RU2607037C1

RU2607037C1 - Aircraft

Info

Publication number: RU2607037C1
Application number: RU2015139211A
Authority: RU
Inventors: Валерий Туркубеевич Пчентлешев
Original assignee: Валерий Туркубеевич Пчентлешев
Priority date: 2015-09-15
Filing date: 2015-09-15
Publication date: 2017-01-10

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: aircraft has a fuselage, a chassis, a wing made with the possibility to change the angle of its installation in the lengthwise plane relative to the fuselage, a means for reducing the run length at landing, for which purpose the said wing is used, which is made with the possibility of its installation on a larger angle by the absolute value than the landing angle of its installation.

EFFECT: invention is aimed at reducing the run length at landing.

4 cl, 4 dwg

Description

Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION

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

Уровень техникиState of the art

На большинстве современных военных самолетов для сокращения длины пробега при посадке используются тормозные парашюты, которые позволяют сократить длину пробега самолета при посадке на 30÷35%. Преимущество тормозных парашютов: тормозная сила не зависит от состояния взлетно-посадочной полосы. (Зайцев В.Н., Рудаков В.Л. Конструкция и прочность самолетов. Киев. Вища школа. 1978, с. 399, [1]).Most modern military aircraft use brake parachutes to reduce the mileage during landing, which can reduce the mileage of the aircraft during landing by 30–35%. The advantage of brake parachutes: the braking force is independent of the condition of the runway. (Zaitsev VN, Rudakov VL Design and strength of aircraft. Kiev. Vishcha school. 1978, p. 399, [1]).

Недостатки тормозных парашютов: их каждый раз приходится сбрасывать с самолета и быстро убирать с посадочной полосы; они довольно быстро изнашиваются ([1], с. 402).Disadvantages of brake parachutes: each time they have to be dropped from the plane and quickly removed from the landing strip; they wear out rather quickly ([1], p. 402).

Например, у советского самолета истребителя МиГ-29 площадь крыла равна 38 м², а площадь купола тормозного парашюта равна 17 м² (http://www.airwar.ru/enc/fíghter/mig29.html, ([2]).For example, in a Soviet MiG-29 fighter plane, the wing area is 38 m ² , and the area of the parachute canopy is 17 m ² (http://www.airwar.ru/enc/fíghter/mig29.html, ([2]).

Из (Ружицкий Е.И. Американские самолеты вертикального взлета. М.: Астрель ACT, 2000, С. 177÷190, [3]) известен американский экспериментальный самолет ХС-142А вертикального взлета и посадки «нормальной» аэродинамической схемы. У данного самолета при вертикальном взлете и посадке крыло устанавливается (в продольной плоскости, относительно продольной оси фюзеляжа) в вертикальное положение (поворачивается на угол 100°) посредством двойных синхронизированных винтовых домкратов, а в крейсерском полете крыло занимает горизонтальное положение.From (Ruzhitsky EI American vertical take-off aircraft. M: Astrel ACT, 2000, pp. 177–190, [3]) the American experimental aircraft XC-142A of vertical take-off and landing of a “normal” aerodynamic design is known. In a given airplane, during vertical take-off and landing, the wing is installed (in the longitudinal plane, relative to the longitudinal axis of the fuselage) in a vertical position (rotated through an angle of 100 °) by means of double synchronized screw jacks, and in cruising flight the wing occupies a horizontal position.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является единственный в истории авиации серийный самолет с изменяемым в полете углом установки крыла (в продольной плоскости, относительно продольной оси фюзеляжа) - палубный истребитель F-8 Crusader американской фирмы Vought (http://ru.wikipedia.org/wiki/Vought_F-8_Crusader, [4]). Самолет F-8 Crusader представлял собой высокоплан «нормальной» аэродинамической схемы. Данный самолет имел изменяемый угол установки крыла в двух положениях: крейсерском и взлетно-посадочном. На взлетно-посадочных режимах полета крыло устанавливается на угол 10°, а на режиме полета с крейсерской скоростью - на угол 1°.Closest to the claimed invention is the only serial aircraft in the history of aviation with a variable in-flight wing installation angle (in the longitudinal plane, relative to the longitudinal axis of the fuselage) - the F-8 Crusader carrier-based fighter of the American company Vought (http://ru.wikipedia.org/ wiki / Vought_F-8_Crusader, [4]). The F-8 Crusader was a high-wing “normal” aerodynamic design. This aircraft had a variable wing installation angle in two positions: cruising and take-off and landing. In take-off and landing flight modes, the wing is set at an angle of 10 °, and in flight mode with cruising speed - at an angle of 1 °.

