RU2614438C1 - Supersonic convertible low-noise aircraft - Google Patents
Supersonic convertible low-noise aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2614438C1 RU2614438C1 RU2015147475A RU2015147475A RU2614438C1 RU 2614438 C1 RU2614438 C1 RU 2614438C1 RU 2015147475 A RU2015147475 A RU 2015147475A RU 2015147475 A RU2015147475 A RU 2015147475A RU 2614438 C1 RU2614438 C1 RU 2614438C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- shaped
- fuselage
- supersonic
- wings
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания реактивных самолетов с низкорасположенным крылом, представляющим собой комбинацию двух с близким расположением друг к другу крыльев, переднее крыло из которых типа обратная "чайка", оснащенное от задней кромки в изломах его консолей разнесенными балками с поворотными вокруг их продольных осей консолями заднего крыла, которые, поворачиваясь на угол 97,5°, преобразуют его полетную конфигурацию.The invention relates to the field of aeronautical engineering and relates to the creation of jet aircraft with a low wing, which is a combination of two wings close to each other, the front wing of which is of the type “reverse gull", equipped from the trailing edge of its consoles with spaced beams with swivels around their longitudinal axes with rear wing consoles, which, turning at an angle of 97.5 °, transform its flight configuration.
Известен сверхзвуковой самолет проекта QSST консорциума «SAI» г. Невада (США), имеющий конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов, фюзеляж с плавным сопряжением дельтовидного крыла, переднее горизонтальное оперение, вертикальное оперение, выполненное совместно с инвертированным V-образным прямоугольным в плане стабилизатором, содержит два турбореактивных двухконтурных двигателя форсажных (ТРДДФ) в гондолах, передние и задние части которых смонтированы соответственно под высокорасположенным крылом типа "чайка" и по внешним их бортам с законцовками прямоугольного стабилизатора, и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой вспомогательной и главными опорами.Famous supersonic aircraft project QSST consortium "SAI" Nevada (USA), having a glider design made of titanium alloys, a fuselage with smooth conjugation of the deltoid wing, front horizontal tail, vertical tail made in conjunction with an inverted V-shaped rectangular in plan stabilizer , contains two turbojet dual-circuit afterburning engines (TRDDF) in nacelles, the front and rear parts of which are mounted respectively under a high wing of the "gull" type and on their external orts with the tips of a rectangular stabilizer, and a three-wheeled wheeled chassis retractable with a bow auxiliary and main supports.
Признаки, совпадающие - наличие того, что дельтовидное крыло со стреловидностью по передней кромке +60°, имеющее при его размахе Lкр=19,2 м удлинение λ=2,0 и тонкий профиль с относительной толщиной 3,2%, выполнено по типу "чайка, оснащено впереди крыла трапециевидным ПГО, увеличивающим несущую способность комбинации «ПГО-крыло», и в задней части крыла гондолами ТРДДФ, передние и задние части которых смонтированы соответственно под округленными изломами крыла типа "чайка" и под законцовками прямого обратной стреловидности стабилизатора обратной V-образности. Развитое вертикальное оперение смонтировано на конце фюзеляжа длиной 40,35 м, консоли стабилизатора которого расположены вниз под большим отрицательным углом поперечного V=-25°. Два ТРДДФ силовой установки смонтированы в подкрыльных гондолах и создают на форсажном режиме при взлетном его весе 40,9 т тяговооруженность до 0,435, обеспечивают на высоте 15,5 км крейсерскую скорость полета до 1909 и максимальную - 2147 км/ч, но и дальность его полета около 4 тыс. миль.Signs that coincide - the presence of a deltoid wing with a sweep along the leading edge of + 60 °, having at its span L cr = 19.2 m an elongation of λ = 2.0 and a thin profile with a relative thickness of 3.2%, is made according to the type "the seagull is equipped with a trapezoidal PGO in front of the wing, increasing the bearing capacity of the PGO-wing combination, and in the rear part of the wing with TRDF gondolas, the front and rear parts of which are mounted respectively under rounded kinks of the" gull "type and under the tips of the direct reverse sweep of the reverse stabilizer V-shaped: The developed vertical plumage is mounted at the end of the fuselage with a length of 40.35 m, the stabilizer arms of which are located downward at a large negative transverse angle V = -25 °. Two turbofan engines are mounted in wing gondolas and created in afterburner mode with take-off weight 40.9 tons of thrust to 0.435, provide a cruising flight speed of up to 1909 at an altitude of 15.5 km and a maximum speed of 2147 km / h, but its flight range is about 4 thousand miles.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что дельтовидное крыло без дополнительного создания и управления подъемной силой не обеспечивает способности повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и особенно уменьшения скорости взлета-посадки. Вторая - это то, что силовая установка, имеющая два ТРДДФ, смонтированные в гондолах под изломами крыла и, следовательно, недостаточно «изолирует» производимый ими шум, а для создания ими большей реактивной тяги имеют площадь их миделя, почти сопоставимую с площадью миделя центральной части фюзеляжа, что увеличивает лобовое сопротивление и особенно при отказе одного из ТРДДФ, разнесенных от оси симметрии, увеличивается также и асимметричность горизонтальной тяги, что также не способствует улучшению аэродинамического качества и увеличению дальности полета. Третья - это то, что концевые части крыла для увеличения его подъемной силы имеют значительную кривизну и крутку, что создает приемлемое протекание концевого срыва, но треугольная форма крыла ухудшает естественное ламинарное сверхзвуковое обтекание его профиля и особенно на внешних поверхностях, так как треугольное крыло больше всего расположено к концевому срыву. Четвертая - это то, что одно вертикальное оперение не обеспечивает продольно-поперечной стабильности, и для улучшения этого фюзеляж самолета имеет увеличенную длину, превышающую размах крыла в два с лишним раза, что значительно увеличивает массу его планера и ухудшает весовую отдачу. Пятая - это то, что высокорасположенный инвертированный V-образный стабилизатор, имеющий прямоугольную форму в плане и меньшую его площадь, не улучшает свойственное треугольному крылу смещение фокуса подъемной его силы назад при достижении сверхзвуковой скорости, ухудшая тем самым балансировочное сопротивление в сверхзвуковом его полете. Шестая - это то, что стойки главного колесного шасси смонтированы под изломами высокорасположенного крыла типа "чайка" и, следовательно, весьма осложняет в сложенном их состоянии размещение в нишах корневой части крыла и фюзеляжа, но и значительно увеличивает их высоту, что также ведет к увеличению массы его планера.Reasons that impede the task: the first is that the deltoid wing without additional creation and control of lift does not provide the ability to increase aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes and especially to reduce the take-off and landing speed. The second one is that the power plant, which has two turbofan engines, mounted in gondolas under kinks of the wing and, therefore, does not sufficiently “isolate” the noise they produce, and to create more reactive thrust they have a midship area that is almost comparable to the midship area of the central part the fuselage, which increases drag and especially when one of the turbofan engines separated from the axis of symmetry fails, the asymmetry of the horizontal thrust also increases, which also does not improve the aerodynamic quality and is increased th range. The third is that the end parts of the wing have significant curvature and twist to increase its lifting force, which creates an acceptable flow of the end stall, but the triangular shape of the wing worsens the natural laminar supersonic flow around its profile and especially on the outer surfaces, since the triangular wing is the most located to the end stall. The fourth one is that one vertical tail does not provide longitudinal-transverse stability, and to improve this, the fuselage of the aircraft has an increased length exceeding the wingspan by more than two times, which significantly increases the mass of its glider and worsens the weight return. The fifth is that a highly inverted V-shaped stabilizer, having a rectangular shape in plan and smaller in area, does not improve the shift of the focus of the lifting force backward inherent to the triangular wing when it reaches supersonic speed, thereby worsening the balancing resistance in its supersonic flight. The sixth is that the racks of the main wheeled chassis are mounted under the kinks of a high-mounted wing of the “seagull” type and, therefore, it makes it very difficult to place them in the niches of the root part of the wing and the fuselage, but it also significantly increases their height, which also leads to an increase masses of his glider.
