RU2621762C1 - Сверхзвуковой преобразуемый самолет с х-образным крылом - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой преобразуемый самолет с Х-образным крылом имеет планер по схеме интегральный неустойчивый продольный триплан с высокорасположенным крылом обратной стреловидности, переднее горизонтальное оперение, цельноповоротные консоли которого смонтированы сверху боковых воздухозаборников, два форсажных турбореактивных двухконтурных двигателя, размещенных в гондолах между хвостовых балок, имеющих по внешним их бортам вертикальное оперение с небольшими консолями стабилизатора. Самолет снабжен системой крыльев, представляющей комбинацию двух с Х-образным в плане расположением консолей крыльев, переднее из которых крыло типа чайка оснащено балками в изломах его консолей. Цельноповоротные стреловидные внешние консоли заднего крыла выполнены с возможностью поворота в поперечной плоскости вокруг продольной оси соответствующей центральной части разнесенной балки с образованием трехкилевой схемы планера в полете. Изобретение направлено на повышение аэродинамической эффективности полета за счет удвоенной интерференции инвертированных ударных волн. 5 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания реактивных самолетов, имеющих переднее крыло обратной стреловидности типа "чайка", снабженное стреловидными наплывами и оснащенное от задней кромки в изломах его консолей разнесенными балками с поворотными вокруг их продольных осей стреловидными консолями заднего крыла, которые, поворачиваясь в поперечной плоскости из верхнего в нижнее положение, преобразуют его вертикальное оперение с трехкилевого в однокилевое, образуя при этом как внешними консолями заднего крыла, размещенными в плоскости внутренних секций переднего крыла, так и внешними секциями последнего, размещенными в плоскости консолей инвертированного V-образного стабилизатора, соответствующие конфигурации Х-образного крыла при виде как сверху, так и спереди.

Известен сверхзвуковой стратегический самолет модели В-70 «Валькирия» (США), имеющий планер, выполненный из титановых и алюминиевых сплавов и по аэродинамической схеме «бесхвостка» с передним горизонтальным оперением и низкорасположенным треугольным в плане крылом, имеющим отклоняемые в вертикальной плоскости вниз треугольные развитые его законцовки, содержит фюзеляж, турбореактивные двухконтурные двигатели форсажные (ТРДДФ), смонтированные в общей гондоле под центропланом, двухкилевое вертикальное оперение и трехопорное колесное шасси, убирающееся с носовой вспомогательной и главными боковыми опорами.

Признаки, совпадающие - наличие того, что треугольное в плане крыло со стреловидностью по передней кромке +65,6°, имеющее при его размахе L_кр=32,0 м, удлинение λ=1,75 и тонкий профиль с относительной толщиной 2,5%, оснащено впереди крыла передним горизонтальным оперением (ПГО), увеличивающим 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, равном 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 M от трансзвуковых до сверхзвуковых скоростей его полета.

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.

Известен сверхзвуковой деловой самолет проекта QSST консорциума «SAI» г. Невада (США), имеющий конструкцию планера, выполненную, в основном, из композиционных материалов, алюминиевых и титановых сплавов, содержит фюзеляж с плавным сопряжением дельтовидного в плане крыла, переднее горизонтальное оперение, вертикальное оперение, выполненное совместно с инвертированным V-образным прямоугольным в плане стабилизатором, содержит два ТРДДФ в гондолах, передние и задние части которых смонтированы соответственно под крылом типа "чайка" и по внешним их бортам с законцовками прямоугольного стабилизатора и трехопорное колесное шасси, убирающееся с носовой вспомогательной и главными боковыми опорами.

Признаки, совпадающие - наличие того, что дельтовидное в плане крыло со стреловидностью по передней кромке +60°, имеющее при его размахе L_кр=19,2 м удлинение λ=2,0 и тонкий профиль с относительной толщиной 3,2%, выполнено по типу "чайка, оснащено впереди крыла трапециевидное 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. Конструкция планера самолета выполнена из титановых сплавов, имеет развитое вертикальное оперение, смонтированное на конце фюзеляжа длиной 40,35 м, консоли стабилизатора которого расположены вниз под большим отрицательным углом поперечного V=-25°. Два ТРДДФ силовой установки (СУ) 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.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что дельтовидное в плане крыло без дополнительного управления подъемной силой не обеспечивают способности повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и, особенно, уменьшения скорости взлета-посадки. Вторая - это то, что два ТРДДФ смонтированы в подкрыльных гондолах, имеющих площадь миделя, почти сопоставимую с площадью миделя центральной части фюзеляжа, также не способствуют уменьшению аэродинамического сопротивления, снижению удельного расхода топлива и увеличению дальности полета, а при отказе одного из них увеличивается также и асимметричность горизонтальной тяги. 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 в плане 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 вертикальное оперение не обеспечивает продольно-поперечной стабильности, и для улучшения этого фюзеляж самолета имеет увеличенную длину, превышающую размах крыла в 2,1 раза, что значительно увеличивает массу его планера. Пятая - 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 увеличивает их высоту, что также ведет к увеличению массы его планера.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является экспериментальный сверхзвуковой самолет мод. Су-47 «Беркут» ОКБ «им. Сухого» (Россия), выполненный из композиционных материалов, алюминиевых и титановых сплавов и по аэродинамической схеме "интегральный неустойчивый продольный триплан" с высокорасположенным крылом обратной стреловидности (КОС), содержит переднее горизонтальное оперение (ПГО), цельноповоротные консоли которого смонтированы на верхних частях боковых воздухозаборников, два турбореактивных двухконтурных двигателей форсажных (ТРДДФ), размещенных в гондолах между хвостовых балок, имеющих по внешним их бортам вертикальное оперение с небольшими консолями стабилизатора, и трехопорное колесное шасси, убирающееся с носовой вспомогательной и главными опорами.

