RU2632782C1

RU2632782C1 - Supersonic convertible airplane with x-shaped wing

Info

Publication number: RU2632782C1
Application number: RU2016108328A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Дуров
Original assignee: Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date: 2016-03-09
Filing date: 2016-03-09
Publication date: 2017-10-09

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: supersonic convertible airplane with X-shaped wing has an airframe according to the scheme of an integral unstable longitudinal triplane with a forward-swept wing, front horizontal tail, two bypass turbofan engines located in the nacelles between tailbooms, which have vertical fin with small tailplane halves on their outer sides. The airframe is equipped with a system of low-mounted wings with tip chords of the front and rear wings, placed in a plan at the front and at the rear of the flight from the respective root chords, and representing a combination of two wings with an X-shaped panel arrangement. The all-moving sweep rear wing panels have a symmetrical airfoil and are rotatable in a transverse plane around the longitudinal axis of the corresponding central part of spaced beam.

EFFECT: increased aerodynamic efficiency.

5 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания реактивных самолетов, имеющих переднее со стреловидными наплывами крыло обратной стреловидности типа "чайка", снабженное от задней кромки в изломах его консолей разнесенными балками с поворотными вокруг их продольных осей стреловидными секциями 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 секциями заднего крыла, размещенными в плоскости внутренних секций переднего крыла, так и внешними секциями последнего, размещенными в плоскости консолей инвертированного U-образного стабилизатора обратного сужения, соответствующие конфигурации Х-образного крыла при виде как сверху, так и спереди.The invention relates to the field of aeronautical engineering and relates to the creation of jet aircraft having a forward “swept” wing with sweep-shaped influxes, equipped with spaced beams from the trailing edge of the arms of its consoles with swept sections of the rear wing that rotate around their longitudinal axes, which, turning in transverse plane from the upper to the lower position, convert its vertical tail from three-keel to single-keel, forming at the same time as external sections of the rear wing, in the plane of the inner sections of the front wing, and the outer sections of the latter, placed in the plane of the consoles of the inverted U-shaped stabilizer of the reverse constriction, the corresponding configuration of the X-shaped wing when viewed both from above and from the front.

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.A well-known supersonic strategic aircraft model V-70 "Valkyrie" (USA), having a glider made of titanium and aluminum alloys and aerodynamic scheme "tailless" with front horizontal tail and a low-lying triangular wing in plan, having triangular deflected downward in the vertical plane its wingtips, contains a fuselage, turbojet dual-circuit afterburning engines (TRDDF) mounted in a common nacelle under the center section, two-keel vertical tail and three-wheel axle Assi retractable with bow support and main side supports.

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), 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, 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 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 equal to 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, 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 wing elevons predetermined a premature stall of the flow from PGO at a flight speed of M <0.88 and even when the flaps located on it deviated and, as a result, led to a pretty strong shaking 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

Известен сверхзвуковой стратегический самолет-разведчик модели SR-71A фирмы «Локхид» (США), имеющий конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов и по схеме «бесхвостка» с плавным сопряжением дельтовидного в плане крыла и фюзеляжа, имеющего плоскую снизу форму и вдоль всей передней его части в продолжение крыла наплывы, смонтированные в корневых частях крыла, оснащенного трапециевидными концевыми частями, два турбореактивных двухконтурных двигателя, установленных в крыльевых гондолах, двухкилевое оперение, смонтированное на последних и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой и главными опорами.The supersonic strategic reconnaissance aircraft model SR-71A of Lockheed company (USA) is known, having a glider design made of titanium alloys and according to the tailless pattern with smooth conjugation of a deltoid wing plan and fuselage having a plane bottom shape and along the entire front its parts in the continuation of the wing flows, mounted in the root parts of the wing, equipped with trapezoidal end parts, two turbojet bypass engines installed in the wing gondolas, two-tail plumage mounted on the ice and tricycle wheeled chassis retractable with bow and main supports.

Признаки, совпадающие - наличие того, что дельтовидное в плане крыло со стреловидностью по передней кромке +60°, имеющее при его размахе L_кр=16,95 м удлинение λ=2,1 и тонкий профиль с относительной толщиной 3,2%, выполнено по задней его кромке с обратной стреловидностью и углом χ=-10°, оснащено впереди крыла наплывами, плавно переходящими к фюзеляжу и увеличивающими несущую способность комбинации «крыло-фюзеляж», чему способствует плоская снизу форма фюзеляжа. Конструкция планера самолета на 95% состоит из титановых сплавов, вертикальное двухкилевое оперение, смонтированное на крыльевых гондолах, имеет кили, расположенные внутрь под углом 15°. Два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) смонтированы в крыльевых гондолах и создают на форсажном режиме при взлетном его весе 77,11 т тяговооруженность до 0,382, обеспечивают также на высоте 24,4 км максимальную скорость полета до 3608…3869 км/ч и дальность его полета около 5 тыс. км.Signs that coincide - the presence of a delta-shaped wing with a sweep along the leading edge of + 60 °, with its extension L _cr = 16.95 m, elongation λ = 2.1 and a thin profile with a relative thickness of 3.2%, along its trailing edge with reverse sweep and angle χ = -10 °, it is equipped in front of the wing with influxes that smoothly transition to the fuselage and increase the bearing capacity of the “wing-fuselage” combination, which is facilitated by the fuselage’s flat bottom shape. The airframe design consists of 95% titanium alloys, the vertical twin-tail plumage mounted on wing gondolas has keels located inwardly at an angle of 15 °. Two turbojet dual-circuit engines (turbojet engines) are mounted in wing nacelles and create an afterburner with take-off weight of 77.11 tons and a thrust weight ratio of up to 0.382; they also provide a maximum flight speed of up to 3608 ... 3869 km / h and a range of flight at 24.4 km about 5 thousand km.