Известен сверхзвуковой стратегический самолет модели В-70 «Валькирия» (США), имеющий планер, выполненный из титановых сплавов и по схеме «бесхвостка» с передним горизонтальным оперением и низкорасположенным треугольным крылом, имеющим отклоняемые в вертикальной плоскости вниз треугольные развитые его законцовки, шесть ТРДДФ, смонтированные в задней части фюзеляжа в общей гондоле под центропланом, двухкилевое вертикальное оперение и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой вспомогательной и главными боковыми опорами.A well-known supersonic strategic aircraft model V-70 "Valkyrie" (USA), having a glider made of titanium alloys and according to the "tailless" pattern with front horizontal tail and a low-lying triangular wing, having triangular wingtips deflected in the vertical plane, six turbofan engines mounted in the rear of the fuselage in a common nacelle under the center section, a two-keel vertical tail and a three-wheeled landing gear retractable with a bow auxiliary and main side supports.
Признаки, совпадающие - наличие того, что треугольное в плане крыло со стреловидностью по передней кромке +65,6°, имеющее при его размахе Lкр=32,0 м удлинение λ=1,75 и тонкий профиль с относительной толщиной 2,5%, оснащено впереди крыла передним горизонтальным оперением (ПГО), увеличивающими несущую способность комбинации «ПГО-крыло», и выполнено с отклоняемыми на 65° вниз его развитыми законцовками, удерживающими под крылом сверхзвуковую ударную волну. Отклонение треугольных в плане законцовок во время полета вниз давало сразу три эффекта: дополнительные треугольные кили, повышающие путевую устойчивость, позволили уменьшить размеры вертикального оперения, а сокращение площади задней части крыла уменьшало свойственное треугольному крылу смещение фокуса подъемной силы назад при увеличении скорости, снижая тем самым балансировочное сопротивление в сверхзвуковом полете. Из-за кинетического нагрева при высокой скорости (при числе Маха равным М=3,03 некоторые части планера нагревались до 320°С), самолет В-70 был сконструирован из титановых и стальных сотовых панелей. Для улучшения обзора при заходе на посадку верхняя панель носовой части его фюзеляжа перед лобовым стеклом опускалась. Силовая установка с шестью ТРДДФ, смонтированными в задней части фюзеляжа в общей гондоле под центропланом, имела на форсажном режиме при взлетном его весе 236,34 т тяговооруженность до 0,322 и обеспечивала на высоте 23,0 км максимальную скорость полета до 3187 км/ч и дальность его полета до 5499 км. Общая гондола разделена на левую и правую части так, что образует два плоских воздухозаборника, имеющих на верхних стенках каждого из них регулируемые поверхности, обеспечивающие необходимое торможение потока воздуха, и шесть створок регулируемых сечение их прохода, чем достигаются оптимальные условия эксплуатации шести ТРДДФ во всем диапазоне чисел М от трансзвуковых до сверхзвуковых скоростей его полета.Signs that coincide - the presence of a triangular wing with a sweep along the leading edge of + 65.6 °, with its span L cr = 32.0 m, elongation λ = 1.75 and a thin profile with a relative thickness of 2.5% , is equipped with a front horizontal tail unit (PGO) in front of the wing, increasing the bearing capacity of the PGO-wing combination, and is made with its developed tips ending in 65 ° downward, holding a supersonic shock wave under the wing. The deviation of the triangular in terms of endings during the downward flight yielded three effects at once: additional triangular keels, which increase the directional stability, made it possible to reduce the size of the plumage, and the reduction in the area of the rear part of the wing reduced the inward shift of the focus of the lifting force backward with increasing speed, thereby reducing balancing resistance in supersonic flight. Due to kinetic heating at high speed (with a Mach number of M = 3.03, some parts of the airframe were heated to 320 ° C), the B-70 aircraft was constructed from titanium and steel honeycomb panels. To improve visibility during approach, the upper panel of the bow of its fuselage was lowered in front of the windshield. The power plant with six turbofan engines mounted in the rear of the fuselage in a common nacelle under the center section had an afterburning mode with a takeoff weight of 236.34 tons and a thrust weight ratio of up to 0.322 and provided a maximum flight speed of 3187 km / h and a range of 23.0 km Its flight is up to 5499 km. The common nacelle is divided into left and right parts so that it forms two flat air intakes having adjustable surfaces on the upper walls of each of them that provide the necessary braking of the air flow, and six flaps with adjustable cross-section of their passage, thereby achieving optimal operating conditions for six turbofan engines in the entire range numbers M from transonic to supersonic speeds of its flight.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что треугольное в плане крыло с отклоняемыми законцовками также ухудшает естественное ламинарное сверхзвуковое обтекание профиля крыла, что не способствует за счет преждевременного срыва потока с его концов повышению аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов. Вторая - это то, что использование закрылков ПГО для парирования момента тангажа, возникающего при взлетно-посадочном зависании элевонов крыла, что предопределяло преждевременный срыв потока с ПГО при скорости полета М<0,88 и даже при отклонении расположенных на нем закрылков и, как следствие, приводило к довольно сильной тряске самолета на малых скоростях. Третья - это то, что отклоняемые вниз треугольные концевые части крыла для увеличения компрессионной подъемной его силы остается противоречивой теорией, и на сегодняшний день В-70 «Валькирия» - единственный самолет такого размера, когда-либо имевший гидравлически отклоняемые части крыла площадью 48,39 м2 (с размахом более 6 м по задней кромке) были самым большим подвижным аэродинамическим устройством из когда-либо используемых, что усложняет конструкцию и ухудшает надежность. Четвертая - это то, что на взлетно-посадочных режимах вертикальное двухкилевое оперение не обеспечивает продольно-поперечной стабильности, и для улучшения этого фюзеляж самолета имеет увеличенную длину, почти вдвое превышающую размах крыла, что значительно увеличивает его массу и предопределяет высокую посадочную скорость до 296 км/ч.Reasons that impede the task: the first is that a triangular wing with deflectable tips also worsens the natural laminar supersonic flow around the wing profile, which does not contribute to an increase in aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes due to premature flow stall. The second is that the use of PGO flaps to counter the pitch moment arising during take-off and hovering of the wing elevons, which predetermined premature stall of the flow from the PGO at a flight speed of M <0.88 and even when the flaps located on it were deflected and, as a result , led to a rather strong shake of the aircraft at low speeds. The third is that the triangular wing end parts deflected downward to increase its compressive lifting force remain a contradictory theory, and today the V-70 Valkyrie is the only aircraft of this size that ever has a hydraulically deflectable wing part with an area of 48.39 m 2 (with a span of more than 6 m along the trailing edge) were the largest movable aerodynamic device ever used, which complicates the design and impairs reliability. The fourth is that in take-off and landing modes, vertical two-keel plumage does not provide longitudinal-transverse stability, and to improve this, the aircraft fuselage has an increased length that is almost twice the wing span, which significantly increases its weight and predetermines a high landing speed of up to 296 km / h
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является сверхзвуковой самолет проекта «JAXA» (Япония), имеющий конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов, V-образное оперение, стреловидный стабилизатор и треугольное крыло с трапециевидными концевыми частями и концевыми крылышками, силовую установку, включающую два турбореактивных двухконтурных двигателя форсажных (ТРДДФ) в гондолах, размещенных по обе стороны от оси симметрии и между килями, смонтированных на конце фюзеляжа на верхних и боковых его частях и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой вспомогательной и главными боковыми опорами.Closest to the proposed invention is a supersonic aircraft of the JAXA project (Japan) having a glider structure made of titanium alloys, a V-plumage, a swept stabilizer and a triangular wing with trapezoidal end parts and end wings, a power plant including two turbojet bypass afterburner engines (TRDF) in nacelles located on both sides of the axis of symmetry and between the keels mounted on the end of the fuselage on its upper and lateral parts and a three-wheel retractable landing gear with the nose and main auxiliary lateral supports.