Признаки, совпадающие - наличие того, что выполнен по аэродинамической схеме "интегральный неустойчивый продольный триплан" с двумя поверхностями управления тангажом - это цельноповоротное ПГО и флаппероны крыла обратной стреловидности, в корневых частях которого смонтированы стреловидные наплывы. Основные преимущества такой компоновки: значительное увеличение аэродинамического качества при маневрировании (особенно на малых скоростях), большая подъемная сила по сравнению с крылом прямой стреловидности такой же площади, увеличение дальности полета на дозвуковой скорости за счет меньшего балансировочного сопротивления, лучшая управляемость на малых скоростях, лучшие условия работы крыльевой механизации, лучшие противоштопорные характеристики, увеличение внутренних объемов планера в местах стыка крыла и фюзеляжа. Кроме того, внешние консоли КОС, имеющие отрицательную стреловидность по передней кромке -20° и по задней -37° при удлинении крыла порядка λ=5,0, выполнено на 90% из композиционных материалов. Консольная часть крыла выполнена складной. Ее передняя поверхность снабжена отклоняемым носком, а всю заднюю поверхность занимают односекционный закрылок и флапперон. Основные опоры шасси снабжены колесами и убираются в ниши по бокам воздушных каналов воздухозаборника. Передняя двухколесная стойка убирается в фюзеляж поворотом вперед. Двигатели СУ модели ТРДДФ Д-30Ф-11, выполненные с уменьшенной длиной форсажной камеры, создают на форсажном режиме при взлетном его весе 34 т тяговооруженность до 0,918, расположены между хвостовых балок, по внешним бортам которых смонтировано двухкилевое оперение с небольшими консолями стабилизатора. Воздухозаборники двигателей, форма сечения которых близка к сектору круга, расположены по бортам овального фюзеляжа и под крыльевыми стреловидными наплывами. Воздушные их каналы имеют S-образную форму, что обеспечивает экранирование лопаток компрессоров ТРДДФ. На верхней их поверхности расположены две створки, служащие для дополнительного забора воздуха при маневрировании и на взлетно-посадочных режимах.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что внешние консоли КОС при его размахе L_кр=16,7 м испытывают достаточные нагрузки на кручение, поэтому его конструкция на 90% выполнена из композиционных материалов, обеспечивающих достаточную жесткость на кручение, но без дополнительного управления подъемной силой не обеспечивают способности повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и, особенно, уменьшения скорости взлета-посадки. Вторая - это то, что удлинение (λ) КОС составляет λ=4,98 и это весьма ограничивает возможность дальнейшего повышения скорости полета и даже при такой значительной тяговооруженности СУ. Третья - это то, что высокорасположенный стреловидный стабилизатор, имеющий трапециевидную форму в плане, смонтирован за КОС и, имея значительно меньшую его площадь, не улучшает свойственное КОС относительно большей площади смещение фокуса подъемной его силы назад при достижении сверхзвуковой скорости, ухудшая тем самым балансировочное сопротивление в сверхзвуковом его полете. Четвертая - это то, что вертикальное оперение, кили которого имеют значительно меньшую относительную площадь, выполнены отклоненными наружу от плоскости симметрии под углом 3° и не создают на больших сверхзвуковых скоростях достаточную устойчивость по крену и тангажу, что приводит к необходимости соответственно увеличения размаха КОС и в связи с отсутствием дополнительных вертикальных поверхностей к повышению потерь на балансировочное сопротивление.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше экспериментальном сверхзвуковом самолете модели Су-47 «Беркут» улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профиля комбинации системы крыльев и повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов, 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 звукового удара при преодолении звукового барьера, но и повышения бесшумности полета за счет образования модифицированных инвертированных ударных волн, движущихся навстречу головной, уменьшенной гасителем звукового удара.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного экспериментального сверхзвукового самолета модели Су-47 «Беркут», наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он оснащен 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 ПГО, смонтированного за кабиной на верхней части фюзеляжа и увеличивающего площадь сечения головной части и, следовательно, удерживающего вверху и приглушающего хлопок перехода через звуковой барьер, а значит, за счет распределения мощности ударной волны по большей площади приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии, и снабжен системой крыльев, имеющей концевые хорды переднего и заднего крыла, размещенные в плане соответственно спереди и сзади по полету от соответствующих корневых хорд и представляющей собой комбинацию двух с Х-образным в плане расположением консолей крыльев, переднее из которых упомянутое КОС типа "чайка", оснащенное от задней кромки удобообтекаемыми разнесенными балками в изломах его консолей, внутренние совместно со стреловидными наплывами и внешние секции которых, смонтированные соответственно с положительным ψ=+12,5° и отрицательным ψ=-17,5° углами их поперечного V, образуют с консолями заднего крыла при виде спереди Х-образные конфигурации разновеликих крыльев, внешние консоли большего переднего и меньшего заднего из них размаха располагаются соответственно как бы в плоскости консолей инвертированного V-образного стабилизатора и внутренних консолей переднего крыла. При этом цельноповоротные стреловидные внешние консоли заднего крыла, имеющие симметричный их профиль и снабженные возможностью их поворота в вертикальной поперечной плоскости вокруг продольной оси соответствующей поворотной центральной части разнесенной балки, и обеспечивающие выполнения после поворота левой и правой его внешних консолей соответственно против и по часовой стрелки при виде спереди функции двух дополнительных надкрыльных стреловидных килей с образованием трехкилевой схемы планера в полете, обеспечивая уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшения устойчивости по тангажу, рысканию и крену, но и обратно. При этом стреловидные внешние консоли заднего крыла, отклоняясь из нижнего в верхнее положение на угол 67,5°, преобразуют конструктивно-силовую схему (КСС) с системы двух крыльев, имеющих Х-образную в плане их конфигурацию, в КСС переднего крыла типа "чайка", имеющего как бы разнесенное двухбалочное вертикальное оперение, кили которого при виде спереди отклонены наружу под углом 10° от плоскости симметрии. Причем механизация комбинации системы крыльев включает предкрылки, установленные по передней кромке переднего крыла и схемотехнически синхронизированные с закрылками и флапперонами переднего крыла и закрылками заднего крыла, выполнены с возможностью автоматического их выпуска/уборки только перед/после выпуском/уборки закрылков с флапперонами и закрылков соответственно, при этом поворот левой и правой цельноповоротных внешних консолей заднего крыла схемотехнически синхронизирован как между собой, так и с их закрылками и возможен только после их уборки, причем инвертированный V-образный стабилизатор, выполненный трапециевидным в плане и имеющий как округленную вершину, охватывающую при этом на законцовке вертикального оперения от внешних бортов и верхней части гондолы круглого сечения центрального двигателя, так и на левой и правой его консолях внутренние и внешние развитые рулевые поверхности, размещенные по всему его размаху, смонтирован его законцовками на конце и верхней стационарной части соответствующей разнесенной балки и образует при виде спереди совместно с внутренними секциями переднего крыла как бы ромбовидную конфигурацию, имеющую меньшую диагональ, совмещенную с вертикальным оперением, снабженным удлиненным до наплывов первого крыла развитым форкилем. Причем скос передней части воздухозаборника гондолы центрального двигателя размещен при виде сбоку параллельно передней кромке вертикального оперения, при этом с целью достижения его бесшумности и улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех близко расположенных в продольном направлении несущих поверхностей: ПГО, переднего крыла типа "чайка" с наплывами и инвертированного V-образного стабилизатора, расположенных со сдвигом и по вертикали, и по горизонтали как бы в "шахматном порядке", а первые два в несущей системе «ПГО-переднее крыло», образующие как бы с многокилевым хвостовым оперением схему «утка», имеющую от разнесенных балок при виде спереди нижнюю и верхнюю соответственно М-образную и W-образную формы конфигураций несущих поверхностей, представляющих собой при виде спереди КСС консолей системы крыльев совместно с консолями инвертированного V-образного стабилизатора как бы ряд поперечных боковых, нижних и верхних инвертированных V-образных конфигураций, последние две их которых, увеличивая площадь сечения центральной и кормовой частей его планера, позволяют инициировать инвертированные ударные волны, движущиеся навстречу головной, уменьшенной носовым гасителем звукового удара, а значит, в результате удвоенной их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается, но и распределение мощности последней по большей площади приведет как к более интенсивному рассеиванию ее энергии, так и отводу звуковых ударов, возникающих в момент преодоления звукового барьера как вверх, так по бокам, но и, приглушая звуковое возмущение, удерживает дольше на высоте его полета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли. Причем упомянутое высокорасположенное трапециевидное цельноповоротное ПГО, смонтированное с положительным углом ψ=+12,5° поперечного V и расположенное при виде спереди по средней линии и в плоскости корневых стреловидных наплывов, размещенных совместно с внутренними секциями переднего крыла типа "чайка" до изломов его консолей, но и имеющее положительный и отрицательный углы стреловидности соответственно по передней и задней его кромкам, размещенным в плане параллельно соответствующим кромкам заднего и переднего крыла и обеспечивающее наравне с последним и развитыми с углом стреловидности χ=+70° наплывами переднего крыла типа "чайка" приемлемую их эффективность на режимах взлета-посадки, усиленную суперциркуляцией, позволяющей уменьшить потери на балансировку, а, используя средства автоматики для отклонения развитых рулевых поверхностей инвертированного V-образного стабилизатора, решать вопросы устойчивости и балансировки при изменении скорости как с дозвуковой до сверхзвуковой скорости полета, так и обратно.

