932 мм/4181 мм=0,462 с соответствующим допуском 10%.Separation of the horizontal and vertical planes of the tail can additionally determine the tolerance of the reference parameter, expressed as the ratio between the height C shown in FIG. 1 and defined as the distance between the vertex at the root of the keel and the vertex at the root of the horizontal plane 44, and the tail shoulder of 4181 mm. It follows that the above reference value is 1932 mm / 4181 mm = 0.462 with a corresponding tolerance of 10%.

Профиль крыла учебного самолета обычного типа подвергается модификации и оптимизации для уменьшения явления «бафтинга» с учетом известных свойств крыла, имеющего малое удлинение с тонким профилем и переменной центральной линией вблизи уступа по передней кромке крыла.The wing profile of a conventional type training aircraft is modified and optimized to reduce the “buffering” phenomenon, taking into account the known properties of a wing having a small elongation with a thin profile and a variable central line near the ledge along the leading edge of the wing.

В противоположность этому, в соответствии с данным изобретением используется крыло (номера 18 и 20 позиций), имеющее трапецеидальную форму со средним удлинением (AR=4), характеризующееся наличием уступа (обозначенного на фиг. 2 символом S), составляющего 67,5% от общего размаха крыла. Модификация по сравнению с обычными крыльями относится, прежде всего, к радиусу (обозначенному на фиг. 6 символом R) передней кромки, форма которой изменяется от круговой (как в известном уровне техники) до треугольной для оптимизации положения точки стагнации при наличии передней кромки 68 и «отгибателей» 66, отклоняемых при умеренных углах атаки.In contrast, in accordance with this invention, a wing (numbers 18 and 20 positions) is used, having a trapezoidal shape with medium elongation (AR = 4), characterized by the presence of a step (indicated in Fig. 2 by the symbol S), accounting for 67.5% of total wingspan. The modification compared to conventional wings relates primarily to the radius (indicated by R in FIG. 6) of the leading edge, the shape of which changes from circular (as in the prior art) to triangular to optimize the position of the stagnation point in the presence of the leading edge 68 and "Bending" 66, deflected at moderate angles of attack.

Как ясно видно на фиг. 6, изображающей увеличенное сечение по линии VI-VI на фиг. 2, каждое крыло 18, 20 выполнено с профилем, имеющим переменную кривизну как у передней кромки 66 («отгибателя передней кромки»), так и у задней кромки 70 благодаря элеронам 56, которые работают только в околозвуковой области с обеспечением уменьшения кривизны, что ослабляет эффект сжимаемости.As clearly seen in FIG. 6, showing an enlarged section along line VI-VI in FIG. 2, each wing 18, 20 is made with a profile having a variable curvature both at the leading edge 66 (the “leading edge bending device”) and at the trailing edge 70 due to the ailerons 56, which operate only in the transonic region, ensuring curvature reduction, which weakens compressibility effect.

В количественном выражении проектное процентное значение наплыва по хорде у передней кромки составляет 0,36% с допуском от +0,5% до -0,2% относительно номинального значения, тогда как проектное процентное значение общего размаха крыльев при модификации профиля по сравнению с обычными техническими решениями составляет 8,2% с допуском от +10% до -5% относительно номинального значения.In quantitative terms, the design percentage of the chord influx at the leading edge is 0.36% with a tolerance of + 0.5% to -0.2% relative to the nominal value, while the design percentage of the total wingspan during profile modification compared to conventional technical solutions is 8.2% with a tolerance of + 10% to -5% relative to the nominal value.

Другие особенности самолета 10 относятся к фюзеляжу 12, который в своей задней части 16 выполнен за одно целое с выпускными отверстиями двигателя и снабжен небольшой хвостовой частью, которая обозначена на фиг. 3 номером 90 позиции и поддерживает плоскости хвоста.Other features of the aircraft 10 relate to the fuselage 12, which in its rear part 16 is made integral with the exhaust openings of the engine and provided with a small tail section, which is indicated in FIG. 3 by number 90 position and supports tail plane.