Признаки, совпадающие - наличие того, что низкорасположенное треугольное крыло, имеющее при его размахе Lкр=19,57 м удлинение λ=2,1 и тонкий профиль с относительной толщиной 2,5%, выполнено с развитыми стреловидными концевыми частями и концевыми крылышками. Последние, увеличивая подъемную силу до 5%, способны как позволить самолету садиться, снизив до минимума мощность реактивных двигателей, и, как следствие, сократить уровень шума на 10 децибел, так и уменьшить индуктивное сопротивление, что приводит к снижению расхода топлива и увеличения дальности полета. Кроме того, за счет совмещения V-образного оперения и стреловидного стабилизатора обеспечивается возможность при преодолении самолетом звукового барьера улучшения бесшумности полета. Силовая установка с двумя ТРДДФ, смонтированными в кормовых гондолах, размещенных по обе стороны от оси симметрии и между килями V-образного оперения, смонтированных на конце фюзеляжа на верхних и боковых его частях, должна обеспечить на форсажном их режиме при взлетном его весе 40823 кг тяговооруженность до 0,43, что позволит на высоте 15,5 км создать максимальную скорость полета до 1486 км/ч и дальность его полета до 5600 км. Размещение ТРДДФ над стабилизатором, а значит, в какой-то мере «изолирует» производимый ими шум, а V-образное оперение отводит звуковые удары, возникающие в момент преодоления звукового барьера, вверх. В этом случае звуковое возмущение дольше пробудет на высоте полета самолета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли.Signs that coincide - the presence of the fact that a low-lying triangular wing, having at its span L cr = 19.57 m, an elongation of λ = 2.1 and a thin profile with a relative thickness of 2.5%, is made with developed arrow-shaped end parts and end wings. The latter, increasing the lifting force to 5%, can both allow the aircraft to land, reducing the power of jet engines to a minimum, and, as a result, reduce the noise level by 10 decibels, and reduce inductive resistance, which leads to lower fuel consumption and increased flight range . In addition, by combining the V-shaped plumage and the swept stabilizer, it is possible to improve the flight's noiselessness when the aircraft overcomes the sound barrier. A power plant with two turbofan engines mounted in stern gondolas located on both sides of the axis of symmetry and between the keels of the V-shaped plumage mounted at the end of the fuselage on its upper and lateral parts should provide thrust-lifting performance in afterburner mode with take-off weight of 40823 kg up to 0.43, which will allow at an altitude of 15.5 km to create a maximum flight speed of up to 1486 km / h and a range of up to 5600 km. Placing the turbojet engine over the stabilizer, which means, to some extent “isolates” the noise they produce, and the V-shaped plumage takes away the sound shocks that occur when the sound barrier is overcome, up. In this case, the sound disturbance will stay longer at the flight altitude of the aircraft, which means that the shock wave will noticeably weaken before it reaches the ground.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что треугольное крыло со стреловидными концевыми частями и концевыми крылышками без дополнительного создания и управления подъемной силой не обеспечивает способности повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и сохранения достаточной подъемной силы на взлетно-посадочных режимах и, особенно, уменьшения скорости взлета-посадки. Вторая - это то, что стреловидный стабилизатор смонтирован совместно с V-образным оперением, имеющим меньшую площадь его килей, не улучшает свойственное треугольному крылу большей площади смещение фокуса подъемной его силы назад при достижении сверхзвуковой скорости, ухудшая тем самым балансировочное сопротивление в сверхзвуковом его полете. Третья - это то, что силовая установка располагается в кормовых гондолах, а наличие в ней только двух ТРДДФ предопределяет использовать с большей их реактивной тягой, что увеличивает как габариты каждой гондолы, так и лобовое их сопротивление. Это не способствуют улучшению аэродинамического качества и увеличению дальности полета. Четвертая - это то, что на взлетно-посадочных режимах V-образное оперение не обеспечивает продольной стабильности, а отсутствие гасителя звукового удара и развитых подкрыльных килей, удерживающих под крылом сверхзвуковую ударную волну, не способствуют уменьшению бесшумности полета. Пятая - это то, что стреловидный стабилизатор не отводит звуковые удары, возникающие в момент преодоления звукового барьера, обратно вперед по полету, что не способствуют уменьшению бесшумности полета за счет образования модифицированной инвертированной ударной волны, движущейся навстречу головной.Reasons that impede the task: the first is that a triangular wing with swept end parts and end wings without additional creation and control of lift does not provide the ability to increase aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes and maintain sufficient lift in takeoff and landing modes and , especially, reduce the speed of takeoff and landing. The second one is that the arrow-shaped stabilizer is mounted together with the V-shaped plumage, which has a smaller area of its keels, does not improve the shift of the focus of the lifting force backward inherent to the larger-winged triangular wing when it reaches supersonic speed, thereby worsening the balancing resistance in its supersonic flight. The third one is that the power plant is located in the aft gondolas, and the presence of only two turbofan engines in it determines to be used with greater jet thrust, which increases both the dimensions of each gondola and their frontal resistance. This does not contribute to improving aerodynamic quality and increasing flight range. The fourth is that in take-off and landing modes the V-shaped plumage does not provide longitudinal stability, and the absence of a sound absorber and developed wing fenders holding a supersonic shock wave under the wing do not contribute to a decrease in flight noiselessness. The fifth one is that the arrow-shaped stabilizer does not deflect the sound shocks that occur when the sound barrier is overcome, back forward in flight, which does not help to reduce the noiselessness of the flight due to the formation of a modified inverted shock wave moving towards the head one.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше сверхзвуковом самолете проекта «JAXA» является обеспечение дополнительного создания и управления подъемной силой комбинации системы крыльев и повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и особенно уменьшения скорости взлета-посадки, решения на сверхзвуковых скоростях полета проблемы увеличения продольного наклона на пикирование при смещении назад аэродинамического фокуса крыльев за счет удвоения эффективной площади вертикальных поверхностей, а также уменьшения сопротивления от балансировки и ослабления гасителем звукового удара при преодолении самолетом звукового барьера, но и повышения бесшумности полета.The proposed invention solves the problem in the aforementioned supersonic aircraft of the JAXA project is to provide additional creation and control of the lift force of the combination of the wing system and increase aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes and especially reduce takeoff and landing speed, solve the problem of increasing longitudinal slope at supersonic flight speeds to dive when shifting the aerodynamic focus of the wings backward due to doubling the effective area of vertical surfaces, as well as reducing the resistance from balancing and attenuating the sound damper when the aircraft overcomes the sound barrier, but also increasing the noiselessness of the flight.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного сверхзвукового самолета проекта «JAXA», наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он оснащен носовым гасителем звукового удара, выполненным в виде удлиненной конусной штанги, имеющей в задней ее части за заостренным ее носом две разновеликие секции с соответствующими седлообразными круговыми утонченностями, образующими две конфигурации разновеликих знаков бесконечности меньшую и большую соответственно первая меньшая утонченность с большей второй и последняя утонченность с эллипсоидной развитой формой головной части фюзеляжа до передней кромки переднего горизонтального оперения (ПГО), удерживающего вверху и приглушающего хлопок перехода через звуковой барьер за счет увеличения площади сечения носового обтекателя и головной части фюзеляжа, а значит, распределение мощности ударной волны по большей площади приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии и снабжен низкорасположенным крылом, представляющим собой комбинацию двух с близким расположением друг к другу крыльев, переднее переменной стреловидности крыло из которых типа обратная "чайка" с заостренными развитыми законцовками, снабженными флапперонами, оснащенное от задней кромки удобообтекаемыми, имеющими большую часть под крылом, разнесенными балками в изломах его консолей, внутренние и внешние секции которых, смонтированные соответственно с отрицательным ψ=-7,5° и положительным ψ=+7,5° углами их поперечного V, размещены при виде спереди выше уступом и параллельно от соответствующих секций цельноповоротных трапециевидных консолей заднего крыла, преобразующих конструктивно-силовую схему (КСС) с оживальной как бы в плане формы комбинации двух крыльев в КСС стреловидного крыла, имеющего заднюю кромку переменной стреловидности, предающей ей как бы серповидную конфигурацию в плане и имеющих симметричный их профиль и возможность их поворота в вертикальной поперечной плоскости вокруг продольной оси на поворотной средней части соответствующей разнесенной балки, но и обеспечивающих выполнения после поворота левой и правой его трапециевидных консолей на угол 97,5° от соответствующих внешних их секций отсчета соответственно вниз по часовой стрелке и против при виде спереди, функции двух дополнительных трапециевидных вертикальных поверхностей, имеющих подкрыльные и надкрыльные кили, расположенные при виде спереди соответственно вертикально и отклоненные наружу от плоскости симметрии под углом 15° и образующих с U-образным оперением, имеющим отклоненные наружу кили с серповидной задней кромкой и цельноповоротными развитыми заостренными законцовками, многокилевую схему планера в полете, обеспечивая, имея с двумя подкрыльными и двумя левой и правой парами надкрыльных параллельно размещенных килей, уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшения устойчивости по тангажу, рысканию и крену, но и обратно, при этом секции переднего и заднего крыльев, расположенные по обе стороны от продольной оси разнесенных балок, смонтированы так, что между задней кромкой переднего крыла и передней кромкой заднего крыла располагается узкая щель равная 2,75% средней аэродинамической хорде (САХ) переднего крыла, а при расстоянии между параллельно расположенными средними линиями профиля переднего и заднего крыла равным 