Преимущества самолета F-8 Crusader: использование крыла с изменяемым (в продольной плоскости) углом установки позволяло выполнять взлет и посадку при почти горизонтальном положении фюзеляжа, вследствие чего значительно уменьшается потребная высота стоек шасси (а, следовательно, уменьшается вес шасси и фюзеляжа); обеспечивается хороший обзор из кабины пилота.Advantages of the F-8 Crusader aircraft: the use of a wing with a variable (in the longitudinal plane) installation angle made it possible to take off and land with the almost horizontal position of the fuselage, which significantly reduces the required height of the landing gear (and, therefore, reduces the weight of the landing gear and fuselage); Good visibility from the cockpit.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Задачей заявляемого изобретения является улучшение летно-технических характеристик прототипа.The task of the invention is to improve the flight performance of the prototype.

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

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, имеет следующие общие с прототипом существенные признаки: летательный аппарат имеет, фюзеляж, крыло, выполненное с возможностью изменения угла его установки (в продольной плоскости) по отношению к фюзеляжу, по меньшей мере, один двигатель, например, турбореактивный двигатель (ТРД), средство для сокращения длины пробега при посадке.The invention, in one of the possible variants of its execution, has the following essential features in common with the prototype: the aircraft has a fuselage, a wing configured to change the angle of its installation (in the longitudinal plane) with respect to the fuselage, at least one engine for example, a turbojet engine (turbojet engine), a means to reduce the path length during landing.

Отличительным от прототипа существенным признаком является: в качестве средства для сокращения длины пробега при посадке использовано вышеуказанное крыло путем его установки на больший, по абсолютной величине, угол, чем посадочный угол его установки.Distinctive feature of the prototype is: as a means to reduce the path length during landing, the above wing was used by installing it at a larger, in absolute value, angle than the landing angle of its installation.

За счет увеличения угла установки (угла атаки) крыла (в продольной плоскости), по сравнению с посадочным углом его установки (углом атаки), на крыле происходит срыв потока, в результате чего сила аэродинамического сопротивления крыла резко возрастает, что и сокращает длину пробега самолета при посадке.Due to the increase in the installation angle (angle of attack) of the wing (in the longitudinal plane), compared with the landing angle of its installation (angle of attack), the flow is interrupted on the wing, as a result of which the aerodynamic drag of the wing increases sharply, which reduces the flight path of the aircraft when landing.

При этом заявляемое изобретение создает большую силу аэродинамического сопротивления, по сравнению с тормозным парашютом, так как площадь крыла на самолете (например, известном из [2]) больше, чем площадь используемых на самолете тормозных парашютов. Это сокращает длину пробега заявляемого самолета при посадке, по сравнению с самолетами с тормозным парашютом, что позволяет совершать посадку заявляемому самолету на аэродромы с меньшей длиной взлетно-посадочной полосы (которые более дешевы).In this case, the claimed invention creates a greater aerodynamic drag force compared with a brake parachute, since the wing area on an airplane (for example, known from [2]) is larger than the area of the brake parachutes used on an airplane. This reduces the path length of the claimed aircraft when landing, compared with airplanes with a brake parachute, which allows landing the claimed aircraft at airfields with a shorter runway length (which are cheaper).

Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings

На ФИГ. 1÷4 показан один из возможных вариантов исполнения заявляемого изобретения, где цифрами обозначено: 1а, 1б и 1в - крыло (прямой стреловидности) в его положении при горизонтальном крейсерском полете, на взлетно-посадочных режимах полета и на режиме торможения при посадке, соответственно; 2 - общая мотогондола двигателей; 3 и 4 - верхний и нижний двухконтурные ТРД (ТРДД), соответственно; 5 - фюзеляж; 6 и 7 - элевоны крыла; 8 и 9 - интерцепторы крыла; 10 и 11 - расщепляющиеся щитки крыла; 12 и 13 - воздухозаборники верхнего ТРДД 3 и нижнего ТРДД 4, соответственно; 14 - разделительная щека воздухозаборников 12 и 13; 15 и 16 - обтекатели; 17 - кронштейн навески крыла; 18 - гидроцилиндр; 19 - входная дверь фюзеляжа 5; 20 - щель с клином для слива погранслоя. Стрелкой с надписью Н.П. показано направление полета самолета. Сплошной линией показано положение крыла 1а в горизонтальном крейсерском полете. Штрихпунктирными линиями показаны положения крыла 1б и 1в на взлетно-посадочных режимах полета и на режиме торможения при посадке, соответственно.In FIG. 1 ÷ 4 shows one of the possible embodiments of the claimed invention, where the numbers indicate: 1a, 1b and 1c - the wing (direct sweep) in its position during horizontal cruise flight, on take-off and landing flight modes and on the braking mode during landing, respectively; 2 - general engine nacelle; 3 and 4 - upper and lower double-circuit turbofan engines (turbofan engines), respectively; 5 - fuselage; 6 and 7 - wing elevons; 8 and 9 - wing spoilers; 10 and 11 - fissile flaps of the wing; 12 and 13 - air intakes of the upper turbofan engine 3 and lower turbofan engine 4, respectively; 14 - a dividing cheek of air intakes 12 and 13; 15 and 16 - fairings; 17 - a bracket of a wing hinge; 18 - a hydraulic cylinder; 19 - the front door of the fuselage 5; 20 - slot with a wedge for draining the boundary layer. Arrow with the inscription N.P. shows the direction of flight of the aircraft. The solid line shows the position of wing 1a in horizontal cruise flight. Dash-dotted lines show the positions of the wing 1b and 1c in take-off and landing flight modes and in braking mode during landing, respectively.