Кроме того, область, соответствующая выпускным отверстиям двигателя, оптимизирована для обеспечения уменьшения отрицательных воздействий с точки зрения сопротивления и управления устойчивостью/управления в продольном направлении, создаваемых реактивным двигателем, расположенным смежно со стенкой 12 фюзеляжа и горизонтальным хвостовым оперением 44.In addition, the area corresponding to the engine exhaust openings is optimized to provide a reduction in the negative effects in terms of resistance and stability control / longitudinal direction created by the jet engine adjacent to the fuselage wall 12 and the horizontal tail 44.

Самолет 10 также снабжен трехколесным шасси, содержащим одно переднее шасси со стойкой и два основных шасси, с четырьмя закрывающими отсек створками и с обратной связью в направлении потока.Aircraft 10 is also equipped with a three-wheeled landing gear containing one front landing gear with a pillar and two main landing gears, with four shutters closing the compartment and with feedback in the direction of flow.

Основное шасси втягивается в направлении, противоположном направлению потока, а система обратной связи оптимизирована с обеспечением возможности установки внешних подфюзеляжных нагрузок в фюзеляже.The main landing gear is retracted in the opposite direction to the flow direction, and the feedback system is optimized to allow the installation of external fuselage loads in the fuselage.

Самолет 10 в соответствии с данным изобретением содержит систему автоматического управления полетом («полет с проводной связью»), которая относится к цифровому квадруплексному типу и обеспечивает возможность оптимизации эксплуатационных характеристик и летно-технических качеств. Таким образом, указанная система позволяет повысить безопасность полета благодаря автоматическому ограничению режимов полета, которые могут быть некомфортными для пилота или могут вызвать потерю управляемости («легкое пилотирование»).Aircraft 10 in accordance with this invention contains an automatic flight control system ("flight with a wired connection"), which is a digital quadruplex type and provides the opportunity to optimize operational characteristics and flight performance. Thus, this system allows you to increase flight safety by automatically limiting flight modes, which may be uncomfortable for the pilot or may cause loss of control (“easy piloting”).

Самолет в соответствии с данным изобретением снабжен средством для уменьшения радиолокационной сигнатуры самолета, расположенным в по меньшей мере одной горячей части «Н» указанного самолета, которая легко обнаруживается радиолокационными системами. Такое средство содержит по меньшей мере одно устройство для рассеивания поступающих от радиолокатора волн, которое может быть использовано и затем удалено, в зависимости от необходимости, с постоянным сохранением аэродинамических характеристик самолета.The aircraft in accordance with this invention is equipped with means for reducing the radar signature of the aircraft, located in at least one hot part "H" of the aircraft, which is easily detected by radar systems. Such a means comprises at least one device for dispersing the waves coming from the radar, which can be used and then removed, depending on the need, while maintaining the aerodynamic characteristics of the aircraft.

Применительно к данному изобретению под горячей частью «Н» самолета понимается любая из частей, которые обычно обнаруживаются радиолокационной системой, например, такие как кабина 54, содержащая прозрачную часть 62 (фонарь кабины и ветровое стекло), один первый шпангоут фюзеляжа 12, соединенный с носовой частью 52, к которой прикреплена радиолокационная антенна самолета, видимая с радиолокатора через носовую часть, выполненную из обтекателя, прозрачного для излучения, передние кромки (36, 66, 68) компонентов, например крыльев (18, 20), воздухозаборники 46 двигателей, покрывающие хвостовые части (38, 44) и по меньшей мере одна передняя поверхность 47 двигателя.For the purposes of this invention, the hot part “H” of an aircraft is understood to mean any of the parts that are usually detected by a radar system, for example, such as a cabin 54 containing a transparent part 62 (a cabin light and a windshield), one first fuselage frame 12 connected to the bow part 52, to which the aircraft’s radar antenna is attached, visible from the radar through the nose made of a fairing transparent to radiation, the leading edges (36, 66, 68) of the components, for example, wings (18, 20), are air intake engine arms 46 covering the tail portions (38, 44) and at least one front surface 47 of the engine.