Кроме того, силовая установка, содержащая наряду с основным разгонно-маршевым центральным двигателем и имеющая упомянутые боковые двигатели, каждый из которых выполнен в виде маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), снабженного сверхзвуковым воздухозаборником и соплом, конвертируемым в разгонный двигатель в комбинации с основным двигателем, имеющим степень сжатия воздуха (πк) не менее 15,0 в статических условиях в его компрессоре высокого давления, который оснащен системой отвода части объема сжатого воздуха и доставки его потока к вспомогательным ПВРД, используемым при взлете их основные камеры сгорания как дополнительные форсажные камеры, затем после взлета системы отвода сжатого воздуха от основного двигателя и его доставки к вспомогательным ПВРД перекрываются и, работая один основной двигатель на без и форсажном режимах, обеспечивает его полет соответственно на транс- и сверхзвуковых скоростях, причем для обеспечения больших сверхзвуковых скоростей его полета на каждом вспомогательном ПВРД установлен автоматический регулятор расхода топлива, реагирующий на изменение давления и температуры, при этом топливо, подаваясь при достижении соответствующей сверхзвуковой скорости полета с числом Маха (М) М=1,51, воспламеняется с помощью запала и создается маршевая тяга соответствующих ПВРД, обеспечивающих возможность использования его в полете как сверхзвуковой самолет со скоростями, превышающими число М=2,5, и самолета с большими кратковременными сверхзвуковыми скоростями, соответствующими числу М=3,2, соответственно при работе двух вспомогательных ПВРД, имеющих подвод тепла в дозвуковом потоке, и всех трех двигателей его комбинированной силовой установки, причем для достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей, соответствующих числу до М=2,8-3,0, центральная часть фюзеляжа перед кормовым утончением фюзеляжа снабжена от наклонной его поверхности выдвижным вдоль оси симметрии капотом, имеющим как в поперечнике при виде сверху в направлении полета обратную U-образность, так и возможность при полном его выдвижении укрытия передней части гондолы центрального двигателя после полной его остановки с целью уменьшения аэродинамического сопротивления.In addition, the power plant, which contains, along with the main accelerating-marching central engine and having the above-mentioned side engines, each of which is made in the form of a marching ramjet engine equipped with a supersonic air intake and a nozzle convertible into an accelerating engine in combination with a prime mover having a degree of air compression (π k) is not less than 15.0 in static conditions in its high-pressure compressor which is equipped with diverting a portion of compressed air volume and dos its flow to the auxiliary ramjets used when their main combustion chambers take off as additional afterburners, then after take-off of the compressed air exhaust system from the main engine and its delivery to the auxiliary ramjets, they are shut off and, operating one main engine without and afterburner modes, provides it flight at trans and supersonic speeds, respectively, and to ensure high supersonic speeds of its flight, an automatic fuel flow controller is installed at each auxiliary ramjet willow, which responds to changes in pressure and temperature, while the fuel is supplied when the corresponding supersonic flight speed with a Mach number (M) M = 1.51 is reached, ignited with a fuse and a marching thrust of the corresponding ramjet is created, making it possible to use it in flight as a supersonic aircraft with speeds exceeding the number M = 2.5, and an aircraft with large short-term supersonic speeds corresponding to the number M = 3.2, respectively, when two auxiliary ramjet engines with heat in doses uk stream, and all three engines of its combined power plant, and to achieve large cruising supersonic speeds corresponding to a number of up to M = 2.8-3.0, the central part of the fuselage before the aft thinning of the fuselage is equipped with a hood extending along the axis of symmetry from the inclined surface having both in cross-section, when viewed from above in the direction of flight, a reverse U-shape, and the possibility, when it is fully extended, of sheltering the front of the nacelle of the central engine after it is completely stopped for the purpose of smart Higher aerodynamic drag.
Кроме того, что с целью достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей полета, соответствующих числу до М=3,5 упомянутые ТРДДФ выполнены в виде турбопрямоточных двигателей с осевым компрессором и отвода ударной волны от них и от их воздухозаборников их гондолы для изменения площади входного их тракта выполнены с возможностью обеспечения комбинированного сжатия и автоматического перемещения конусообразного центрального осесимметричного тела вперед-назад, при этом для дополнительного всасывания или перепуска воздуха открываются заслонки и створки, размещенные в передней и задней части каждой соответствующей гондолы, имеющей и регулируемую обечайку воздухозаборника, исключающую возможность возникновения нестационарного и автоколебательных режимов течения, но и эжектор, работающий с максимальным разрежением в донной области, создаваемым при угле полураствора эжектора 8°, причем при достижении сверхзвуковой скорости полета каждое центральное тело автоматически сдвигаются, уменьшая площадь входа воздухозаборников соответствующих гондол, а истекающие при этом из их двигателей продукты сгорания несколько охлаждаются подачей потока воздуха за их турбины и некоторого увеличения тяги благодаря предварительному подогреву воздуха, обтекающего сопла, и поглощаются теплостойкими материалами, расположенными позади сопел на поверхностях стабилизатора и конце фюзеляжа соответственно вспомогательных и основного двигателей, имеющих на конце теплопоглощающие кожухи, снижая тепловые нагрузки на стенки сопел, уменьшает инфракрасное излучение и уровень шума истекающих газов, при этом с целью повышения аэродинамического качества на крейсерской трансзвуковой скорости, а также возможности достижения длительного крейсерского полета на сверхзвуковых скоростях, соответствующих числу до М=1,75, и, не изменяя при этом его полетной конфигурации, упомянутые левая и правая цельноповоротные консоли заднего крыла, выполненные треугольными в плане, имеющими секции с серповидной задней кромкой и соответствующие закрылки, обеспечивают при их использовании в качестве несущих поверхностей возможность предания комбинации крыльев как бы форму упомянутого оживального крыла типа обратная "чайка".In addition, in order to achieve large cruising supersonic flight speeds corresponding to a number of up to M = 3.5, the aforementioned turbofan engines are made in the form of turbojet engines with an axial compressor and the shock wave is diverted from them and from their air intakes to change their inlet duct area with the possibility of providing combined compression and automatic movement of the cone-shaped central axisymmetric body back and forth, while for additional suction or bypass of air I open there are flaps and flaps located in the front and rear of each respective nacelle, which has an adjustable air intake shell that excludes the possibility of unsteady and self-oscillating flow regimes, but also an ejector operating with a maximum vacuum in the bottom region created at an ejector half-angle of 8 °, moreover, when a supersonic flight speed is reached, each central body is automatically displaced, decreasing the entrance area of the air intakes of the corresponding nacelles, and expiring when Of their engines, the combustion products are somewhat cooled by the supply of air flow from their turbines and some increase in traction due to the preheating of the air flowing around the nozzles, and are absorbed by heat-resistant materials located behind the nozzles on the stabilizer surfaces and at the end of the fuselage, respectively, of auxiliary and main engines having heat absorbing at the end casings, reducing heat loads on the walls of the nozzles, reduces infrared radiation and the noise level of the exhaust gases, while in order to increase aerodynamic quality at cruising transonic speed, as well as the possibility of achieving a long cruising flight at supersonic speeds corresponding to a number up to M = 1.75, and without changing its flight configuration, the aforementioned left and right all-turning rear wing consoles made triangular in plan, having sections with a crescent-shaped trailing edge and corresponding flaps, provide, when used as bearing surfaces, the possibility of transferring the combination of wings to the shape of a wing ogival wing-mentioned type inverse "gull".
Кроме того, что с целью достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей полета, соответствующих числу М=4,5, упрощения конструкции и исключения упомянутого заднего крыла с разнесенными балками он выполнен в виде пятидвигательного моноплана, имеющего упомянутое малого удлинения оживальное крыло типа обратная "чайка", выполненное с серповидной задней кромкой и оснащенное соответствующими закрылками, но и над его изломами двумя упомянутыми турбопрямоточными двигателями в крыльевых гондолах, соединенных на их концах и по внутренним их бортам с законцовками упомянутых инвертированных V-образных секций стабилизатора.In addition, in order to achieve large cruising supersonic flight speeds corresponding to the number M = 4.5, to simplify the design and to eliminate the aforementioned rear wing with spaced beams, it is made in the form of a five-engine monoplane having the aforementioned small elongation revival wing such as a reverse gull, made with a crescent-shaped trailing edge and equipped with corresponding flaps, but also above its kinks by the two mentioned turboprop engines in wing nacelles connected at their ends and internally wingtips their sides with said inverted V-shaped sections of the stabilizer.