Осуществление изобретенияThe implementation of the invention

Заявляемый самолет, в одном из возможных вариантов его исполнения, в варианте дозвукового пассажирского (административного) самолета представляет собой следующее. Имеется стреловидное (прямой стреловидности) крыло, которое может занимать три положения - 1а, 1б и 1в (ФИГ. 1÷4). Имеются два ТРДД (верхний 3 и нижний 4), размещенные в общей мотогондоле 2 друг над другом в плоскости симметрии самолета (смещенные друг относительно друга на некоторое расстояние вдоль продольной оси самолета - но могут быть и не смещены), фюзеляж 5 (по сути - гондола для полезной нагрузки). Крыло шарнирно (ось вышеуказанного шарнира перпендикулярна плоскости симметрии самолета) прикреплено к мотогондоле 2 (мотогондола 2 расположена с нижней стороны крыла 1). Фюзеляж 5 прикреплен к крылу посредством общей мотогондолы 2 (то есть фюзеляж 5 прикреплен к нижней стороне мотогондолы 2, причем, фюзеляж 5 и мотогондола 2 соединены между собой неподвижно). Таким образом, крыло выполнено с возможностью изменения угла его установки (в продольной плоскости) по отношению к мотогондоле 2 и фюзеляжу 5. Крыло имеет элевоны 6 и 7, интерцепторы 8 и 9 и расщепляющиеся щитки 10 и 11 (расположенные на концах крыла). Крыло имеет отрицательную геометрическую крутку и отрицательный угол поперечного V. В передней части мотогондолы 2 имеются воздухозаборники 12 и 13 верхнего 3 и нижнего 4 двигателей, соответственно. Каналы воздухозаборников 12 и 13 разделены между собой горизонтальной перегородкой и имеют разделительную щеку 14 (служит для исключения влияния течения воздуха в одном воздухозаборнике (например, при помпаже в нем) на течение воздуха в другом воздухозаборнике). Между крылом и мотогондолой 2 имеется щель для слива погранслоя. В этой сливной щели расположены два обтекателя 15 и 16, в которых размещены два кронштейна навески крыла 17 (по одному кронштейну в каждом обтекателе) и два гидроцилиндра 18, служащие для изменения угла установки крыла в продольной плоскости (по одному гидроцилиндру в каждом обтекателе). Фюзеляж 5 имеет с левой стороны входную дверь 19 (с правой стороны фюзеляжа 5 имеется такая же входная дверь). Между верхней частью фюзеляжа 5 и нижней частью мотогондолы 2 имеется щель с клином 20 для слива погранслоя. У заявляемого самолета нет ни горизонтального ни вертикального оперения - он выполнен по схеме бескилевая «бесхвостка».The inventive aircraft, in one of the possible variants of its execution, in a variant of a subsonic passenger (administrative) aircraft is the following. There is a swept (direct sweep) wing, which can occupy three positions - 1a, 1b and 1c (FIG. 1 ÷ 4). There are two turbofan engines (upper 3 and lower 4), located in the common engine nacelle 2 one above the other in the plane of symmetry of the aircraft (offset from each other by a certain distance along the longitudinal axis of the aircraft - but may not be offset), fuselage 5 (in fact - gondola for payload). The hinge wing (the axis of the hinge above is perpendicular to the plane of symmetry of the aircraft) is attached to the nacelle 2 (the nacelle 2 is located on the underside of the wing 1). The fuselage 5 is attached to the wing by means of a common engine nacelle 2 (i.e., the fuselage 5 is attached to the underside of the engine nacelle 2, moreover, the fuselage 5 and the engine nacelle 2 are fixedly connected to each other). Thus, the wing is made with the possibility of changing the angle of its installation (in the longitudinal plane) with respect to the engine nacelle 2 and the fuselage 5. The wing has elevons 6 and 7, interceptors 8 and 9 and fissile flaps 10 and 11 (located at the ends of the wing). The wing has a negative geometric twist and a negative angle to the transverse V. In the front of the nacelle 2 there are air intakes 12 and 13 of the upper 3 and lower 4 engines, respectively. The air intake channels 12 and 13 are separated by a horizontal partition and have a dividing cheek 14 (serves to exclude the influence of air flow in one air intake (for example, when surging in it) on the air flow in another air intake). Between the wing and the engine nacelle 2 there is a slot for draining the boundary layer. In this drain slot there are two fairings 15 and 16, in which two wing link brackets 17 are placed (one bracket in each fairing) and two hydraulic cylinders 18, which serve to change the wing installation angle in the longitudinal plane (one hydraulic cylinder in each fairing). The fuselage 5 has an entrance door 19 on the left side (the right entrance door is on the right side of the fuselage 5). Between the upper part of the fuselage 5 and the lower part of the engine nacelle 2 there is a gap with a wedge 20 for draining the boundary layer. The claimed aircraft has neither horizontal nor vertical plumage - it is made according to the scheme of a rat-free tailless.

Остальные агрегаты заявляемого самолета не влияют на получаемый технический результат, а поэтому на фигурах и в описании не указаны.The remaining units of the claimed aircraft do not affect the obtained technical result, and therefore are not indicated in the figures and in the description.

В горизонтальном крейсерском полете (с дозвуковой скоростью) крыло у заявляемого самолета устанавливается посредством двух гидроцилиндров 18, в положение 1а (на фигурах показано сплошной линией) на крейсерский угол (например, равный 3°), в продольной плоскости, по отношению к мотогондоле 2 и фюзеляжу 5. При этом фюзеляж 5 и мотогондола 2 сохраняют свое горизонтальное положение.In a horizontal cruise flight (with subsonic speed), the wing of the claimed aircraft is set by two hydraulic cylinders 18, in position 1a (shown in the figures as a solid line) at a cruising angle (for example, equal to 3 °), in the longitudinal plane, in relation to the nacelle 2 and the fuselage 5. In this case, the fuselage 5 and the engine nacelle 2 maintain their horizontal position.