Кроме того, силовая установка, содержащая наряду с разгонно-маршевыми основными двигателями в кормовых гондолах и имеющая упомянутый центральный двигатель, который выполнен в виде маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), снабженного сверхзвуковым воздухозаборником и соплом, конвертируемым в разгонный двигатель в комбинации с основными двигателями, имеющими каждый степень сжатия воздуха (π_к) не менее 15,0 в статических условиях в их компрессорах высокого давления, которые оснащены системами отвода части объема сжатого воздуха и доставки его потока к вспомогательному ПВРД, используемому при взлете его основную камеру сгорания как дополнительную форсажную камеру. Затем после взлета системы отвода сжатого воздуха от основных двигателей и его доставки к вспомогательному ПВРД перекрываются и, работая, два основных двигателя обеспечивают его полет на транс- и сверхзвуковых скоростях, при этом для обеспечения больших сверхзвуковых скоростей его полета на вспомогательном ПВРД установлен автоматический регулятор расхода топлива, реагирующий на изменение давления и температуры, причем топливо, подаваясь при достижении соответствующей сверхзвуковой скорости полета с числом Маха (М) M=1,51, воспламеняется с помощью запала и создается маршевая тяга вспомогательного ПВРД, обеспечивающего возможность использования его в полете как сверхзвуковой самолет со скоростями, превышающими число М=1,51, и самолета с большими сверхзвуковыми скоростями, соответствующими числу М≥2,5, соответственно при работе одного вспомогательного ПВРД, имеющего подвод тепла в дозвуковом потоке, и всех трех двигателей его комбинированной силовой установки.