Кроме того, с целью улучшения поглощения ударной волны и теплового нагрева при прохождении звукового и теплового барьера, наружная поверхность передних кромок упомянутых ПГО, переднего с наплывами и заднего цельноповоротного крыльев, U-образного оперения и инвертированных V-образных секций стабилизатора, а также входных обечаек гондол всех двигателей, но и носового обтекателя фюзеляжа, имеющего в месте крепления гасителя звукового удара круглую наружную поверхность с треугольными формами, размещенными их вершинами от округлых их оснований в обратном направлении полета и в каждом из четырех квадрантов, выполнены соответственно с поверхностным нанесением углеродного волокна, но и нано напылением карбона.In addition, in order to improve the absorption of the shock wave and thermal heating during the passage of the sound and thermal barrier, the outer surface of the front edges of the above-mentioned PGOs, the front with the influxes and the rear all-turning wings, the U-shaped plumage and the inverted V-shaped sections of the stabilizer, as well as the input shells nacelles of all engines, but also of the nose fairing of the fuselage, which has a circular outer surface with triangular shapes placed at the attachment point of the sound damper with their vertices placed from their rounded bases In the opposite direction of flight and in each of the four quadrants, they were made with surface deposition of carbon fiber, respectively, but also with nano-deposition of carbon fiber.
Благодаря наличию этих признаков обеспечивается возможность программирования тяги реактивных двигателей комбинированной силовой установки (СУ) сверхзвукового преобразуемого малошумного самолета (СПМС), создающей различные режимы его полета как сверхзвукового самолета при работающих одном основном ТРДДФ на форсажном режиме или двух вспомогательных ПВРД, так и самолета с работающими тремя двигателями комбинированной СУ при достижении больших сверхзвуковых скоростей полета, соответствующих числу как до М=1,51 или М=1,51-2,5, так М=2,8-3,0 соответственно. Кроме того, для достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей его полета, соответствующих числу до М=3,5 упомянутый основной ТРДДФ в центральной кормовой гондоле заменен на турбопрямоточный двигатель изменяемого цикла с осевым компрессором. При этом СПМС снабжен низкорасположенным крылом, представляющим собой комбинацию двух с близким расположением друг к другу крыльев, переднее переменной стреловидности крыло из которых типа обратная "чайка" с заостренными развитыми законцовками, снабженными флапперонами, оснащенное от задней кромки удобообтекаемыми разнесенными балками в изломах его консолей, внутренние и внешние секции которых, смонтированные соответственно с отрицательным и положительным углами их поперечного V, размещены при виде спереди выше уступом и параллельно от соответствующих секций цельноповоротных трапециевидных консолей заднего крыла, преобразующих конструктивно-силовую схему (КСС) с оживальной как бы в плане формы комбинации двух крыльев в КСС стреловидного крыла, имеющего заднюю кромку переменной стреловидности, предающей ей как бы серповидную конфигурацию в плане и имеющих симметричный их профиль и возможность их поворота в вертикальной поперечной плоскости вокруг продольной оси на поворотной средней части соответствующей разнесенной балки, но и обеспечивающих выполнения после поворота левой и правой его трапециевидных консолей на угол 97,5° от соответствующих внешних их секций отсчета соответственно вниз по часовой стрелке и против при виде спереди, функции пары подкрыльных и пары надкрыльных килей, расположенных при виде спереди соответственно вертикально и наклоном наружу в многокилевой схеме планера в полете, обеспечивая уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшения устойчивости по тангажу, рысканию и крену, но и обратно. Причем каждая внутренняя и внешняя секции цельноповоротных трапециевидных консолей заднего крыла, выполненная с серповидной задней кромкой, представляет собой в комбинации крыльев пилообразную в плане с округленными впадинами заднюю кромку.Due to the presence of these signs, it is possible to program the thrust of jet engines of a combined power plant (SU) of a supersonic convertible low-noise aircraft (SPMS), which creates different flight modes of it both of a supersonic aircraft with one main turbofan engine operating in afterburner mode or two auxiliary ramjet engines and an aircraft with working three engines combined SU when large supersonic flight speeds are reached, corresponding to the number as M = 1.51 or M = 1.51-2.5, so M = 2.8-3.0 respectively etstvenno. In addition, in order to achieve high cruising supersonic speeds of its flight, corresponding to a number of up to M = 3.5, the aforementioned main turbofan engine in the central aft nacelle has been replaced by a variable-cycle turbojet engine with an axial compressor. In this case, the SPMS is equipped with a low-lying wing, which is a combination of two wings with close proximity to each other, the front sweep wing of which is of the reverse “seagull” type with pointed developed tips equipped with flappers, equipped from the trailing edge with spaced-apart spaced beams in the kinks of its consoles, the inner and outer sections of which are mounted respectively with negative and positive angles of their transverse V, are placed in front view above the ledge and parallel from the corresponding sections of the all-turning trapezoidal consoles of the hind wing, transforming the structural-power circuit (KSS) with the revival as if in terms of the shape of the combination of two wings in the KSS swept wing, which has a trailing edge of variable sweep, betraying it like a sickle configuration in plan and having their symmetrical the profile and the possibility of their rotation in the vertical transverse plane around the longitudinal axis on the rotary middle part of the corresponding spaced beams, but also providing execution after rotation of its left and right trapezoidal consoles at an angle of 97.5 ° from their respective external reference sections, respectively, clockwise and counterclockwise when viewed from the front, the functions of a pair of underwing and a pair of elytra keels located in front view, respectively, vertically and tilted outward in a multi-pitch scheme glider in flight, providing a reduction in the shift of the focus of the wing back, improving stability in pitch, yaw and roll, but also vice versa. Moreover, each of the inner and outer sections of the all-turning trapezoidal consoles of the hind wing, made with a crescent-shaped trailing edge, is in the combination of wings a sawtooth in plan with rounded troughs trailing edge.
Механизация комбинации системы крыльев включает предкрылки, установленные по передней кромке переднего крыла и схемотехнически синхронизированные с закрылками трапециевидных консолей заднего крыла. Поворот левой и правой трапециевидных консолей заднего крыла схемотехнически синхронизирован как между собой, так и с их закрылками и возможен только после их уборки. Каждая консоль развитого среднерасположенного W-образного в плане стабилизатора, смонтированная с отрицательным поперечным V и имеющая положительную и отрицательную стреловидность передней кромки соответственно внутренней и внешней секции, каждая из последних оснащена соответственно на верхней поверхности узлами крепления боковой гондолы, являясь как бы кормовым щитком для установки соответствующего двигателя и рулевыми поверхностями по всему ее размаху, а каждая внешняя из которых смонтирована ее законцовкой по внутреннему борту и на конце стационарной части соответствующей разнесенной балки. Силовая установка снабжена центральным двигателем, смонтированным по оси симметрии между боковых гондол как бы в общей гондоле, размещенной на кормовых щитках и над нижней плавно образованной утонченностью задней части фюзеляжа в кормовой гондоле, при этом скосы передних частей воздухозаборника как кормовой, так и боковых гондол размещены при виде как сбоку, так и сверху параллельно соответственно как наклонной спереди-назад поверхности удобообтекаемого скоса, образующего кормовую утонченность фюзеляжа, так и передней кромке внутренней секции W-образного в плане стабилизатора, задняя кромка которой размещена в плане параллельно задней части соответствующей боковой гондолы.The mechanization of the combination of the wing system includes slats installed along the leading edge of the front wing and synchronized with the flaps of the trapezoidal consoles of the rear wing. The rotation of the left and right trapezoidal consoles of the rear wing is synchronously synchronized both with each other and with their flaps and is possible only after cleaning. Each console of the developed mid-positioned W-shaped stabilizer mounted in plan, with a negative transverse V and having positive and negative sweep of the leading edge of the inner and outer sections, respectively, each of the latter is equipped with lateral nacelle attachment points, respectively, on the upper surface, being a kind of feed shield for installation the corresponding engine and steering surfaces throughout its entire range, and each external of which is mounted by its tip on the inner side and at the end of the stationary part of the corresponding spaced beams. The power plant is equipped with a central engine mounted along the axis of symmetry between the side nacelles, as it were, in a common nacelle located on the rear aprons and above the lower smoothly formed refinement of the rear fuselage in the aft nacelle, while the bevels of the front parts of the air intake of both the aft and side nacelles are placed when viewed both from the side and from above, in parallel, respectively, of the oblique front-back surface of the streamlined bevel, which forms the aft refinement of the fuselage, and the front edge of the inner s W-shaped section in the plane of the stabilizer, the rear edge of which is placed in plane parallel to the rear portion of the corresponding side of the nacelle.