При взлете и посадке крыло у заявляемого самолета устанавливается, посредством двух гидроцилиндров 18, в положение 1б (на фигурах показано штрихпунктирной линией) на взлетно-посадочный угол (например, на угол 10°), в продольной плоскости, по отношению к продольным осям мотогондолы 2 и фюзеляжа 5. При этом, фюзеляж 5 и мотогондола 2 сохраняют свое горизонтальное положение.During take-off and landing, the wing of the claimed aircraft is installed, using two hydraulic cylinders 18, in position 1b (in the figures shown by a dash-dotted line) at the take-off and landing angle (for example, at an angle of 10 °), in the longitudinal plane, with respect to the longitudinal axes of the nacelle 2 and the fuselage 5. In this case, the fuselage 5 and the engine nacelle 2 maintain their horizontal position.

При посадке заявляемого самолета, после касания колесами шасси взлетно-посадочной полосы, на его крыле организуется, посредством отклонения интерцепторов 8 и 9 (или любым иным приемлемым образом, например, посредством спойлеров), расположенных на консолях крыла, уменьшение аэродинамической подъемной силы и увеличение силы аэродинамического сопротивления крыла. То есть, организуется срыв потока на крыле. Затем крыло, посредством двух гидроцилиндров 18, устанавливается в положение 1в (на фигурах показано штрихпунктирной линией) торможения самолета при посадке (например, на угол 90° - но может устанавливаться и на любой иной приемлемый угол), по отношению к продольным осям мотогондолы 2 и фюзеляжа 5. То есть, угол установки крыла на режиме торможения самолета увеличивается, по сравнению с посадочным углом его установки (когда на крыле нет срыва потока). Это приводит к дальнейшему уменьшению аэродинамической подъемной силы и увеличению силы аэродинамического сопротивления крыла, что и используется для сокращения длины пробега заявляемого самолета при посадке. При этом фюзеляж 5 и мотогондола 2 сохраняют свое горизонтальное положение.When landing the claimed aircraft, after the wheels touch the landing gear, the wing is organized by deflecting the spoilers 8 and 9 (or by any other suitable means, for example, by means of spoilers) located on the wing consoles, reducing the aerodynamic lift and increase the force aerodynamic drag of the wing. That is, the stall of the flow on the wing is organized. Then, the wing, by means of two hydraulic cylinders 18, is installed in position 1c (the figures show a dash-dot line) for braking the aircraft during landing (for example, at an angle of 90 ° - but can also be set at any other acceptable angle), with respect to the longitudinal axes of the nacelle 2 and fuselage 5. That is, the angle of installation of the wing in the braking mode of the aircraft increases, compared with the landing angle of its installation (when there is no flow stall on the wing). This leads to a further decrease in aerodynamic lift and increase the force of aerodynamic drag of the wing, which is used to reduce the mean free path of the claimed aircraft during landing. At the same time, the fuselage 5 and the engine nacelle 2 maintain their horizontal position.

Заявляемое изобретение, по сравнению с тормозным парашютом, имеет следующие преимущества: создает большую сила аэродинамического сопротивления (так как площадь крыла на самолете (например, как на известном из [2]) больше, чем площадь используемых на самолете тормозных парашютов), что сокращает длину пробега самолета при посадке и позволяет совершать посадку заявляемому самолету на аэродромы с меньшей длиной взлетно-посадочной полосы (которые более дешевы); его не нужно сбрасывать с самолета и быстро убирать с посадочной полосы; у него используется уже имеющийся на самолете механизм изменения угла установки крыла (не нужно иметь дополнительного агрегата типа тормозного парашюта); больший срок службы.The claimed invention, in comparison with a brake parachute, has the following advantages: it creates a greater aerodynamic drag force (since the wing area on an airplane (for example, as known from [2]) is larger than the area of the brake parachutes used on an airplane), which reduces the length the run of the aircraft during landing and allows you to land the claimed aircraft at airfields with a shorter runway length (which are cheaper); it does not need to be dropped from the plane and quickly removed from the landing strip; he uses the mechanism of changing the angle of the wing that is already on the plane (there is no need to have an additional unit such as a brake parachute); longer service life.