Кроме того, что с целью достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей полета, соответствующих числу до М=3,1 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 сдвигается, 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 кормового обтекателя фюзеляжа и законцовки вертикального оперения соответственно основных и вспомогательного двигателей, имеющих на конце теплопоглощающие кожухи, снижая тепловые нагрузки на стенки сопел, уменьшает инфракрасное излучение и уровень шума истекающих газов.

Кроме того, с целью повышения топливной эффективности и достижения возможности длительного крейсерского полета на сверхзвуковых скоростях его СУ выполнена в виде конвертируемой, включающей вместе с упомянутыми двумя кормовыми ТРДДФ, содержит и один однотипный с последними бесфорсажный ТРДД, смонтированный в упомянутой центральной гондоле, а для достижения скоростей полета с числом М≤0,95 или до 0,96≥М≤2,1 работают на бесфорсажных режимах два или три ТРДД соответственно, а для повышения скорости полета в его СУ включаются с форсажными и бесфорсажным режимами соответственно два ТРДДФ и один ТРДД, что позволит достичь скоростей полета до 2,11≥М≤3,1.

Кроме того, с целью достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей полета, соответствующих числу М=3,5, упрощения конструкции и исключения упомянутого центрального двигателя, размещенного в гондоле на вертикальном оперении, он выполнен с четырехдвигательной СУ, имеющей упомянутые турбопрямоточные двигатели, два из которых смонтированы в подкрыльных круглого сечения гондолах на передних и задних пилонах, закрепленных под соответствующими частями разнесенных балок упомянутого крыла типа "чайка" таким образом, что обеспечивают возможность как поворота упомянутых внешних консолей заднего крыла в поперечной плоскости, так и выноса регулируемых сопел двигателей за концы разнесенных балок.

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 развитыми наплывами и заднего цельноповоротного крыльев и вертикального оперения, но и входных обечаек гондол всех двигателей, а также 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 нанонапылением карбона.

Благодаря наличию этих признаков обеспечивается возможность программирования тяги реактивных двигателей комбинированной СУ сверхзвукового преобразуемого самолета с Х-образным крылом (СПСХК), создающей различные режимы его полета как сверхзвукового самолета при работающих одном вспомогательном ПВРД или двух основных ТРДДФ на форсажном режиме их работы, 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=3,1, упомянутые основные ТРДДФ в центральной и боковых гондолах заменены на турбопрямоточные двигатели изменяемого цикла с осевым компрессором. При этом СПСХК снабжен трапециевидным цельноповоротным ПГО (ЦПГО) и системой крыльев, имеющей концевые хорды переднего и заднего крыла, размещенные в плане соответственно спереди и сзади по полету от соответствующих корневых хорд и представляющей собой комбинацию двух с Х-образным в плане расположением консолей крыльев, переднее из которых крыло типа "чайка", оснащенное от задней кромки удобообтекаемыми разнесенными балками в изломах его консолей, внутренние совместно со стреловидными наплывами и внешние секции которых, смонтированные соответственно с положительным ψ=+12,5° и отрицательным ψ=-17,5° углами их поперечного V, образуют с консолями заднего крыла при виде спереди Х-образные конфигурации разновеликих крыльев, внешние консоли большего переднего и меньшего заднего из них размаха располагаются соответственно как бы в плоскости консолей инвертированного V-образного стабилизатора и внутренних консолей переднего крыла.

Цельноповоротные стреловидные внешние консоли заднего крыла, имеющие симметричный их профиль и снабженные возможностью их поворота в поперечной плоскости вокруг продольной оси соответствующей поворотной центральной части разнесенной балки, которые, поворачиваясь из нижнего в верхнее положение на угол 67,5°, преобразуют КСС двух крыльев с Х-образной в плане конфигурации в КСС переднего крыла типа "чайка" с двухбалочным вертикальным оперением, и обеспечивающие выполнения после поворота левой и правой его внешних консолей, функции двух дополнительных стреловидных килей, расположенных наружу под углом 10° от плоскости симметрии, с образованием трехкилевой схемы планера в полете, обеспечивая уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшения устойчивости по тангажу, рысканию и крену, но и обратно.

Механизация комбинации системы крыльев включает предкрылки, установленные по передней кромке переднего крыла и схемотехнически синхронизированные с закрылками и флапперонами переднего крыла и закрылками заднего крыла, выполнены с возможностью автоматического их выпуска/уборки только перед/после выпуском/уборки закрылков с флапперонами и закрылков соответственно. При этом поворот левой и правой цельноповоротных внешних консолей заднего крыла схемотехнически синхронизирован как между собой, так и с их развитыми закрылками и возможен только после их уборки. Инвертированный V-образный стабилизатор, выполненный трапециевидным в плане и имеющий как округленную вершину, охватывающую при этом на законцовке вертикального оперения от внешних бортов и верхней части гондолы круглого сечения центрального двигателя, так и на левой и правой его консолях внутренние и внешние развитые рулевые поверхности, размещенные по всему его размаху, смонтирован его законцовками на конце и верхней стационарной части соответствующей разнесенной балки и образует при виде спереди совместно с внутренними секциями переднего крыла как бы ромбовидную конфигурацию, имеющую меньшую диагональ, совмещенную с вертикальным оперением, снабженным удлиненным до наплывов первого крыла развитым форкилем, имеющим переднюю кромку, размещенную при виде сбоку параллельно скосу передней части воздухозаборника центральной гондолы.