Для естественного естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех близко расположенных в продольном направлении несущих поверхностей: ПГО, переднего крыла и W-образного в плане стабилизатора размещены со сдвигом и по вертикали, и по горизонтали как бы в "шахматном порядке". При этом каждая внешняя секция W-образного в плане стабилизатора, выполненная с отрицательным поперечным V и установленная с внешних поверхностей разнесенного U-образного оперения, образует с соответствующим отклоненным наружу килем последнего в верхней полусфере от конца левой и до конца правой разнесенной балки соответствующие V-образные конфигурации, две боковые и одна верхняя из которых, увеличивая площадь сечения кормовой его части, соответственно образуют инвертированную ударную волну, движущуюся навстречу головной, уменьшенной гасителем звукового удара, а значит, в результате их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается, но и распределение мощности последней по большей площади приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии и отводит звуковые удары, возникающие в момент преодоления звукового барьера, как вверх, так и в меньшей степени по бокам, но и, приглушая звуковое возмущение, удерживает дольше на высоте его полета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли. Высокорасположенное трапециевидное ПГО, смонтированное с положительным углом поперечного V=+27° и имеющее положительный и отрицательный углы стреловидности соответственно по передней и задней его кромкам, размещенным в плане параллельно соответствующим кромкам внутренних и внешних инвертированных V-образных секций W-образного в плане стабилизатора, но и обеспечивающее наравне с последним и развитыми с углом стреловидности χ=+75° корневыми наплывами переднего крыла приемлемую их эффективность на режимах взлета-посадки, усиленную суперциркуляцией, позволяющей уменьшить потери на балансировку, а, используя средства автоматики для отклонения рулевых поверхностей инвертированных V-образных секций стабилизатора, решать вопросы устойчивости и балансировки при изменении скорости с дозвуковой до сверхзвуковой скорости полета. До создания газотурбинных прямоточных двигателей изменяемого цикла возможно взамен единой СУ использовать комбинированную СУ, содержащую наряду с основным разгонно-маршевым ТРДДФ, оснастить ее вспомогательными маршевыми ПВРД, при этом последние, используя при взлете их основную камеру сгорания как дополнительные форсажные камеры, могут конвертироваться и в разгонные двигатели в комбинации с основным ТРДДФ. Причем у ПВРД, рассчитанного на большие сверхзвуковые скорости полета с числом М≥3, торможение потока в воздухозабонике производится до дозвуковых скоростей, т.е. подвод тепла осуществляется в дозвуковом потоке.For natural laminar supersonic flow around the profiles of three closely spaced longitudinal surfaces of the bearing surfaces: the PGO, the front wing and the W-shaped stabilizer in plan, are placed with a shift both vertically and horizontally, as it were, in a “checkerboard pattern”. Moreover, each external section of the stabilizer, W-shaped in plan view, made with negative transverse V and installed from the outer surfaces of the spaced U-shaped plumage, forms the corresponding V- with the corresponding keel of the last in the upper hemisphere from the end of the left to the end of the right spaced beam shaped configurations, two lateral and one upper of which, increasing the cross-sectional area of the stern, respectively, form an inverted shock wave moving towards the head, reduced the sound absorber, which means that as a result of their interference, the intensity of the resulting wave decreases, but the distribution of the latter’s power over a larger area will lead to more intensive dispersion of its energy and removes sound shocks that occur when the sound barrier is overcome, both up and down degrees on the sides, but also, muffling the sound disturbance, keeps it longer at the height of its flight, which means that the shock wave will noticeably weaken before it reaches the ground. A highly trapezoidal PGO mounted with a positive transverse angle V = + 27 ° and having positive and negative sweep angles, respectively, along its front and rear edges, arranged in plan parallel to the corresponding edges of the inner and outer inverted V-shaped sections of the W-shaped stabilizer in terms of but it also provides, along with the last and developed with the sweep angle χ = + 75 ° root influx of the front wing, their acceptable efficiency in take-off and landing modes, reinforced by super circulation to reduce balancing losses, and, using automation to deflect the steering surfaces of inverted V-shaped sections of the stabilizer, to solve the issues of stability and balancing when changing speed from subsonic to supersonic flight speed. Before creating variable-speed gas turbine direct-flow engines, it is possible, instead of a single SU, to use a combined SU containing, along with the main accelerating-marching turbofan engine, equip it with auxiliary march ramjets, while the latter, using their main combustion chamber as additional afterburners during take-off, can be converted into accelerating engines in combination with the main turbofan engine. Moreover, the ramjet, designed for large supersonic flight speeds with a number of M≥3, deceleration of the flow in the air intake is performed to subsonic speeds, i.e. heat is supplied in a subsonic flow.
Предлагаемое изобретение СПМС, имеющего ПГО, U-образное оперение, инвертированные V-образные внешние секции W-образного в плане стабилизатора, комбинированную СУ с одним центральным ТРДДФ и двумя боковыми ПВРД, но и комбинацию двух с близким расположением переднего и заднего крыльев с серповидными задними кромками секций последнего и условным расположением цельноповоротных трапециевидных левой и правой его консолей соответственно при их использовании в качестве дополнительных соответственно вертикальных и горизонтальных несущих поверхностей (см. фиг. 1б и 1в), иллюстрируется общими видами, представленными на фиг. 1.The present invention SPMS having PGO, U-shaped plumage, inverted V-shaped external sections of the W-shaped in terms of the stabilizer, combined SU with one central turbofan and two side ramjet, but also a combination of two with a close arrangement of the front and rear wings with crescent hind wings the edges of the sections of the latter and the conditional arrangement of all-turning trapezoidal left and right consoles, respectively, when they are used as additional, respectively, vertical and horizontal load-bearing rhnostey (see. FIG. 1b and 1c), illustrated in the general views of FIGS. one.
На фиг. 1, а изображен СПМС общий вид его спереди с передним низкорасположенным крылом типа обратная "чайка" и с расположенными ниже последнего цельноповоротными левой и правой консолями заднего крыла, но и U-образным оперением с инвертированными V-образными внешними секциями стабилизатора, имеющим на внутренних его секциях две задние боковые гондолы ПВРД, смонтированные на уровне с центральной гондолы ТРДДФ, размещенной в кормовом утончении фюзеляжа.In FIG. Fig. 1, a shows the SPMS general view of it from the front with the front low-lying wing of the “back gull” type and with the left and right rear wing consoles located below the latter, but also with a U-shaped plumage with inverted V-shaped external sections of the stabilizer having internal sections, two rear side ramjet gondolas mounted at a level with the central turbojet engine nacelle located in the aft thinning of the fuselage.
На фиг. 1, б изображен СПМС общий вид его сверху с ПГО, передним переменной стреловидности крылом, развитыми наплывами, заостренными его законцовками и с цельноповоротными трапециевидными левой и правой консолями с серповидными задними кромками секций заднего крыла, установленными на разнесенных балках, но и с U-образным оперением, имеющим между килей гондолы центрального ТРДДФ и двух боковых ПВРД на внутренних секциях W-образного в плане стабилизатора.In FIG. Fig. 1, b shows the SPMS; a general view of it from above with a VGE, anterior variable sweep wing, developed influxes, pointed tips and with full-turning trapezoidal left and right consoles with crescent posterior edges of the hind wing sections mounted on spaced beams, but also with a U-shaped plumage, having between the keels of the gondola of the central turbofan engine and two side ramjets on the inner sections of the W-shaped stabilizer in terms of.
На фиг. 1, в изображен СПМС общий вид его сбоку с конусообразным гасителем звукового удара в носовом обтекателе эллипсоидной формы головной части фюзеляжа и комбинацией переднего и заднего крыльев с ПГО и U-образным оперением с инвертированными V-образными внешними секциями стабилизатора и гондолой ТРДДФ, размещенной в кормовом утончении фюзеляжа по оси симметрии и между боковых гондол.In FIG. 1, the SPS is shown in a general view from the side with a cone-shaped shock absorber in the nose cone of an ellipsoid shape of the fuselage head and a combination of front and rear wings with PGO and U-shaped plumage with inverted V-shaped external sections of the stabilizer and a turbofan gondola located in the aft thinning of the fuselage along the axis of symmetry and between the side nacelles.