Такое средство предусматривает по меньшей мере одно устройство, в соответствии с конкретным или соответствующим техническим решением, для каждой горячей части самолета, обеспечивающее уменьшение радиолокационной сигнатуры.Such a tool provides at least one device, in accordance with a specific or appropriate technical solution, for each hot part of the aircraft, providing a reduction in the radar signature.

Для уменьшения радиолокационной сигнатуры, исходящей от горячих частей «Н» самолета, таких как кабина 54, содержащая прозрачную часть 62, указанное средство содержит по меньшей мере одно металлизированное покрытие 100, нанесенное на прозрачную часть 62.To reduce the radar signature emanating from the hot parts "H" of the aircraft, such as the cabin 54, containing the transparent part 62, this tool contains at least one metallized coating 100 deposited on the transparent part 62.

Такое покрытие 100 предназначено для восстановления неразрывности электроцепи самолета с уменьшением дифракции падающей волны, возникающей в кабине 54, закрытой ветровым стеклом 62 и потенциально воспринимаемой радиолокационной системой. Кроме того, указанное покрытие обеспечивает отражение за пределы зоны действия радиолокационной системы.Such a coating 100 is intended to restore the continuity of the aircraft electrical circuit with a reduction in the diffraction of the incident wave that occurs in the cabin 54, closed by a windshield 62 and a potentially perceived radar system. In addition, this coating provides reflection outside the coverage area of the radar system.

Металлизированное покрытие 100 выполняют путем нанесения покрывающих слоев, предпочтительно трех слоев.The metallized coating 100 is carried out by applying coating layers, preferably three layers.

В варианте выполнения, показанном на фиг.2, такое металлизированное покрытие 100 содержит по меньшей мере один первый слой или подложку 101, подготавливающую ветровое стекло, на котором должно быть выполнено покрытие 100.In the embodiment shown in FIG. 2, such a metallized coating 100 comprises at least one first layer or substrate 101 preparing a windshield on which the coating 100 is to be made.

После нанесения такого первого слоя 101 выполняют нанесение второго слоя 102 предпочтительно путем осаждения материала с высокой степенью электропроводности, например золота или равноценных материалов с высокой способностью к формованию на поверхности. Такой второй слой 102, который по существу является электропроводным металлизированным слоем, наносят на первый слой 101 с помощью способов распыления материала.After applying such a first layer 101, the second layer 102 is applied, preferably by depositing a material with a high degree of electrical conductivity, for example gold or equivalent materials with a high ability to form on the surface. Such a second layer 102, which is essentially an electrically conductive metallized layer, is applied to the first layer 101 by spraying methods.

Для защиты металлизированного покрытия 100 наносят по меньшей мере одно защитное покрытие 103, сводящее к минимуму опасность повреждения покрытия 100 вследствие случайных ударов или атмосферных реагентов.To protect the metallized coating 100, at least one protective coating 103 is applied, minimizing the risk of damage to the coating 100 due to accidental impacts or atmospheric agents.

В дополнение к вышеуказанным слоям, металлизированное покрытие 100 содержит электрические устройства, обеспечивающие электрическое соединение покрытия 100 с конструкцией самолета.In addition to the above layers, the metallized coating 100 comprises electrical devices that electrically connect the coating 100 to the aircraft structure.

В варианте выполнения, показанном на фиг.20, такое электрическое устройство содержит по меньшей мере одно соединительное устройство 105, предпочтительно выполненное из электропроводящего листового материала, например серебра, находящегося в электрическом контакте со вторым слоем 102.In the embodiment shown in FIG. 20, such an electrical device comprises at least one connecting device 105, preferably made of an electrically conductive sheet material, for example silver, in electrical contact with the second layer 102.

Такое устройство 105 может соединять слои, содержащиеся в металлизированном покрытии 100, с конструкцией самолета.Such a device 105 may connect the layers contained in the metallized coating 100 with the structure of the aircraft.