В заявляемом изобретении, для использования крыла в качестве средства для сокращения длины пробега при посадке, угол установки крыла может увеличивается (по абсолютной величине, по сравнению с посадочным углом его установки), или в сторону увеличения положительного угла установки (как в рассмотренном выше случае, когда крыло создает пусть и не большую (из-за срыва потока на нем), но положительную подъемную силу (но может и не создавать)), или в сторону отрицательного угла установки (в этом случае крыло создает небольшую отрицательную подъемную силу (но может и не создавать) и большую силу аэродинамического сопротивления).In the claimed invention, to use the wing as a means to reduce the path length during landing, the angle of installation of the wing may increase (in absolute value, compared with the landing angle of its installation), or in the direction of increasing the positive angle of installation (as in the case considered above, when the wing creates, though not large (due to stalling the flow on it), but a positive lift (but may not create)), or towards a negative installation angle (in this case, the wing creates a small negative lift th power (or may not create), and a large force of aerodynamic resistance).

Заявляемый самолет управляется: по тангажу и крену - посредством отклонения элевонов 6 и 7; по курсу - путем отклонения расщепляющихся щитков 10 и 11, расположенных на концах крыла (например, как это имеет место у известного американского бомбардировщика Б-2, выполненного по аэродинамической схеме «летающее крыло»).The inventive aircraft is controlled by: pitch and roll - by deflecting the elevons 6 and 7; at the heading - by deflecting the fissile flaps 10 and 11 located at the ends of the wing (for example, as is the case with the famous American B-2 bomber made by the “flying wing” aerodynamic scheme).

У заявляемого самолета между нижней поверхностью крыла и верхней поверхностью мотогондолы 2 имеется щель для слива погранслоя. В щели установлены два обтекателя 15 и 16. При этом каждый обтекатель состоит из двух частей (на фигурах не показаны) - верхняя часть прикреплена неподвижно к нижней поверхности крыла, а нижняя часть прикреплена неподвижно к верхней поверхности мотогондолы 2. При изменении угла установки крыла верхние и нижние части обтекателей 15 и 16 перемещаются друг относительно друга телескопически, тем самым сохраняя удобообтекаемые формы обтекателей 15 и 16.The inventive aircraft between the lower surface of the wing and the upper surface of the nacelle 2 has a slot for draining the boundary layer. Two fairings 15 and 16 are installed in the slot. Moreover, each fairing consists of two parts (not shown in the figures) - the upper part is fixedly attached to the lower surface of the wing, and the lower part is fixedly fixed to the upper surface of the nacelle 2. When changing the wing installation angle, the upper and the lower parts of the fairings 15 and 16 are moved relative to each other telescopically, thereby maintaining a streamlined shape of the fairings 15 and 16.

У заявляемого изобретения два ТРДД расположены друг над другом в плоскости симметрии самолета на минимальном расстоянии друг от друга. Следовательно, при отказе одного из двигателей не возникает дестабилизирующего момента по курсу, что позволяет отказаться от вертикального оперения как такового. Это снижает аэродинамическое сопротивление и увеличивает аэродинамическое качество самолета в целом. Необходимая статическая устойчивость заявляемого самолета по курсу обеспечивается за счет прямой стреловидности крыла и угла поперечного V крыла.In the claimed invention, two turbofan engines are located one above the other in the plane of symmetry of the aircraft at a minimum distance from each other. Therefore, if one of the engines fails, there is no destabilizing moment along the course, which makes it possible to abandon the vertical plumage as such. This reduces aerodynamic drag and increases the aerodynamic quality of the aircraft as a whole. The necessary static stability of the proposed aircraft in the course is provided due to the direct sweep of the wing and the angle of the transverse V wing.