Сверхзвуковой преобразуемый малошумный самолет, представленный на фиг. 1, имеет конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов и с плавным сопряжением низкорасположенного стреловидного переднего крыла 1 типа обратная "чайка" его наплыва 2, имеющего стреловидность χ=+75°, и фюзеляжа 3, снабженного конусообразным гасителем 4 звукового удара в носовом обтекателе 5 эллипсоидной формы головной его части, имеющей трапециевидное ПГО 6, смонтированное с положительным углом поперечного V=+27°, имеет положительный и отрицательный углы стреловидности соответственно по передней и задней его кромкам, размещенным в плане параллельно соответствующим кромкам переднего крыла 1 и W-образного в плане стабилизатора 7. Переднее крыло 1 характеризируется аэродинамической крутой, переменной, геометрической и сложной деформацией центральной поверхности. Сравнительная толщина переднего крыла 1 имеет свойство изменяться по размаху в градациях от 2,5% до 3,5%. Вся часть переднего крыла 1 (наплывная) является интегральным многосекционным топливным баком. Переднее крыло 1 с развитыми корневыми наплывами 2, смонтированное по «правилу площадей» и оснащенное предкрылками 8 и развитыми заостренными законцовками 9, снабженными флапперонами 10, имеет переменные стреловидности передних и задних их кромок, а их внутренние и внешние секции, образуя при виде сверху с задней кромкой заостренных законцовок 9 как бы серповидную заднюю его кромку, выполнены до его изломов соответственно с отрицательным и положительным углами их стреловидности. Сзади и ниже поверхностей переднего крыла 1 параллельно им установлены, образуя комбинацию близко расположенных крыльев, цельноповоротные левая 11 и правая 12 консоли трапециевидного заднего крыла 13, каждая его секция выполнена с серповидными задними кромками, снабжена закрылками 14 и возможностью их поворота вокруг продольной оси соответствующей центральной части 15 разнесенной балки 16, каждая из которых большей ее частью смонтирована под изломом крыла 1. Заднее крыло 13, обеспечивающее выполнения после синхронного поворота в полете левой и правой его цельноповоротных трапециевидных консолей на угол 97,5° от соответствующих внешних их секций отсчета соответственно вниз по часовой стрелке и против при виде спереди, функции двух дополнительных трапециевидных вертикальных поверхностей, имеющих подкрыльные и надкрыльные кили, расположенные при виде спереди соответственно вертикально и параллельно килям 18 U-образного оперения, отклоненным наружу от плоскости симметрии под углом 15°, и обеспечивается возможность выполнения полета на сверхзвуковой скорости, а при их синхронном повороте в полете обратно преобразуется его полетная конфигурация для полета на трансзвуковой скорости, а также выполнения взлетно-посадочных режимов полета (см. фиг. 1, a).The supersonic convertible low-noise aircraft of FIG. 1, has a glider structure made of titanium alloys and with smooth conjugation of a low-lying swept front wing of the 1st type, a backward “gull” of its influx 2, having a sweep χ = + 75 °, and a
Каждая внешняя инвертированная V-образная секция W-образного в плане стабилизатора 7, имеющего рули высоты 17 и положительную и отрицательную стреловидность передней кромки соответственно внутренней и внешней секции, смонтирована по внешним поверхностям разнесенных килей U-образного оперения. Каждая из внутренних его секций оснащена на верхней поверхности узлами крепления боковой гондолы, являясь как бы кормовым щитком для установки соответствующего ПВРД, а каждая внешняя его секция имеет переднюю и заднюю кромки, размещенные в плане параллельно соответственно задним кромкам переднего крыла и трапециевидного ПГО 6, и смонтированная ее законцовкой по внутреннему борту и на конце стационарной части соответствующей разнесенной балки 16. Разнесенное U-образное оперение имеет отклоненные наружу кили 18 с серповидной задней кромкой и цельноповоротными развитыми заостренными законцовками 19, являющимися эффективными рулями направления.Each external inverted V-shaped section of the W-shaped
Силовая установка снабжена центральным ТРДДФ, смонтированным между боковых гондол 20 ПВРД как бы в общей гондоле между килей 18 U-образного оперения и на кормовых щитках, и над нижним плавно образованным утончением задней части фюзеляжа 3. Центральный ТРДДФ, смонтированный по оси симметрии в кормовой гондоле 21, размещен над нижним плавно образованным утончением 22 задней части фюзеляжа 3. Центральная часть последнего перед кормовым утончением 22 фюзеляжа 3 снабжена от наклонной его поверхности 23 выдвижным вдоль оси симметрии капотом 24, имеющим в поперечнике при виде сверху в направлении полета обратную U-образность, но и возможность при полном его выдвижении укрытия передней части гондолы 21 центрального ТРДДФ после его полной остановки с целью уменьшения аэродинамического сопротивления (см. фиг. 1б и 1в). При взлете программируя тягу комбинируемой СУ, используя в двух ПВРД основные камеры их сгорания как дополнительные форсажные камеры, могут ПВРД конвертироваться и в разгонные двигатели в комбинации с работой ТРДДФ для существенного сокращения дистанции его разбега при взлете.The power plant is equipped with a central turbofan engine mounted between the
В конструкции кормовой гондолы 21 центрального ТРДДФ для изменения площади горла его воздухозаборников предусмотрено перемещения конусообразного центрального осесимметричного тела 25 вперед-назад. Вблизи передней части кормовой центральной гондолы 21 для дополнительного всасывания или перепуска воздуха открываются дополнительные отверстия (на фиг. 1 не показаны). Конструкция задних боковых гондол 20 для ПВРД, имеющих сверхзвуковой воздухозаборник с неподвижным центральным телом 26 (на фиг. 1 не показано), обеспечивает устойчивую работу вспомогательных ПВРД в широком диапазоне скоростей и углов атаки. Для чего в ПВРД установлен автоматический регулятор расхода топлива, реагирующий на изменение давления и температуры, причем топливо, подаваясь при достижении соответствующей сверхзвуковой скорости полета с числом М=1,51, воспламеняется с помощью запала и создается маршевая тяга вспомогательного ПВРД. В комбинируемой СУ, истекающие из ТРДДФ и ПВРД продукты сгорания несколько охлаждаются подачей воздуха за их турбины и некоторого увеличения тяги благодаря подогреву воздуха, обтекающего сопла, и поглощаются теплостойкими материалами, расположенными позади сопел соответственно основных ТРДДФ и вспомогательного ПВРД, имеющих на конце теплопоглощающие кожухи, снижая тепловые нагрузки на стенки сопел, уменьшает инфракрасное излучение и уровень шума истекающих газов. Шасси убирающееся трехопорное с вспомогательной носовой опорой и колесом 27 убирается в нишу фюзеляжа 3, главные боковые опоры с колесами 28 - в центроплан переднего крыла 1.The design of the
Управление многоцелевым СПМС при взлете-посадке и при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета обеспечивается отклонением рулевых поверхностей: флапперонов 10, рулей высоты 17 и рулей направления 19 - цельноповоротные развитые заостренные законцовки килей 18. Для соответствующего взлета и посадки на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса 27 и 28, убирающегося шасси. При этом подъемная сила создается ПГО 6, крылом 1 типа обратная "чайка" с развитыми наплывами 2 и задним крылом 13, а горизонтальная реактивная тяга - ТРДДФ 21 и двумя ПВРД 20 с использованием их основных камер сгорания в качестве дополнительных форсажных камер на разгонных режимах полета и при взлете. Последняя возможность и комбинация крыльев переднего 1 с наплывами 2 и заднего 13 создает большую общую площадь и, особенно, в комбинации с ПГО 6, что позволяет при взлете значительно уменьшить длину разбега. Поскольку прирост подъемной силы от ПГО 6 на режимах взлета будет значительно больше (примерно в два раза) за счет большого момента от ПГО и соответствующего ему большого отклонения предкрылков 8 и закрылков 14, то при транс- и сверхзвуковых режимах полета, расположенные от внешних поверхностей килей 18, рулевые поверхности 17 инвертированных V-образных секций стабилизатора 7, улучшают устойчивость в продольном канале. Кроме того, развитые наплывы 2 крыла 1 создают дополнительную подъемную силу и их эффективность, как несущих поверхностей, достигается максимум в полете с большими сверхзвуковыми скоростями, когда подъемная сила требуется главным образом для того, чтобы парировать тенденцию к увеличению продольного наклона на пикирование