Такое покрытие 100 может быть выполнено совместно с изготовлением прозрачных частей кабины, которые могут быть полностью заменены.Such a coating 100 can be made in conjunction with the manufacture of transparent parts of the cab, which can be completely replaced.

После окончания использования указанного средства на самолете достаточно заменить ветровое стекло 62 кабины прозрачными частями, на которых металлизированное покрытие 100 отсутствует.After using this product on an airplane, it is enough to replace the windshield 62 of the cabin with transparent parts, on which there is no metallic coating 100.

Для уменьшения радиолокационной сигнатуры, исходящей от горячих частей «Н» самолета, например от по меньшей мере одной передней кромки (36, 66, 68, 70) компонентов, таких как крылья (18, 20), указанное средство содержит по меньшей мере одну закрывающую часть 200, расположенную на передней кромке таких компонентов самолета с сохранением их аэродинамического профиля.To reduce the radar signature emanating from the hot parts “H” of the aircraft, for example from at least one leading edge (36, 66, 68, 70) of components, such as wings (18, 20), said means comprise at least one closing part 200 located on the leading edge of such components of the aircraft while maintaining their aerodynamic profile.

В варианте выполнения, показанном на фиг.21А и 21B, такая закрывающая часть 200 содержит первую опорную конструкцию 202, выполненную предпочтительно из металла и прикрепленную к конструкции компонента самолета крепежными элементами, например винтами или болтами.In the embodiment shown in FIGS. 21A and 21B, such a closure portion 200 comprises a first support structure 202, preferably made of metal, and attached to the structure of the component of the aircraft by fasteners, for example, screws or bolts.

На такую первую конструкцию 202 прикреплена вторая конструкция 203, предназначенная для поглощения падающих на нее электромагнитных волн с сильным ослаблением, таким образом, окончательно отраженных и/или преломленных волн.Attached to such a first structure 202 is a second structure 203, designed to absorb the incident electromagnetic waves with strong attenuation, thus, finally reflected and / or refracted waves.

По завершении использования такой закрывающей части 200 она отсоединяется от конструкции самолета и может быть заменена закрывающей частью, которая, однако, сохраняет ее аэродинамический профиль благодаря соответствующей форме конструкции 202, на которой отсутствует второй закрывающий элемент 203, поглощающий излучение радиолокатора.Upon completion of the use of such a cover portion 200, it is disconnected from the aircraft structure and may be replaced by a cover portion, which, however, retains its aerodynamic profile due to the corresponding shape of the structure 202, on which there is no second cover element 203 that absorbs radar radiation.

Такое решение обеспечивает сохранение аэродинамического профиля, требуемого для передних кромок (36, 66, 68, 70), с уменьшением тем самым стоимости монтажа и его сложности.This solution ensures the conservation of the aerodynamic profile required for the leading edges (36, 66, 68, 70), thereby reducing the installation cost and its complexity.

Для уменьшения радиолокационной сигнатуры, исходящей от горячей части «Н» самолета, например от первого шпангоута фюзеляжа 12, расположенного у носовой части 52, указанное средство содержит по меньшей мере один лист адгезивного металлического материала 301, например алюминия, который закрывает первый шпангоут фюзеляжа 12 самолета, и по меньшей мере один слой поглощающего материала 302, прикрепленный к таким листам из металлического материала 301.To reduce the radar signature emanating from the hot part "H" of the aircraft, for example from the first frame of the fuselage 12 located at the bow 52, the specified tool contains at least one sheet of adhesive metal material 301, for example aluminum, which covers the first frame of the fuselage 12 of the aircraft and at least one layer of absorbent material 302 attached to such sheets of metallic material 301.

Как показано на фиг.22А, указанное средство расположено между первым шпангоутом фюзеляжа 12 и радиолокационной антенной «А», которая закрыта обтекателем носовой части 52.As shown in figa, the specified tool is located between the first frame of the fuselage 12 and the radar antenna "A", which is closed by the nose cowl 52.