Для естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех близко расположенных в продольном направлении несущих поверхностей: ЦПГО, переднего крыла типа "чайка" с наплывами и инвертированного V-образного стабилизатора, расположенных со сдвигом и по вертикали, и по горизонтали как бы в "шахматном порядке", а первые два в несущей системе «ЦПГО-переднее крыло», образующие как бы с многокилевым хвостовым оперением схему «утка», имеющую от разнесенных балок при виде спереди нижнюю и верхнюю соответственно М-образную и W-образную формы несущих поверхностей, представляющих собой КСС консолей системы крыльев совместно с консолями инвертированного V-образного стабилизатора как бы ряд поперечных боковых, нижних и верхних инвертированных V-образных конфигураций, последние две их которых, увеличивая площадь сечения центральной и кормовой частей его планера, позволяют инициировать инвертированные ударные волны, движущиеся навстречу головной, уменьшенной носовым гасителем звукового удара, а значит, в результате удвоенной их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается, но и распределение мощности последней по большей площади приведет как к более интенсивному рассеиванию ее энергии, так и отводу звуковых ударов, возникающих в момент преодоления звукового барьера как вверх, так по бокам, но и, приглушая звуковое возмущение, удерживает дольше на высоте его полета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли.

Носовой гаситель звукового удара выполнен 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. Больший из них, имея эллипсоидную развитую форму головной части фюзеляжа до передней кромки ЦПГО, удерживает вверху и приглушает ударную волну. До создания газотурбинных прямоточных двигателей изменяемого цикла возможно взамен единой СУ использовать комбинированную СУ, содержащую наряду с двумя основными разгонно-маршевыми ТРДДФ, оснастить ее одним вспомогательным маршевым ПВРД, при этом последний, используя при взлете его основную камеру сгорания как дополнительную форсажную камеру, может конвертироваться и в разгонный двигатель в комбинации с основными ТРДДФ. Причем у ПВРД, рассчитанного на большие сверхзвуковые скорости полета с числом М≥3, торможение потока в воздухозабонике производится до дозвуковых скоростей, то есть подвод тепла осуществляется в дозвуковом потоке.

Предлагаемое изобретение малошумного СПСХК, имеющего трапециевидное ЦПГО, вертикальное оперение с инвертированным V-образным стабилизатором обратной стреловидности, содержит комбинированную СУ с двумя боковыми ТРДДФ и одним центральным ПВРД, но и комбинацию двух крыльев с Х-образным расположением их консолей при условном расположении цельноповоротных стреловидных левой и правой консолей заднего крыла на разнесенных балках соответственно при их использовании в качестве вертикальных и горизонтальных несущих поверхностей (только на фиг. 1a - пунктиром и 1в), иллюстрируется общими видами, представленными на фиг. 1.

На фиг. 1a изображен на взлетно-посадочных режимах СПСХК общий вид его спереди с передним высокорасположенным крылом типа "чайка" и с расположенными выше последнего цельноповоротными стреловидными левой и правой консолями заднего крыла, но и инвертированным V-образным стабилизатором с округленной его вершиной, охватывающей на законцовке вертикального оперения центральную гондолу ПВРД.

На фиг. 1б изображен на трансзвуковых режимах полета СПСХК общий вид его сверху с ЦПГО, передним крылом обратной стреловидности и развитыми наплывами, а также с цельноповоротными стреловидными левой и правой консолями заднего крыла, смонтированными на разнесенных балках, но и с вертикальным оперением, объединенным с инвертированным V-образным стабилизатором обратной стреловидности.

На фиг. 1в изображен на сверхзвуковых режимах полета СПСХК общий вид его сбоку с конусообразным гасителем звукового удара в носовом обтекателе эллипсоидной формы головной части фюзеляжа, ЦПГО, передним КОС с разнесенными балками, имеющими в качестве двух стреловидных килей внешние консоли заднего крыла, вертикальным оперением и инвертированным V-образным стабилизатором обратной стреловидности, охватывающим вверху своим округлением центральную гондолу ПВРД.

Сверхзвуковой преобразуемый самолет с Х-образным крылом, представленный на фиг. 1, имеет конструкцию планера, выполненную из композиционных материалов, алюминиевых и титановых сплавов и по аэродинамической схеме "интегральный неустойчивый продольный триплан" и с плавным сопряжением высокорасположенного переднего КОС 1 типа "чайка" его стреловидных наплывов 2, имеющих переднюю кромку со стреловидностью χ=+70°, и фюзеляжа 3, имеющего сечение близко к овальному. Передняя часть носового обтекателя 4 выполнена "приплюснутой", снабженная конусообразным гасителем 5 звукового удара, образующим с носовым обтекателем 4 эллипсоидную форму головной его части, имеющей трапециевидное ЦПГО 6, смонтированное по правилу площадей с положительным углом поперечного V=+12,5°, имеет положительный и отрицательный углы стреловидности соответственно по передней и задней его кромкам, размещенным в плане параллельно соответствующим кромкам заднего 7 и переднего крыла 1. Переднее КОС 1 с развитыми стреловидными наплывами 2, смонтированное по правилу площадей и оснащенное предкрылками 8 и внешними закрылками 9 с флапперонами 10, имеет внутренние и внешние секции соответственно с положительным ψ=+12,5° и отрицательным ψ=-17,5° поперечным V, образуя при виде спереди как бы инвертированные V-образные консоли крыла 1 типа «чайка», снабженного в его изломах от задней кромки разнесенными балками 11. На центральных частях 12 балок 11 установлены, образуя Х-образную форму в плане систему крыльев, цельноповоротные стреловидные левая 13 и правая 14 консоли заднего крыла 7, снабженного внутренними 15 и внешними 16 закрылками, имеют возможность их синхронного поворота в поперечной плоскости вокруг продольной оси на соответствующей поворотной центральной части 12 разнесенной балки 11. При повороте секций 13-14 заднего крыла 7 на угол 67,5° вверх и обратно преобразуется его полетная конфигурация (см. фиг. 1а). Инвертированный V-образный стабилизатор 17 обратной стреловидности, имеющий рули высоты 18 и округленную вершину, охватывающую центральную гондолу 19, смонтирован его законцовками на конце стационарной части соответствующей разнесенной балки 11. Центральная гондола 19 ПВРД смонтирована на законцовке вертикального оперения 20, имеющего развитые рули направления 21.