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 ТРДД смонтированы в крыльевых 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 треугольные 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 на внешних поверхностях, так как треугольное крыло больше всего расположено к концевому срыву. Четвертая это то, что 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.Reasons that impede the task: the first is that the deltoid wing in plan without additional control of the 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 is that two turbofan engines are mounted in wing nacelles having a midship area almost comparable to the midship area of the central part of the fuselage, also do not contribute to a decrease in aerodynamic drag, a decrease in specific fuel consumption and an increase in flight range, and if one of them fails, it also increases asymmetry of horizontal traction. The third is that the triangular end parts of the wing have significant curvature and twist to increase its lifting force, which creates an acceptable course of end stall, but the triangular shape of the wing in terms of worsens the natural laminar supersonic flow around its profile on external surfaces, since the triangular wing is larger total located to the end breakdown. The fourth is that the vertical twin-tail plumage does not provide longitudinal-transverse stability, and to improve this, the aircraft fuselage has an increased length, almost twice the wingspan, which significantly increases its weight.

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 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 главными опорами.Closest to the proposed invention is an experimental supersonic aircraft mod. Su-47 "Golden Eagle" OKB "them. Sukhoi ”(Russia), made of composite materials, aluminum and titanium alloys, and according to the aerodynamic scheme“ integral unstable longitudinal triplane ”with a reverse sweep wing, contains a front horizontal tail unit (PGO), whose all-turning consoles are mounted on the upper parts of the side air intakes two turbojet two-circuit afterburning engines (TRDDF), located in nacelles between the tail beams, having vertical plumage on their outer sides with small stabilization consoles congestion, and a three-leg wheeled chassis, retractable from the bow auxiliary and main supports.

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.Signs that coincide - the presence of what is performed according to the aerodynamic scheme "integral unstable longitudinal triplane" with two pitch control surfaces - this is an all-inclusive PGO and flapper wings of the reverse sweep wing, in the root parts of which there are mounted swept influxes. The main advantages of this arrangement: a significant increase in aerodynamic quality during maneuvering (especially at low speeds), greater lift in comparison with a direct sweep wing of the same area, increase in range at subsonic speed due to less balancing drag, better handling at low speeds, best working conditions of wing mechanization, the best anti-tear characteristics, an increase in the internal volumes of the airframe at the junction of the wing and the fuselage. In addition, the external CBS consoles having a negative sweep along the leading edge of -20 ° and at the rear of -37 ° with a wing elongation of the order of λ = 5.0 are 90% made of composite materials. The console part of the wing is folding. Its front surface is equipped with a deflectable toe, and the entire rear surface is occupied by a single-section flap and flapper. The main landing gear is equipped with wheels and retracted into niches on the sides of the air ducts of the air intake. The front two-wheel strut retracts into the fuselage by turning forward. The SU engines of the TRDDF D-30F-11 model, made with a reduced afterburner length, create a thrust-weight ratio of up to 0.918 in the afterburner mode with its take-off weight of 0.9 t, located between the tail beams, on the outer sides of which a twin tail unit with small stabilizer consoles is mounted. The air intakes of the engines, the cross-sectional shape of which is close to the circle sector, are located along the sides of the oval fuselage and under the wing-shaped swept influxes. Their air channels are S-shaped, which provides shielding of the compressor blades of the turbofan engine. On the upper surface there are two wings, which serve for additional air intake during maneuvering and on takeoff and landing modes.

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.Reasons that impede the task: the first is that the external KOS consoles with its range L _cr = 16.7 m experience sufficient torsion loads, therefore its design is 90% made of composite materials that provide sufficient torsional rigidity, but without additional control of the lifting force 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 KOS lengthening (λ) is λ = 4.98 and this greatly limits the possibility of further increasing the flight speed and even with such a significant thrust-weight ratio of the SU. The third one is that a high-lying swept stabilizer, having a trapezoidal shape in plan, is mounted behind the CBS and, having a much smaller area, does not improve the shift of the focus of the lifting force backward inherent to the CBS relative to a larger area when it reaches supersonic speed, thereby worsening the balancing resistance in his supersonic flight. The fourth is that the vertical tail, the keels of which have a much smaller relative area, are made deflected outward from the plane of symmetry at an angle of 3 °, and do not create sufficient roll and pitch stability at high supersonic speeds, which leads to the need for a corresponding increase in the CBS and due to the lack of additional vertical surfaces to increase the loss of balancing resistance.