В таком варианте исполнения заявляемого изобретения функцию пилона, посредством которого фюзеляж прикреплен к крылу, выполняет мотогондола двигателей. При этом строительная высота мотогондолы (в горизонтальной плоскости) вполне достаточна для устранения проблем, связанных с аэроупругостью конструкции планера.In this embodiment of the claimed invention, the function of the pylon, through which the fuselage is attached to the wing, is performed by the engine nacelle. At the same time, the construction height of the engine nacelle (in the horizontal plane) is quite sufficient to eliminate the problems associated with the aeroelasticity of the airframe structure.

В заявляемом изобретении в качестве движителей могут использоваться любые приемлемые их типы: один (или более) реактивный двигатель (ТРД; ТРДД; прямоточный воздушно-реактивный двигатель; жидкостный ракетный двигатель; и др.); один (или более) воздушный винт, приводимый в действие двигателем (или двигателями) любого приемлемого типа (поршневым, турбовальным, электрическим и др.); и др.In the claimed invention, any suitable types can be used as propulsors: one (or more) jet engines (turbojet engines; turbojet engines; ramjet engines; liquid propellant rocket engines; etc.); one (or more) propeller driven by an engine (or engines) of any acceptable type (piston, turboshaft, electric, etc.); and etc.

В заявляемом изобретении движитель (или движители) может размещаться в любом приемлемом месте самолета: в фюзеляже; на пилонах в хвостовой части фюзеляжа; на пилонах под крылом; и др.In the claimed invention, the mover (or movers) can be located in any suitable place on the aircraft: in the fuselage; on pylons in the rear of the fuselage; on pylons under the wing; and etc.

В заявляемом изобретении движители (например, ТРДД) могут размещаться как вертикально друг над другом (как в показанном на ФИГ. 1÷4 случае), так и горизонтально.In the claimed invention, propulsors (for example, turbofan engines) can be placed both vertically one above the other (both in the case shown in FIG. 1 ÷ 4), and horizontally.

У заявляемого изобретения двигатель (или двигатели) может иметь поворотное сопло (например, для создания момента по тангажу - для балансировки и управления самолетом).In the claimed invention, the engine (or engines) may have a rotary nozzle (for example, to create a moment in pitch - for balancing and controlling the aircraft).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него вообще нет движителя - например, вариант планера.An embodiment of the claimed invention is possible when it does not have a propulsion at all - for example, a glider variant.

У заявляемого изобретения крыло может иметь любую приемлемую форму в плане: прямое; прямую или обратную стреловидность; малого удлинения; большого удлинения; и др. У заявляемого изобретения крыло может иметь изменяемую стреловидность.The claimed invention, the wing can have any acceptable shape in terms of: direct; direct or reverse sweep; small elongation; high elongation; and others. In the claimed invention, the wing may have a variable sweep.

Заявляемый самолет может быть выполнен по любой приемлемой аэродинамической схеме: «бесхвостка» (как рассмотрено выше), «утка», «нормальная» и др.The inventive aircraft can be performed according to any acceptable aerodynamic design: tailless (as discussed above), duck, normal, etc.

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

Заявляемое изобретение может быть использовано как вместо тормозного парашюта, так и совместно с тормозным парашютом. В последнем случае длина пробега самолета при посадке еще более сокращается.The claimed invention can be used both instead of a braking parachute, and in conjunction with a braking parachute. In the latter case, the flight path during landing is further reduced.

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

Claims

1. Aircraft (LA) having a fuselage, landing gear, wing, made with the possibility of changing the angle of its installation in the longitudinal plane with respect to the fuselage, means for reducing the path length during landing, which is used as the above wing, characterized in that after the wheels of the landing gear touching the runway and after reducing the wing lift, the wing is configured to be installed at a larger, in absolute value, angle than the landing angle of its installation.

2. The aircraft according to claim 1, characterized in that the decrease in the magnitude of the lifting force of the wing is made by means of spoilers or interceptors.

3. The aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that it has at least one engine, for example, an jet engine placed in a nacelle that is located on the underside of the wing, the fuselage is attached to the wing through the aforementioned nacelle, and the wing is made direct sweep.

4. The aircraft according to claim 3, characterized in that it has two WFDs located in a common engine nacelle one above the other in the plane of symmetry of the aircraft.