При взлете программируя тягу комбинируемой СУ, используя в центральном ПВРД основную камеру его сгорания как дополнительную форсажную камеру, может ПВРД конвертироваться и в разгонные двигатели в комбинации с работой двух ТРДДФ 22, расположенных в хвостовой части фюзеляжа 3. Боковые воздухозаборники 23, смонтированные по соответствующим бокам фюзеляжа 3 и под крыльевыми наплывами 2, имеют форму сечения, близкую к сектору круга. Воздушные их каналы имеют S-образную форму, что обеспечивает экранирование лопаток компрессоров ТРДДФ 22. На верхней поверхности наплывов 2 расположены две створки, служащие для дополнительного забора воздуха при маневрировании и на взлетно-посадочных режимах. Воздухозаборник 23, выполнен с подвижной рампой со щелями для слива пограничного слоя с ее плоскости и имеет верхнюю его часть с плоскостью для отсечения пограничного слоя воздуха с фюзеляжем 3 (на фиг. 1 не показаны). Конструкция центральной гондолы 19 для ПВРД, имеющих сверхзвуковой воздухозаборник с неподвижным центральным телом 24, обеспечивает устойчивую работу вспомогательного 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 колесами 25 убирается в нишу фюзеляжа 3 поворотом вперед, главные боковые опоры с колесами 26 - в ниши по бокам воздушных каналов соответствующего воздухозаборника 23. Управление многоцелевым СПСХК при взлете-посадке и при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета обеспечивается отклонением рулевых поверхностей: ЦПГО 6, флапперонов 10, рулей высоты 18 и направления 21.

Для соответствующего взлета и посадки на поверхность земли используются колеса 25 и 26 убирающегося шасси. При этом подъемная сила создается ЦПГО 6, передним КОС 1 типа "чайка" с наплывами 2 и задним крылом 7, а горизонтальная взлетная реактивная тяга - двумя ТРДДФ 22 и одним ПВРД 19, использующим его основную камеру сгорания как дополнительную форсажную камеру. Последняя возможность и Х-образное крыло в комбинации системы крыльев: переднего КОС 1 с наплывами 2 и заднего 7 с секциями 13-14 создают большую подъемную силу и, особенно, совместно с ЦПГО 6, что позволяет при взлете значительно уменьшить длину разбега. Поскольку прирост подъемной силы от ЦПГО 6 на режимах взлета будет значительно больше (примерно в два раза) за счет большого момента от ЦПГО и соответствующего ему большого отклонения предкрылков 8 и закрылков 10 и 16, то при транс- и сверхзвуковых режимах полета инвертированный V-образный стабилизатор 17 обратной стреловидности с развитыми рулями высоты 18 улучшает устойчивость в продольном канале. Кроме того, стреловидные наплывы 2 переднего КОС 1 типа «чайка» 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 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 рулей высоты 18. Дополнительная боковая сила при сверхзвуковом полете от надкрыльных стреловидных килей 13-14 обеспечивает уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшение устойчивости по тангажу, рысканью и крену. После взлета и набора высоты сверхзвуковая скорость полета СПСХК обеспечивается комбинированной его СУ и работой двух ТРДДФ в комбинации с ПВРД, а путевое управление обеспечивается рулями направления 21 вертикального оперения 20 (см. фиг. 1в). Продольное и поперечное управление может осуществляться соответственно рулевыми поверхностями - синфазным отклонением рулей высоты 18 (или флапперонов 10) 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.

Для улучшения рассеивания энергии ударной волны трапециевидное ЦПГО 6, смонтированное с положительным углом поперечного V=+15°, удерживает вверху и приглушает хлопок перехода через звуковой барьер за счет увеличения сечения головной части фюзеляжа 4, а инвертированный V-образный стабилизатор 17 обратной стреловидности совместно с инвертированными V-образными консолями переднего КОС 1 образуют модифицированные инвертированные ударные волны, движущиеся навстречу головной, уменьшенной гасителем 5 звукового удара, выполненным с обтекателем 4 фюзеляжа 3 в виде двух разновеликих знаков бесконечности, и, как следствие, в результате их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается.

Таким образом, высокоэкологичный СПСХК с ЦПГО и вертикальным оперением, объединенным с инвертированным V-образным стабилизатором обратной стреловидности, позволяет, программируя тягу комбинированной СУ 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.

До создания высокоэффективных ПВРД и газотурбинных прямоточных двигателей изменяемого цикла для комбинированной СУ возможно взамен единой его СУ использовать конвертируемую СУ, содержащую вместе с двумя ТРДДФ и один однотипный с последними бесфорсажный ТРДД. Для достижения скоростей полета многоцелевого СПСХК с числом М≤0,95 или до 0,96≥М≤2,1 работают на бесфорсажных режимах два или три ТРДД соответственно. Для повышения скорости полета в его СУ включаются с форсажным режимом два ТРДДФ и один ТРДД, что позволит достичь скоростей полета до 2,11≥М≤3,15. Теперь уже нет сомнений, только высокоэкологичные СПСХК с конвертируемой однотипной СУ - это одно из возможных направлений развития передовой авиационной техники и сверхзвуковых самолетов нового поколения и, особенно, малошумных СПСХК (см. табл. 1).