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.The present invention solves the problem in the above-mentioned experimental supersonic aircraft model Su-47 "Berkut" to improve the natural laminar supersonic flow around the profile of the combination of the wing system and increase aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes, to solve at supersonic flight speeds the problem of increasing the longitudinal inclination of the dive when shifting backward aerodynamic focus of the wings by doubling the effective area of vertical surfaces, as well as reducing drag ivleniya by balancing and the sonic boom at overcoming the sound barrier, but also to improve quietness of flight due to the formation of the modified inverted shock waves moving towards the head, a miniature acoustic shock absorber.

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, но и снабжен системой низкорасположенных крыльев, имеющих концевые хорды переднего и заднего крыльев, размещенные в плане соответственно спереди и сзади по полету от соответствующих корневых хорд и представляющих 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 и отрицательным углами их поперечного V, образуют с консолями заднего крыла при виде спереди Х-образные конфигурации разновеликих крыльев, внешние секции большего переднего и меньшего заднего из них размаха располагаются соответственно как бы в плоскости консолей инвертированного U-образного стабилизатора и внутренних секций переднего КОС, цельноповоротные стреловидные внешние секции 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 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 секции заднего крыла, отклоняясь из нижнего в верхнее положение на угол 65,5°, преобразуют конструктивно-силовую схему (КСС) с системы двух крыльев, имеющих Х-образную в плане их конфигурацию, в КСС переднего КОС типа "чайка", имеющего как бы разнесенное двухбалочное вертикальное оперение, кили которого при виде спереди отклонены наружу под углом 12° 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 секций заднего крыла схемотехнически синхронизирован как между собой, так и с их закрылками и возможен только после их уборки, причем инвертированный U-образный стабилизатор, выполненный с отклоненными от плоскости симметрии наружу консолями и имеющий как округленные вершины, охватывающие при этом от внешних бортов и верхних частей гондол круглого сечения верхних двигателей, смонтированных на верхней части фюзеляжа и по внешним поверхностям вертикального оперения, так и на его консолях внутренние и внешние развитые рулевые поверхности - элевоны, размещенные по всему его размаху, смонтирован его законцовками на конце 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 развитым форкилем вертикального оперения, причем скос передней части воздухозаборника каждой гондолы верхнего двигателя размещен при виде сбоку параллельно передней кромке вертикального оперения, имеющего цельноповоротную развитую заостренную концевую часть, при этом с целью повышения его бесшумности и улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех близко расположенных в продольном направлении несущих поверхностей: ПГО, переднего КОС типа "чайка" с наплывами и инвертированного U-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 U-образного стабилизатора как бы ряд поперечных боковых, нижних и верхних инвертированных V-образных конфигураций, последние две их которых, разделенные вертикальным оперением, увеличивают 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 высокорасположенное трапециевидное упомянутое цельноповоротное ПГО, смонтированное с положительным углом поперечного V и расположенное при виде спереди параллельно средней линии и плоскости корневых стреловидных наплывов, размещенных совместно с внутренними секциями переднего КОС 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 крыльев и обеспечивающее наравне как с последним и развитыми с углом стреловидности χ=+70° его наплывами, так и задним крылом, имеющим обтекатели от задней его кромки, размещенной в плане параллельно передней кромке инвертированного U-образного стабилизатора обратной стреловидности, приемлемую их эффективность на режимах взлета-посадки, усиленную суперциркуляцией, позволяющей уменьшить потери на балансировку, а, используя средства автоматики для отклонения развитых рулевых поверхностей инвертированного U-образного стабилизатора обратного сужения, решать вопросы устойчивости и балансировки при изменении скорости как с дозвуковой до сверхзвуковой скорости полета, так и обратно.Distinctive features of the present invention from the above-mentioned well-known experimental supersonic aircraft model Su-47 "Golden Eagle", closest to it, are the fact that it is equipped with a shock absorber made in the form of an elongated conical rod having in its rear part behind its pointed two different-sized sections with the corresponding saddle-shaped circular refinements, forming two configurations of different-sized infinity signs, smaller and larger, respectively, the first smaller the second and final refinement with the ellipsoid developed shape of the fuselage head to the leading edge of the PGO mounted behind the cockpit on the top of the fuselage and increasing the cross-sectional area of the head and, therefore, holding the transition through the sound barrier at the top and damping the cotton, and therefore, beyond due to the distribution of the power of the shock wave over a larger area, it will lead to a more intense dissipation of its energy, but it is also equipped with a system of low-lying wings having end chords of the anterior and of the rear wings, located in the plan, respectively, front and rear in flight from the corresponding root chords and representing a combination of two with the X-shaped plan of the wing consoles, the front of which is the aforementioned CWS of the “gull” type, equipped from the trailing edge with streamlined spaced beams in kinks its consoles, the internal together with the swept influx and the outer sections of which, mounted respectively with positive and negative angles of their transverse V, form with the rear wing consoles front view X-shaped configurations of different-sized wings, the outer sections of the larger front and smaller rear span are respectively located as if in the plane of the inverted U-shaped stabilizer consoles and the inner sections of the front CBS, the fully-rotated swept outer sections of the rear wing, having their symmetrical profile and equipped the possibility of their rotation in the vertical transverse plane around the longitudinal axis of the corresponding rotary central part of the spaced beam, and providing you completeness after turning the left and right outer consoles counterclockwise and clockwise, respectively, when the front view of the function is two additional elytra swept keels with the formation of a three-keel airframe in flight, providing a decrease in the focus shift of the wing backward, improving pitch, yaw and roll stability, but also back, while the swept outer sections of the hind wing, deviating from the lower to the upper position by an angle of 65.5 °, transform the structural-force circuit (KSS) from a system of two wings having an X-shaped in terms of their configuration, in the KSS of the front CWS of the "seagull" type, as if with a spaced two-beam vertical plumage, the keels of which, when viewed from the front, are deflected outward at an angle of 12 ° from the plane of symmetry, and the mechanization of the combination of the wing system includes slats installed along the front edge of the front the wings and circuitry synchronized with the flaps and flappers of the front wing and the flaps of the rear wing are made with the possibility of their automatic release / cleaning only before / after the release / cleaning of the flaps with flappers and flaps, respectively, while the rotation of the left and right all-rotating external sections of the rear wing is synchronously synchronized both with each other and with their flaps and is possible only after cleaning, with an inverted U-shaped stabilizer made with consoles deflected from the plane of symmetry outward and having both rounded peaks, covering at the same time from the outer sides and the upper parts of the nacelles of circular cross section of the upper engines mounted on the upper part of the fuselage and on the outer surfaces During vertical plumage, and on its consoles, internal and external developed steering surfaces - elevons located throughout its span, are mounted with its tips at the end of the upper stationary part of the corresponding spaced beam and forms a diamond-like configuration when viewed from the front together with the internal sections of the front wing having a smaller diagonal, combined with a developed vertical tail feathers, and the bevel of the front of the air intake of each nacelle of the upper engine is placed at the side view parallel to the front edge of the vertical tail, which has a fully rotated, developed pointed end part, with the aim of increasing its noiselessness and improving the natural laminar supersonic flow around the profiles of three bearing surfaces closely spaced in the longitudinal direction: PGO, front seagull-type gull with inlays and inverted U -shaped stabilizer, arranged with a shift both vertically and horizontally as if in a “checkerboard pattern”, and the first two in the carrier system “PGO-front wing”, the image having a duck pattern, as it were, with a multi-tail tail, having from the spaced beams when viewed from the front, the lower and upper, respectively, M-shaped and W-shaped configurations of the bearing surfaces, which, when viewed from the front of the KCC, are the wing system consoles together with the inverted U- consoles shaped stabilizer, as it were, a series of transverse lateral, lower and upper inverted V-shaped configurations, the last two of which, separated by vertical plumage, increase the cross-sectional area of the central and aft Because of its glider, it is possible to initiate inverted shock waves moving towards the head, reduced by the nasal absorber of the sound shock, which means that as a result of their doubled interference, the intensity of the resulting wave decreases, but the distribution of the latter’s power over a larger area will lead to more intense dissipation of its energy, and the removal of sound shocks that occur when the sound barrier is overcome, both up and on the sides, but also, damping the sound disturbance, holds it longer at a height flight, which means that the shock wave will noticeably weaken before it reaches the ground, moreover, the highly trapezoidal mentioned all-rotary PGO mounted with a positive angle of transverse V and located when viewed from the front parallel to the midline and plane of the root swept flows, placed together with the internal sections of the front CBS type “seagull” to breaks in its consoles, but also having positive and negative sweep angles, respectively, along its front and rear edges, placed in terms of pairs parallel to the corresponding edges of the hind and front wings and providing, along with the last and developed with sweep angle χ = + 70 ° of its influxes, and the rear wing, having fairings from its rear edge, placed in plan parallel to the front edge of the inverted U-shaped reverse stabilizer sweeps, their acceptable efficiency on take-off and landing modes, enhanced by supercirculation, which allows to reduce balancing losses, and, using automation to deflect developed steering surfaces Tay inverted U-shaped stabilizer reverse narrowing solve problems at a rate of change of stability and balance both subsonic to supersonic flight speed, and vice versa.