при смещении назад аэродинамического фокуса и для уменьшения сопротивления от балансировки. Дополнительная подъемная сила от ПГО 6 и наплывов 2 создается у передней части фюзеляжа 3, это позволяет, повышая аэродинамическое качество, не отклонять вверх флаппероны 10 переднего крыла 1, а достаточно, уменьшая потери на балансировку, небольшого отклонения вверх развитых рулевых поверхностей 17. Для повышения взлетно-посадочных характеристик и улучшения аэродинамического качества СПМС может конструироваться статически неустойчивым в боковых и продольном направлениях с использованием электродистанционной многоканальной системы управления. После взлета и набора высоты сверхзвуковая скоростью полета СПМС обеспечивается комбинированной его СУ и работой ТРДДФ в комбинации с двумя ПВРД, а путевое управление обеспечивается рулями направления 19 U-образного оперения 18 (см. фиг. 1в). Продольное и поперечное управление может осуществляться соответственно рулевыми поверхностями - синфазным отклонением флапперонов 10 (или рулевых поверхностей 17) и дифференциальным - флапперонов 10. Оптимизация эффективности крейсерского полета на сверхзвуковых скоростях достигается путем соответствующего программирования тяги комбинированной СУ: работает один ТРДДФ, два ПВРД или все три, используемые в полете на сверхзвуковых (с 1,8≤М≥2,4) или больших сверхзвуковых (с М≥3,1) скоростях полета.The multi-purpose SPMS control during take-off and landing and at subsonic and supersonic flight speeds is ensured by the deviation of the steering surfaces:
Для улучшения рассеивания энергии ударной волны трапециевидное ПГО 6, смонтированное с положительным углом поперечного V=+27°, удерживает вверху и приглушает хлопок перехода через звуковой барьер за счет увеличения сечения головной части фюзеляжа 5, а каждая инвертированная V-образная секция W-образного в плане стабилизатора 7, но и U-образное оперение 18 с V-образными килями 11-12, увеличивая площадь сечения кормовой его части, соответственно образует инвертированную ударную волну, движущуюся навстречу головной, уменьшенной гасителем 4 звукового удара, а значит, в результате их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается, а распределение мощности последней по большей площади приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии, но и отводит звуковые удары, возникающие в момент преодоления звукового барьера, вверх, а также, приглушая звуковое возмущение, удерживает дольше на высоте его полета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли, а наличие дополнительной пары килей 11-12, удерживающих под крылом 1 ударную волну, способствуют также повышению его бесшумности.To improve the energy dissipation of the shock wave, a
Таким образом, высокоэкологичный СПМС с ПГО, комбинацией двух крыльев, U-образным оперением и инвертированными V-образными секциями стабилизатора позволяет, программируя тягу комбинированной СУ, включающей ТРДДФ и два ПВРД, смонтированные между килями U-образного оперения, в соответствии с режимами полета, достигать укороченного взлета и скорости полета с числом М≥3,5 при большом уровне малошумности, безопасности и высокой степени наработки на отказ двигателей.Thus, the highly ecological SPMS with PGO, a combination of two wings, a U-shaped plumage and inverted V-shaped sections of the stabilizer allows you to program the traction of a combined control system including a turbofan engine and two ramjet engines mounted between the keels of the U-shaped plumage, in accordance with flight modes, to achieve short take-off and flight speed with the number M≥3.5 with a high level of low noise, safety and a high degree of MTBF.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015147475A RU2614438C1 (en) | 2015-11-03 | 2015-11-03 | Supersonic convertible low-noise aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015147475A RU2614438C1 (en) | 2015-11-03 | 2015-11-03 | Supersonic convertible low-noise aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2614438C1 true RU2614438C1 (en) | 2017-03-28 |
Family
ID=58505469
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015147475A RU2614438C1 (en) | 2015-11-03 | 2015-11-03 | Supersonic convertible low-noise aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2614438C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107804473A (en) * | 2017-09-08 | 2018-03-16 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | A kind of design method for becoming sweepback rudder or the wing for improving leading edge thermal environment |
| CN108583849A (en) * | 2018-05-25 | 2018-09-28 | 中国航天空气动力技术研究院 | A kind of mute UAV aerodynamic layout of supersonic speed |
| RU2828406C1 (en) * | 2023-10-05 | 2024-10-11 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Краснодарское высшее военное авиационное училище летчиков имени Героя Советского Союза А.К. Серова" Министерства обороны РФ | Rotary bladed discs in aircraft fuel tanks |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2082651C1 (en) * | 1995-08-09 | 1997-06-27 | Владимир Сергеевич Егер | Light flying vehicle |
| US5899409A (en) * | 1994-12-16 | 1999-05-04 | Frediani; Aldo | Large dimension aircraft |
| RU2212360C1 (en) * | 2002-03-21 | 2003-09-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Flying vehicle (variants) |
| US6935592B2 (en) * | 2003-08-29 | 2005-08-30 | Supersonic Aerospace International, Llc | Aircraft lift device for low sonic boom |
-
2015
- 2015-11-03 RU RU2015147475A patent/RU2614438C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5899409A (en) * | 1994-12-16 | 1999-05-04 | Frediani; Aldo | Large dimension aircraft |
| RU2082651C1 (en) * | 1995-08-09 | 1997-06-27 | Владимир Сергеевич Егер | Light flying vehicle |
| RU2212360C1 (en) * | 2002-03-21 | 2003-09-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Flying vehicle (variants) |
| US6935592B2 (en) * | 2003-08-29 | 2005-08-30 | Supersonic Aerospace International, Llc | Aircraft lift device for low sonic boom |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107804473A (en) * | 2017-09-08 | 2018-03-16 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | A kind of design method for becoming sweepback rudder or the wing for improving leading edge thermal environment |
| CN108583849A (en) * | 2018-05-25 | 2018-09-28 | 中国航天空气动力技术研究院 | A kind of mute UAV aerodynamic layout of supersonic speed |
| RU2828406C1 (en) * | 2023-10-05 | 2024-10-11 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Краснодарское высшее военное авиационное училище летчиков имени Героя Советского Союза А.К. Серова" Министерства обороны РФ | Rotary bladed discs in aircraft fuel tanks |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10661884B2 (en) | Oblique blended wing body aircraft | |
| US8186617B2 (en) | Aircraft having a lambda-box wing configuration | |
| EP2452877B1 (en) | Method and apparatus for reducing aircraft noise | |
| US6575406B2 (en) | Integrated and/or modular high-speed aircraft | |
| US8016233B2 (en) | Aircraft configuration | |
| CN105035306B (en) | Jet-propelled wing flap lift-rising connection wing system and its aircraft | |
| US4709880A (en) | Method and system for improved V/STOL aircraft performance | |
| US20160152324A1 (en) | Fluidic fence for performance enhancement | |
| RU2591102C1 (en) | Supersonic aircraft with closed structure wings | |
| Petrov | Aerodynamics of STOL airplanes with powered high-lift systems | |
| RU2614438C1 (en) | Supersonic convertible low-noise aircraft | |
| RU2432299C2 (en) | Supersonic convertible aircraft | |
| US2879957A (en) | Fluid sustained aircraft | |
| CN103419935A (en) | Vertical take-off and landing aircraft in saucer-shaped arrangement and based on novel high-lift device | |
| RU2605587C1 (en) | Supersonic convertible aircraft | |
| RU2621762C1 (en) | Supersonic convertiplane with x-shaped wing | |
| RU2632782C1 (en) | Supersonic convertible airplane with x-shaped wing | |
| RU2605585C1 (en) | Supersonic low-noise aircraft with tandem wings | |
| US3486716A (en) | Vtol aircraft | |
| RU64176U1 (en) | HEAVY TRANSPORT PLANE | |
| US3285537A (en) | Vertical take off and landing aircraft | |
| US3352514A (en) | Jet propelled aircraft with variable area jet nozzle | |
| RU2604951C1 (en) | Short takeoff and landing aircraft | |
| US3465990A (en) | Aircraft having energy-conserving means | |
| RU2705416C2 (en) | Stealth short take-off and landing aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181104 |