Claims (6)

1. Сверхзвуковой преобразуемый самолет с Х-образным крылом, выполненный из композиционных материалов, алюминиевых и титановых сплавов и по аэродинамической схеме "интегральный неустойчивый продольный триплан" с высокорасположенным крылом обратной стреловидности (КОС), содержит переднее горизонтальное оперение (ПГО), цельноповоротные консоли которого смонтированы на верхних частях боковых воздухозаборников, два турбореактивных двухконтурных двигателя форсажных (ТРДДФ), размещенных в гондолах между хвостовых балок, имеющих по внешним их бортам вертикальное оперение с небольшими консолями стабилизатора, и трехопорное колесное шасси, убирающееся с носовой вспомогательной и главной опорами, отличающийся тем, что он оснащен 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 ПГО, смонтированного за кабиной на верхней части фюзеляжа и увеличивающего площадь сечения головной части и, следовательно, удерживающего вверху и приглушающего хлопок перехода через звуковой барьер, а значит, за счет распределения мощности ударной волны по большей площади приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии, и снабжен системой крыльев, имеющей концевые хорды переднего и заднего крыла, размещенные в плане соответственно спереди и сзади по полету от соответствующих корневых хорд, и представляющей собой комбинацию двух с Х-образным в плане расположением консолей крыльев, переднее из которых упомянутое КОС типа "чайка", оснащенное от задней кромки удобообтекаемыми разнесенными балками в изломах его консолей, внутренние совместно со стреловидными наплывами и внешние секции которых, смонтированные соответственно с положительным ψ=+12,5° и отрицательным ψ=-17,5° углами их поперечного V, образуют с консолями заднего крыла при виде спереди Х-образные конфигурации разновеликих крыльев, внешние консоли большего переднего и меньшего заднего из них размаха располагаются соответственно как бы в плоскости консолей инвертированного V-образного стабилизатора и внутренних консолей переднего крыла, при этом цельноповоротные стреловидные внешние консоли заднего крыла, имеющие симметричный их профиль и снабженные возможностью их поворота в вертикальной поперечной плоскости вокруг продольной оси соответствующей поворотной центральной части разнесенной балки и обеспечивающие выполнение после поворота левой и правой его внешних консолей соответственно против и по часовой стрелке при виде спереди функции двух дополнительных надкрыльных стреловидных килей с образованием трехкилевой схемы планера в полете, обеспечивая уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшения устойчивости по тангажу, рысканию и крену, но и обратно, при этом стреловидные внешние консоли заднего крыла, отклоняясь из нижнего в верхнее положение на угол 67,5°, преобразуют конструктивно-силовую схему (КСС) с системы двух крыльев, имеющих Х-образную в плане их конфигурацию, в КСС переднего крыла типа "чайка", имеющего как бы разнесенное двухбалочное вертикальное оперение, кили которого при виде спереди отклонены наружу под углом 10° от плоскости симметрии, причем механизация комбинации системы крыльев включает предкрылки, установленные по передней кромке переднего крыла и схемотехнически синхронизированные с закрылками и флапперонами переднего крыла и закрылками заднего крыла, выполнены с возможностью автоматического их выпуска/уборки только перед/после выпуском/уборки закрылков с флапперонами и закрылков соответственно, при этом поворот левой и правой цельноповоротных внешних консолей заднего крыла схемотехнически синхронизирован как между собой, так и с их закрылками и возможен только после их уборки, причем инвертированный V-образный стабилизатор, выполненный трапециевидным в плане и имеющий как округленную вершину, охватывающую при этом на законцовке вертикального оперения от внешних бортов и верхней части гондолы круглого сечения центрального двигателя, так и на левой и правой его консолях внутренние и внешние развитые рулевые поверхности, размещенные по всему его размаху, смонтирован его законцовками на конце и верхней стационарной части соответствующей разнесенной балки и образует при виде спереди совместно с внутренними секциями переднего крыла как бы ромбовидную конфигурацию, имеющую меньшую диагональ, совмещенную с вертикальным оперением, снабженным удлиненным до наплывов первого крыла развитым форкилем, причем скос передней части воздухозаборника гондолы центрального двигателя размещен при виде сбоку параллельно передней кромке вертикального оперения, при этом с целью достижения его бесшумности и улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех близко расположенных в продольном направлении несущих поверхностей: ПГО, переднего крыла типа "чайка" с наплывами и инвертированного V-образного стабилизатора, расположенных со сдвигом и по вертикали, и по горизонтали как бы в "шахматном порядке", а первые два в несущей системе «ПГО-переднее крыло», образующие как бы с многокилевым хвостовым оперением схему «утка», имеющую от разнесенных балок при виде спереди нижнюю и верхнюю соответственно М-образную и W-образную формы конфигураций несущих поверхностей, представляющих собой при виде спереди КСС консолей системы крыльев совместно с консолями инвертированного V-образного стабилизатора как бы ряд поперечных боковых, нижних и верхних инвертированных V-образных конфигураций, последние две их которых, увеличивая площадь сечения центральной и кормовой частей его планера, позволяют инициировать инвертированные ударные волны, движущиеся навстречу головной, уменьшенной носовым гасителем звукового удара, а значит, в результате удвоенной их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается, но и распределение мощности последней по большей площади приведет как к более интенсивному рассеиванию ее энергии, так и отводу звуковых ударов, возникающих в момент преодоления звукового барьера как вверх, так по бокам, но и, приглушая звуковое возмущение, удерживает дольше на высоте его полета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли, причем упомянутое высокорасположенное трапециевидное цельноповоротное ПГО, смонтированное с положительным углом ψ=+12,5° поперечного V и расположенное при виде спереди по средней линии и в плоскости корневых стреловидных наплывов, размещенных совместно с внутренними секциями переднего крыла типа "чайка" до изломов его консолей, но и имеющее положительный и отрицательный углы стреловидности соответственно по передней и задней его кромкам, размещенным в плане параллельно соответствующим кромкам заднего и переднего крыла, и обеспечивающее наравне с последним и развитыми с углом стреловидности χ=+70° наплывами переднего крыла типа "чайка" приемлемую их эффективность на режимах взлета-посадки, усиленную суперциркуляцией, позволяющей уменьшить потери на балансировку, а, используя средства автоматики для отклонения развитых рулевых поверхностей инвертированного V-образного стабилизатора, решать вопросы устойчивости и балансировки при изменении скорости как с дозвуковой до сверхзвуковой скорости полета, так и обратно.