Кроме того, силовая установка (СУ) снабжена двумя нижними двигателями в общей гондоле, смонтированной по обе стороны от развитого форкиля, выполненного удлиненным до передней части общей гондолы, размещенной под соответствующими верхними двигателями на нижней, плавно образованной утонченности задней части фюзеляжа, при этом скос передней части воздухозаборника общей гондолы размещен при виде сбоку параллельно соответственно наклонной спереди-назад поверхности удобообтекаемого скоса, образующего кормовую утонченность фюзеляжа, причем 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 нижними ТРДДФ, содержит и два однотипных с последними бесфорсажных ТРДД, смонтированных в упомянутых верхних гондолах, а для достижения скоростей полета с числом Маха (M) M≤1,25 или до 1,26≥М≤2,5 работают на бесфорсажных режимах два или четыре ТРДД соответственно, а для повышения скорости полета в его СУ включаются с форсажным и бесфорсажным режимами соответственно два ТРДДФ и два ТРДД, что позволит достичь скоростей полета до 2,51≥М≤3,2, при этом с целью уменьшения аэродинамического сопротивления и достижения больших дальностей барражирующего полета с крейсерской скоростью, соответствующей числу до M=0,98, 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 общей гондолы нижних двигателей после полной их остановки.In addition, the power plant (SU) is equipped with two lower engines in a common nacelle mounted on both sides of the developed forkil, made elongated to the front of the common nacelle, located under the corresponding upper engines on the lower, smoothly formed refinement of the rear of the fuselage, while the front of the air intake of the common nacelle is placed when viewed from the side parallel to the inclined front-back surface of the streamlined bevel, which forms the aft refinement of the fuselage In order to increase fuel efficiency and achieve the possibility of a long cruising flight at supersonic speeds, its SU is made in the form of a convertible one, which, together with the two lower turbofan engines, also contains two engines of the same type with the last non-turbofan engines mounted in the upper nacelles, and to achieve flight speeds with Mach number (M) M 1 1.25 or up to 1.26 М M 2 2.5, two or four turbofan engines operate in afterburner modes, respectively, and are turned on with afterburner and bezfors to increase flight speed modes, respectively, two turbofan engines and two turbofan engines, which will allow to achieve flight speeds of up to 2.51≥M≤3.2, while in order to reduce aerodynamic drag and achieve long ranges of barrage flight with a cruising speed corresponding to a number of up to M = 0.98 , the central part of the fuselage in front of the aft thinning of the fuselage is provided with a hood extending along the axis of symmetry from its inclined surface, having both in the cross section when viewed from above in the direction of flight, an inverse U-shape and the possibility of fully extending it covering of the front part of the overall engine nacelle lower after their complete stop.