На виде спереди форма листов из металлического материала 301 и поглощающего материала 302 соответствует форме первого шпангоута фюзеляжа 12 самолета, имеющей вышеуказанные особенности.In a front view, the shape of sheets of metal material 301 and absorbent material 302 corresponds to the shape of the first frame of the fuselage 12 of the aircraft having the above features.

Как показано на фиг.22B, поглощающий материал 302 прикреплен, например, клеем к листам металлического материала 301.As shown in FIG. 22B, the absorbent material 302 is attached, for example, by glue to sheets of metallic material 301.

Используемый поглощающий материал 302 является, например, губчатым слоем, который насыщен ферритовым порошком, графитом и т.д. и обеспечивает поглощение падающих электромагнитных волн с сильным ослаблением, таким образом, отраженной волны.The absorbent material 302 used is, for example, a sponge layer that is saturated with ferrite powder, graphite, etc. and provides absorption of incident electromagnetic waves with a strong attenuation, thus, of the reflected wave.

После прекращения действия средство, предназначенного для уменьшения радиолокационной сигнатуры первого шпангоута фюзеляжа 12 самолета, листы металлического материала 301, к которым прикреплены слои 302, просто извлекаются с возвращением, таким образом, первого шпангоута фюзеляжа 12 в первоначальное состояние.After the termination of the means intended to reduce the radar signature of the first frame of the fuselage 12 of the aircraft, the sheets of metal material 301, to which the layers 302 are attached, are simply removed so that the first frame of the fuselage 12 is returned to its original state.

Такое решение обеспечивает уменьшение расходов и снижение веса прикрепляемых к самолету средств в дополнение к упрощению прикрепления.This solution reduces costs and reduces the weight of means attached to the aircraft in addition to simplifying attachment.

Для уменьшения радиолокационной сигнатуры, исходящей от горячих частей самолета, например от по меньшей мере одной передней поверхности 47 двигателя, указанное средство содержит по меньшей мере одну решетку 400, обеспечивающую возможность поступления воздушного потока к двигателю и уменьшающую видимость поверхности 47 двигателя самолета для радиолокационной системы.To reduce the radar signature emanating from the hot parts of the aircraft, for example from at least one front surface 47 of the engine, said means comprises at least one grating 400, which allows air flow to the engine and reduces the visibility of the surface 47 of the aircraft engine for the radar system.

В варианте выполнения, показанном на фиг.23А и 23B, решетка 400 имеет внутреннюю конструкцию с отверстиями 401, размеры которых таковы, что они воспринимаются как плоская поверхность низкочастотными волнами спектра, обычно используемыми в системах радиолокационного обнаружения, работающих на низких частотах, например, путем модуляции по реактивному двигателю, в результате чего исключается генерация дифрагированных волн, которые могут быть распознаны указанной радиолокационной системой.In the embodiment shown in FIGS. 23A and 23B, the grating 400 has an internal structure with holes 401, the dimensions of which are such that they are perceived as a flat surface by the low-frequency spectrum waves commonly used in low-frequency radar detection systems, for example, by modulation by a jet engine, as a result of which the generation of diffracted waves, which can be recognized by the indicated radar system, is excluded.

Внутренняя поверхность таких отверстий 401 покрыта поглощающим радиолокационное излучение материалом с малой толщиной, обеспечивающим поглощение электромагнитных волн более высокой частоты, например в частотном диапазоне Х около 10 ГГц.The inner surface of such openings 401 is covered with a material with a small thickness that absorbs radar radiation, which ensures absorption of electromagnetic waves of a higher frequency, for example, in the frequency range X of about 10 GHz.

Сочетание размеров отверстий 401 и поглощающего материала усложняет возможность обнаружения такого компонента самолета радиолокационными системами.The combination of hole sizes 401 and absorbent material makes it difficult to detect such an aircraft component by radar systems.