2. Сверхзвуковой преобразуемый самолет с Х-образным крылом по п. 1, отличающийся тем, что силовая установка, содержащая наряду с разгонно-маршевыми основными двигателями в кормовых гондолах и имеющая упомянутый центральный двигатель, который выполнен в виде маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), снабженного сверхзвуковым воздухозаборником и соплом, конвертируемым в разгонный двигатель в комбинации с основными двигателями, имеющими каждый степень сжатия воздуха (π_к) не менее 15,0 в статических условиях в их компрессорах высокого давления, которые оснащены системами отвода части объема сжатого воздуха и доставки его потока к вспомогательному ПВРД, используемому при взлете его основную камеру сгорания как дополнительную форсажную камеру, затем после взлета системы отвода сжатого воздуха от основных двигателей и его доставки к вспомогательному ПВРД перекрываются и, работая, два основных двигателя обеспечивают его полет на транс- и сверхзвуковых скоростях, при этом для обеспечения больших сверхзвуковых скоростей его полета на вспомогательном ПВРД установлен автоматический регулятор расхода топлива, реагирующий на изменение давления и температуры, причем топливо, подаваясь при достижении соответствующей сверхзвуковой скорости полета с числом Маха (M) M=1,51, воспламеняется с помощью запала и создается маршевая тяга вспомогательного ПВРД, обеспечивающего возможность использования его в полете как сверхзвуковой самолет со скоростями, превышающими число M=1,51, и самолета с большими сверхзвуковыми скоростями, соответствующими числу М≥2,5, соответственно при работе одного вспомогательного ПВРД, имеющего подвод тепла в дозвуковом потоке, и всех трех двигателей его комбинированной силовой установки.

3. Сверхзвуковой преобразуемый самолет с Х-образным крылом по п. 1 или 2, отличающийся тем, что с целью достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей полета, соответствующих числу до M=3,1, 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 частях 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 сдвигается, уменьшая площадь входа воздухозаборников соответствующих гондол, а истекающие при этом из их двигателей продукты сгорания несколько охлаждаются подачей потока воздуха за их турбины и некоторым увеличением тяги благодаря предварительному подогреву воздуха, обтекающего сопла, и поглощаются теплостойкими материалами, расположенными позади сопел на поверхностях кормового обтекателя фюзеляжа и законцовки вертикального оперения соответственно основных и вспомогательного двигателей, имеющих на конце теплопоглощающие кожухи, снижая тепловые нагрузки на стенки сопел, уменьшает инфракрасное излучение и уровень шума истекающих газов.

4. Сверхзвуковой преобразуемый самолет с Х-образным крылом по п. 1, отличающийся тем, что с целью повышения топливной эффективности и достижения возможности длительного крейсерского полета на сверхзвуковых скоростях его СУ выполнена в виде конвертируемой, включающей вместе с упомянутыми двумя кормовыми ТРДДФ и один однотипный с последними бесфорсажный ТРДД, смонтированный в упомянутой центральной гондоле, а для достижения скоростей полета с числом M≤0,95 или до 0,96≥М≤2,1 работают на бесфорсажных режимах два или три ТРДД соответственно, а для повышения скорости полета в его СУ включаются с форсажными и бесфорсажным режимами соответственно два ТРДДФ и один ТРДД, что позволит достичь скоростей полета до 2,11≥М≤3,1.

5. Сверхзвуковой преобразуемый самолет с Х-образным крылом по любому из пп. 1-4, отличающийся тем, что с целью достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей полета, соответствующих числу М=3,5, упрощения конструкции и исключения упомянутого центрального двигателя, размещенного в гондоле на вертикальном оперении, он выполнен с четырехдвигательной СУ, имеющей упомянутые турбопрямоточные двигатели, два из которых смонтированы в подкрыльных круглого сечения гондолах на передних и задних пилонах, закрепленных под соответствующими частями разнесенных балок упомянутого крыла типа "чайка" таким образом, что обеспечивают возможность как поворота упомянутых внешних консолей заднего крыла в поперечной плоскости, так и выноса регулируемых сопел двигателей за концы разнесенных балок.

6. Сверхзвуковой преобразуемый самолет с Х-образным крылом по любому из пп. 1-5, отличающийся тем, что с целью улучшения поглощения ударной волны и теплового нагрева при прохождении звукового и теплового барьера, наружная поверхность передних кромок упомянутых ПГО, переднего с развитыми наплывами и заднего цельноповоротного крыльев и вертикального оперения, но и входных обечаек гондол всех двигателей, а также 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 нанонапылением карбона.

Images