Кроме того, комбинированная СУ, содержащая наряду с разгонно-маршевыми основными двигателями в нижних гондолах и имеющая упомянутые верхние 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 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 вспомогательным ПВРД, используемым при взлете, их основные камеры сгорания как дополнительные форсажные камеры, затем после взлета системы отвода сжатого воздуха от основных двигателей и его доставки к вспомогательным 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 каждом вспомогательном ПВРД установлен автоматический регулятор расхода топлива, реагирующий на изменение давления и температуры, причем топливо, подаваясь при достижении соответствующей сверхзвуковой скорости полета с числом M=1,51, воспламеняется с помощью запала и создается маршевая тяга вспомогательными ПВРД, обеспечивающими возможность использования его в полете как сверхзвуковой самолет со скоростями, превышающими число M=1,51, и самолета с большими сверхзвуковыми скоростями, соответствующими числу М≥3,2, соответственно при работе как двух вспомогательных ПВРД, имеющих подвод тепла в дозвуковом потоке, так и всех четырех двигателей его комбинированной СУ.In addition, the combined control system, which contains, along with the main-acceleration engines in the lower nacelles and having the above-mentioned engines, each of which is made in the form of a direct-flow marching ramjet engine equipped with a supersonic air intake and a nozzle convertible into an accelerating engine in combinations with main engines having each degree of air compression (π _k ) of at least 15.0 under static conditions in their high-pressure compressors, which are equipped with part volume exhaust systems of compressed air and delivery of its flow to the auxiliary ramjet used during take-off, their main combustion chambers as additional afterburners, then, after take-off, the compressed air exhaust system from the main engines and its delivery to the auxiliary ramjet are shut off, and two main engines operate to ensure its flight to trans- and supersonic speeds, and in order to ensure high supersonic speeds of its flight, an automatic fuel consumption controller is installed at each auxiliary ramjet a change in pressure and temperature, and the fuel, supplied when the corresponding supersonic flight speed with the number M = 1.51 is reached, is ignited with the help of a fuse and a marching thrust is created by auxiliary ramjet engines, which make it possible to use it in flight as a supersonic aircraft with speeds exceeding the number M = 1.51, and aircraft with large supersonic speeds corresponding to the number M≥3.2, respectively, when working as two auxiliary ramjet with heat supply in the subsonic stream, and all four engines oil of its combined SU.

Кроме того, с целью достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей полета, соответствующих числу до M=3,3, 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 некоторого увеличения тяги благодаря предварительному подогреву воздуха, обтекающего сопла, и поглощаются теплостойкими материалами, расположенными позади сопел на верхней и боковых поверхностях соответственно кормовой утонченности фюзеляжа и вертикального оперения соответствующих упомянутых нижних и верхних двигателей, имеющих на конце теплопоглощающие кожухи, снижая тепловые нагрузки на стенки сопел, уменьшает инфракрасное излучение и уровень шума истекающих газов.In addition, in order to achieve large cruising supersonic flight speeds corresponding to a number of up to M = 3.3, the aforementioned turbofan engines are made in the form of turbojet engines with an axial compressor and divert the shock wave from them and from their air intakes to their nacelles to change the area of their input path with the possibility of providing combined compression and automatic movement of the conical central axisymmetric body back and forth, while opening for additional suction or bypass air the damsels and flaps located in the front and rear parts of each respective nacelle, which has an adjustable air intake ring 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 automatically shifts, decreasing the inlet area of the corresponding nacelles, and expiring when m of their engines, the combustion products are somewhat cooled by supplying an air flow for their turbines and some increase in thrust due to the preheating of the air flowing around the nozzles, and are absorbed by heat-resistant materials located behind the nozzles on the upper and side surfaces of the aft fuselage and vertical plumage of the corresponding lower and top engines with heat-absorbing housings at the end, reducing heat loads on the nozzle walls, reduces infrared and the noise level of the exhaust gases.