Предпочтительно такая решетка 400 имеет круговую форму, аналогичную форме поперечного сечения конструкции двигательного отсека.Preferably, such a grill 400 has a circular shape similar to the cross-sectional shape of the engine compartment structure.

В варианте выполнения, показанном на фиг.23А и 23B, решетка 400 содержит опорную конструкцию 402, содержащую кольца, предназначенные для прикрепления решетки 400 к самолету с помощью крепежных элементов, например винтов или болтов.In the embodiment shown in FIGS. 23A and 23B, the grill 400 includes a support structure 402 containing rings for fastening the grill 400 to the aircraft using fasteners, such as screws or bolts.

Во фрагменте, показанном на фиг.23B, опорная конструкция 402 содержит первое кольцо 403, предназначенное для прикрепления к воздуховоду воздухозаборника 46 двигателя, второе кольцо 404, предназначенное для прикрепления к огнеупорной перегородке, содержащейся в двигательном отсеке, и третье кольцо 405, предназначенное для фиксирования прокладки, сопряженной с двигателем.In the fragment shown in FIG. 23B, the support structure 402 includes a first ring 403 for attaching to the engine air intake 46, a second ring 404 for attaching to the refractory wall contained in the engine compartment, and a third ring 405 for fixing gaskets associated with the engine.

По завершении периода, во время которого необходимо использование решетки 400, она может быть извлечена из конструкции двигательного отсека и, возможно, заменена для сохранения целостности воздуховода замещающей конструкцией 406, которая по существу имеет наружную форму опорной конструкции и в которой внутренняя конструкция решетки 400 отсутствует.At the end of the period during which the use of the grill 400 is necessary, it can be removed from the engine compartment structure and possibly replaced to maintain the integrity of the duct with a replacement structure 406, which essentially has the outer shape of the supporting structure and in which the internal structure of the grill 400 is absent.

Указанные средства, которыми снабжен самолет в соответствии с данным изобретением, обеспечивают получение преимуществ в затратах как на этапе реализации, так и на этапе технического обслуживания, так как они используются лишь при необходимости их применения, что уменьшает износ таких средств.These means, which are equipped with an airplane in accordance with this invention, provide cost advantages both at the implementation stage and at the maintenance stage, since they are used only when necessary to use them, which reduces the wear of such funds.

Указанные средства работают только в наиболее важных горячих частях, благодаря чему исключается излишняя растрата ресурсов на усложнение возможности обнаружения радиолокационными системами частей самолета, которые распознаются с трудом сами по себе, что значительно снижает стоимость указанных средств.These tools work only in the most important hot parts, which eliminates the unnecessary waste of resources to complicate the ability of radar systems to detect parts of the aircraft that are difficult to recognize by themselves, which significantly reduces the cost of these tools.

Выбор воздействия только на ключевые части, вероятность обнаружения которых более высока, определяет оптимальное соотношение между стоимостью работ и эффективностью достигаемых преимуществ.The choice of impact only on key parts, the probability of detection of which is higher, determines the optimal ratio between the cost of work and the effectiveness of the benefits achieved.

Такие средства предпочтительно применяются для всех горячих частей самолета, указанных в соответствии с данным изобретением, однако в некоторых случаях они могут использоваться только на некоторых из этих частей «Н» при сохранении других частей в их первоначальном состоянии.Such means are preferably used for all hot parts of the aircraft specified in accordance with this invention, but in some cases they can only be used on some of these parts "H" while maintaining the other parts in their original condition.

Из приведенного описания становятся очевидными особенности и преимущества конфигурации самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, которая является объектом данного изобретения.From the above description, the features and advantages of the configuration of the aircraft with improved aerodynamic characteristics, which is the subject of this invention, become apparent.

Наконец, очевидно, что в конструкцию рассматриваемого самолета могут быть внесены различные другие изменения без отклонения при этом от новых принципов идеи изобретения, а также очевидно, что при практической реализации изобретения материалы, формы и размеры показанных элементов могут относиться к любому типу в соответствии с необходимостью и могут быть заменены другими технически эквивалентными элементами.Finally, it is obvious that various other changes can be made to the design of the aircraft in question without deviating from the new principles of the idea of the invention, and it is also obvious that in the practical implementation of the invention, the materials, shapes and sizes of the elements shown can be of any type in accordance with the need and can be replaced by other technically equivalent elements.