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.In addition, in order to improve the absorption of the shock wave and thermal heating during the passage of the sound and heat barrier, the outer surface of the leading edges of the mentioned VGE, the front with developed influxes and the rear all-turning wings and the vertical tail, but also the input shells of the nacelles of all engines, as well as the nose a fairing of the fuselage having a circular outer surface in the place of attachment of the sound damper with triangular shapes placed by their vertices from their roundish bases in the opposite direction and in each of the four quadrants are respectively formed with a surface application of carbon fiber, but also nanonapyleniem carbon.

Благодаря наличию этих признаков обеспечивается возможность программирования тяги реактивных двигателей конвертируемой СУ сверхзвукового конвертируемого самолета с Х-образным крылом (СКСХК), включающей вместе с двумя нижними ТРДДФ, содержит и два однотипных с последними бесфорсажных ТРДД, смонтированных в верхних гондолах. Для достижения скоростей полета с числом M≤1,25 или до 1,26≥М≤2,5 работают на бесфорсажных режимах два или четыре ТРДД соответственно, а для повышения скорости полета в его СУ включаются с форсажным и бесфорсажным режимами соответственно два ТРДДФ и два ТРДД, что позволит достичь скоростей полета до 2,51≥М≤3,2. Кроме того, для достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей его полета, соответствующих числу до M=3,3, основные ТРДДФ в нижних и верхних гондолах заменяются на турбопрямоточные двигатели изменяемого цикла с осевым компрессором. При этом СКСХК снабжен трапециевидным цельноповоротным ПГО (ЦПГО) и системой крыльев, имеющей концевые хорды переднего и заднего крыльев, 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 и отрицательным углами их поперечного V, образуют с консолями заднего крыла при виде спереди Х-образные конфигурации разновеликих крыльев, внешние секции большего переднего и меньшего заднего из них размаха располагаются соответственно как бы в плоскости консолей инвертированного U-образного стабилизатора и внутренних секций переднего крыла. Цельноповоротные стреловидные внешние секции 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 65,5°, 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 12° 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 U-образный стабилизатор, выполненный с отклоненными от плоскости симметрии наружу консолями и имеющий как округленные вершины, охватывающие при этом от внешних бортов и верхних частей гондол круглого сечения верхних двигателей, смонтированных на верхней части фюзеляжа и по внешним поверхностям вертикального оперения, так и на его консолях внутренние и внешние развитые рулевые поверхности - элевоны, размещенные по всему его размаху, смонтирован его законцовками на конце 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 развитым форкилем вертикального оперения, имеющего переднюю кромку, размещенную при виде сбоку параллельно скосу передней части верхних гондол.Due to the presence of these signs, it is possible to program the thrust of the jet engines of the convertible SU of the X-wing convertible supersonic aircraft (SCXK), which, together with the two lower turbofan engines, also contains two engines of the same type with the last non-turbofan engines mounted in the upper gondolas. To achieve flight speeds with a number M≤1.25 or up to 1.26≥M≤2.5, two or four turbofan engines operate at afterburner modes, respectively, and to increase the flight speed, two turbofan engines and afterburner modes are activated in afterburner and afterburner modes, respectively. two turbofan engines, which will achieve flight speeds of up to 2.51≥M≤3.2. In addition, to achieve large cruising supersonic speeds of its flight, corresponding to a number of up to M = 3.3, the main turbofan engines in the lower and upper nacelles are replaced by variable-speed turbojet engines with an axial compressor. At the same time, the SCKSK is equipped with a trapezoidal all-turning PGO (CPGO) and a wing system having end chords of the front and rear wings, located in front and back, respectively, along the flight from the corresponding root chords and representing a combination of two wing consoles with an X-shaped plan, the front of which is a wing of the "gull" type, equipped from the trailing edge with streamlined spaced beams in the kinks of its consoles, internal together with swept influxes and the outer sections of which are mounted respectively with the positive and negative angles of their transverse V, form with the rear wing consoles when viewed from the front, X-shaped configurations of different-sized wings, the outer sections of the larger front and smaller rear wingspan are respectively located as if in the plane of the inverted U-shaped stabilizer consoles and internal sections of the front wing. All-rotated swept outer sections of the hind wing, having their symmetrical profile and equipped with the possibility of their rotation in the transverse plane around the longitudinal axis of the corresponding rotatable central part of the spaced beam, which, turning from the lower to the upper position by an angle of 65.5 °, transform the KSS of two wings with X -shaped in terms of the configuration in the KSS of the front wing of the "seagull" type with two-beam vertical plumage, and which, after turning the left and right outer consoles, perform the functions of two additional Extra swept keels located outward at an angle of 12 ° from the plane of symmetry, with the formation of a three-keel glider pattern in flight, providing a decrease in the focus shift of the wing back, improving pitch, yaw and roll stability, but also vice versa. The mechanization of the combination of the wing system includes slats installed along the leading edge of the front wing and circuitry synchronized with the flaps and flappers of the front wing and the flaps of the rear wing, made with the possibility of their automatic release / cleaning only before / after the release / cleaning of flaps with flappers and flaps, respectively. At the same time, the rotation of the left and right all-rotating outer consoles of the rear wing is synchronously synchronized both with each other and with their developed flaps and is possible only after cleaning. An inverted U-shaped stabilizer made with consoles deflected from the plane of symmetry outward and having both rounded peaks, covering at the same time from the outer sides and the upper parts of the nacelles of circular cross section of the upper engines mounted on the upper fuselage and on the outer surfaces of the vertical tail, and on its consoles, internal and external developed steering surfaces - elevons, located throughout its span, are mounted by its tips at the end of the upper stationary part of the corresponding ennoy beam and forms together in a front view with the internal front of the wing sections like a rhombus configuration having a smaller size, combined with advanced forkil vertical fin having a leading edge disposed at a side parallel to the front of the upper bevel gondolas.

Для естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех близко расположенных в продольном направлении несущих поверхностей: ЦПГО, переднего крыла типа "чайка" с наплывами и инвертированного U-образного стабилизатора, расположенных со сдвигом и по вертикали, и по горизонтали как бы в "шахматном порядке", а первые два в несущей схеме «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 U-образного стабилизатора обратного сужения 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 вспомогательными маршевыми ПВРД, при этом последние, используя при взлете их основную камеру сгорания как дополнительные форсажные камеры, могут конвертироваться в разгонные двигатели в комбинации с основными ТРДДФ. Причем у ПВРД, рассчитанных 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.For the natural laminar supersonic flow around the profiles of three bearing surfaces closely spaced in the longitudinal direction: the CPGO, the front wing of the “gull” type with influxes and the inverted U-shaped stabilizer, arranged with a shift both vertically and horizontally, as if in a “checkerboard pattern”, and the first two in the carrier diagram are “TsSPGO-front wing”, forming, as it were, with a multi-tail tail, the “duck” scheme, having from the spaced beams when viewed from the front, lower and upper, respectively, M-shaped and W-shaped bearing surfaces, which are KSS of the wing system consoles in conjunction with the inverted U-shaped backward stabilizer consoles, as it were, a series of transverse lateral, lower and upper inverted V-shaped configurations, the last two of which, increasing the cross-sectional area of the central and stern parts of its glider, allow initiate inverted shock waves moving towards the head, reduced by the nasal absorber of the sound shock, and therefore, as a result of their doubled intensity the resulting wave decreases, but the distribution of the latter’s power over a larger area will lead both to a more intense dissipation of its energy and to the removal of sound shocks that occur when the sound barrier is overcome, either up or to the sides, but also, by damping the sound disturbance, it lasts longer at the height of its flight, which means that the shock wave will noticeably weaken before it reaches the ground. The nasal shock absorber is made in the form of an elongated conical rod having in its rear part behind its pointed nose two different sections with corresponding saddle-shaped circular refinements, forming two configurations of different-sized signs of infinity. The largest of them, having an ellipsoid developed shape of the head of the fuselage to the front edge of the CPGO, holds at the top and dampens the shock wave. 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 two main accelerating-marching turbofan engines, equip it with auxiliary march ramjets, while the latter, using their main combustion chamber as take-off afterburners, can be converted into accelerating engines in combination with the main turbofan engines. Moreover, in ramjet engines designed for large supersonic flight speeds with a number of M≥3, the flow is decelerated in the air intake up to subsonic speeds, that is, heat is supplied in a subsonic flow.

Предлагаемое изобретение малошумного СКСХК, имеющего трапециевидное ЦПГО, вертикальное оперение с инвертированным U-образным стабилизатором обратного сужения, содержит комбинированную СУ с двумя верхними ТРДД и двумя нижними ТРДДФ, 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 фиг.1в), иллюстрируется общими видами, представленными на фиг.1.The proposed invention is a low-noise SCSKK with a trapezoidal CPGO, vertical tail with an inverted U-shaped stabilizer of the reverse narrowing, contains a combined control system with two upper turbofan engines and two lower turbofan engines, but also a combination of two wings with an X-shaped arrangement of their consoles with a conditional arrangement of left-hand solid arms and the right rear wing consoles on spaced beams, respectively, when used as vertical and horizontal bearing surfaces (only in figa - paragraph Il and 1c), illustrated in the general views presented in Figure 1.

На фиг.1a изображен на взлетно-посадочных режимах СКСХК общий вид его спереди с передним низкорасположенным КОС типа "чайка" и с расположенными выше последнего и ЦПГО, и цельноповоротными стреловидными левой и правой секциями заднего крыла, но и консолями инвертированного U-образного стабилизатора, охватывающими верхние гондолы ТРРД и отклоненными наружу до разнесенных балок.On figa shows on SCKSK takeoff and landing modes a general view of it from the front with a front low-mounted CBS of the “gull” type and with the upper and lower central landing gears, and all-turning swept left and right sections of the rear wing, but also with inverted U-shaped stabilizer consoles, covering the upper gondolas of the turbojet engine and deflected outward to spaced beams.