Claims

1. Aircraft (10) containing the fuselage (12), to which the wings (18, 20) are attached, at least one air intake (46) and the nose (52) with a tapering section, and also a vortex regulator (72) on the root inflow along the leading edge of the wing, and the ratio between the area of one influx along the leading edge and the height of the corresponding regulator (RVU) is 2.35 m with a variable tolerance from + 100% to -50%, which is from 1.175 to 4.70 m, this specified regulator of the vortices created by such an edge interacts with the tail part (44 and 38) by attaching to the wings (18, 20) of the vertical tail, the leading edges (36) of which pass through the trailing edges (70) of each wing (18, 20),
wherein said aircraft also comprises means comprising at least one device for dispersing the incident waves radiated by the radar, which is arranged to be removably mounted on at least one hot part (H) of the aircraft,
moreover, the following parts are related to the hot parts (H) of the aircraft:
crew compartment or cabin, containing (containing) at least one transparent part,
first fuselage frame,
leading edges of the components, which include wings, tail covers and engine air intakes,
at least one front surface of the engine,
characterized in that to reduce the radar signature emanating from at least one front surface (47) of the engine, said means comprises at least one grating (400) having an internal structure with several holes (401), a supporting structure (402), containing several rings designed to attach the specified lattice (400) to the aircraft, and each hole (401) has an inner surface covered with absorbing radar radiation material of small thickness, which is designed for oshchenilas high frequency electromagnetic waves, and wherein said grating (400) operable to Incoming air flow to said engine and to reduce the visible surface (47) of said engine to an aircraft radar system.

2. Aircraft (10) according to claim 1, characterized in that said bow (52) with a small influx has a profile whose geometry varies from the end (74) to the angle of connection of the bow (52) with the apex of the specified root the influx along the leading edge, and which, starting from the indicated end (74), has a substantially circular section, turning into a section with an oval and domed geometric shape.

3. Aircraft (10) according to claim 1, characterized in that the said separation of the horizontal tail plane (44) and the vertical tail plane (38) is provided using a vertical trapezoidal stabilizer that is connected to the wing (18, 20) and the leading edges (36) which pass through the trailing edges (70) of each wing (18, 20).

4. Aircraft (10) according to claim 3, characterized in that said separation of the tail plane is provided by means of a horizontal tail unit (44) having a trapezoidal shape and configured to symmetrically and asymmetrically deflect, said horizontal stabilizer having a trapezoidal shape and made with the possibility of symmetric and asymmetric deflection, has a hinge axis (86), inclined relative to the transverse axis (88) of the aircraft (10).

5. Aircraft (10) according to claim 1, characterized in that said air inlet (46) does not contain a conventional boundary layer separator or “diverter” located on the upper side of the air inlet.

6. Aircraft (10) according to claim 1, characterized in that in said air intake (46), the average radius at the leading edge of the inner edge (76A) is 7 mm, while the average radius of the lower edge (78) is 17.5 mm, and the average radius of the outer edge (80) is 14 mm, so that the grip area of the air intake (46) is approximately 0.322 m ² , the neck area of the air intake (46) is approximately 0.257 m ² , and the engine intake area is approximately 0.273 m ² .

7. Aircraft (10) according to claim 1, characterized in that each wing (18, 20) of the aircraft (10) is made in the form of a trapezoid and has at least one ledge (S) in at least one part of the wing span and the front an edge (68) with a radius (R) and a triangular profile.

8. Aircraft (10) according to claim 1, characterized in that each wing (18, 20) of the aircraft (10) has a profile with variable curvature both at the leading edge (66) and at the trailing edge (70) near at least at least one flap (56) to provide a reduction in said curvature, which weakens the compressibility effect.