На фиг.1б изображен на трансзвуковых режимах полета СКСХК общий вид его сверху с ЦПГО, передним КОС и развитыми наплывами, а также с цельноповоротными стреловидными секциями заднего крыла, смонтированными на разнесенных балках, но и с инвертированным U-образным стабилизатором обратного сужения.Fig. 1b shows, in transonic flight modes, SCKSKh, a general view of it from above with a CPSC, front ASF and developed influxes, as well as with fully rotating swept sections of the rear wing mounted on spaced beams, but also with an inverted U-shaped backward restriction stabilizer.

На фиг.1в изображен на сверхзвуковых режимах полета СКСХК 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 (показан правый) внешние секции заднего крыла, вертикальным оперением, общей гондолой нижних ТРДДФ, размещенной в кормовом утончении фюзеляжа, и инвертированным U-образным стабилизатором обратного сужения, охватывающим вверху своими округлениями верхние гондолы ТРРД.Figure 1c shows a general side view of the SCKSK in supersonic flight modes with a conical sound absorber in the nose cone of an ellipsoid shape of the head of the fuselage, CPGO, front KOS with spaced beams having external wing wing sections as two arrow keels (shown right) , vertical plumage, a common nacelle of the lower turbofan engines located in the aft thinning of the fuselage, and an inverted U-shaped stabilizer of the reverse constriction, covering the upper nacelles of the turbofan engines at the top with its roundings.

Сверхзвуковой конвертируемый 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", с плавным сопряжением низкорасположенного переднего КОС 1 типа "чайка" его стреловидных наплывов 2, имеющих переднюю кромку со стреловидностью χ=+70°, и фюзеляжа 3, имеющего сечение близкое 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 1 крыльев. 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° поперечного 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 секции заднего крыла 7, снабженного задними обтекателями 15 и 16 закрылками 16, 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 65,5° вверх и обратно преобразуется его полетная конфигурация (см. фиг.1a). Инвертированный U-образный стабилизатор 17 обратного сужения, имеющий рули высоты 18 и округленные вершины, охватывающие верхние гондолы 19 ТРДД, смонтирован его законцовками на конце стационарной части соответствующей разнесенной балки 11. Нижние гондолы 20 ТРДДФ смонтированы по обе стороны от форкиля 21 вертикального оперения 22, имеющего цельноповоротную концевую часть 23 и размещены на нижнем плавно образованном утончении 24 задней части фюзеляжа 3. Центральная часть последнего перед кормовым утончением 24 снабжена от наклонной его поверхности 25 выдвижным вдоль оси симметрии капотом 26, имеющим в поперечнике при виде сверху в направлении полета обратную U-образность, но и возможность при полном его выдвижении укрытия передних частей круглых гондол 20 двух ТРДДФ после их полной остановки с целью уменьшения аэродинамического сопротивления (см. фиг.1б и 1в).The supersonic convertible aircraft with an X-shaped wing, shown in figure 1, has a glider structure made of composite materials, aluminum and titanium alloys and the aerodynamic scheme "integrated unstable longitudinal triplane", with smooth conjugation of the low-located front KOS type 1 "gull" its arrow-shaped sag 2, having a leading edge with a sweep χ = + 70 °, and the fuselage 3, having a cross section close to oval. The front part of the nose fairing 4 is made “flattened”, equipped with a conical sound absorber 5, forming with the nose fairing 4 an ellipsoidal shape of its head part, having a trapezoidal CPGO 6, mounted according to the rule of areas with a positive transverse angle V = + 12.5 °, has positive and negative sweep angles, respectively, along its front and rear edges, arranged in plan parallel to the corresponding edges of the rear 7 and front 1 wings. The front CBS 1 with developed sagittal influxes 2, mounted according to the area rule and equipped with slats 8 and external flaps 9 with flappers 10, has internal and external sections with positive ψ = + 12.5 ° and negative ψ = -17.5 ° transverse V, forming, when viewed from the front, as if inverted V-shaped consoles of the wing of the “seagull” type 1, equipped with spaced beams 11 in its kinks from the trailing edge. On the central parts 12 of the beams 11 are installed, forming a system of wings that are X-shaped in plan, swept The left 13 and right 14 sections of the rear wing 7, equipped with rear fairings 15 and 16 with flaps 16, can synchronously rotate them in the transverse plane around the longitudinal axis on the corresponding rotatable central part 12 of the spaced beam 11. When turning sections 13-14 of the rear wing 7 at an angle of 65.5 ° up and back its flight configuration is converted (see figa). An inverted U-shaped stabilizer 17 of the reverse restriction having elevators 18 and rounded peaks covering the upper nacelles 19 of the turbofan engine, mounted by its tips on the end of the stationary part of the corresponding spaced beams 11. The lower nacelles 20 of the turbofan engine are mounted on both sides of the forkil 21 of the vertical tail 22, having a fully rotatable end portion 23 and placed on the lower smoothly formed thinning 24 of the rear of the fuselage 3. The Central part of the latter before the feed thinning 24 is equipped with an inclined surface 25 with a hood 26 extending along the axis of symmetry, having a reverse U-shaped cross-section when viewed from above in the flight direction, but also with the possibility of fully extending the cover of the front parts of the round nacelles 20 of two turbofan engines after they are completely stopped in order to reduce aerodynamic drag (see figb and 1c).

В конструкции верхних 19 и нижних 20 круглого сечения гондол соответственно как для двух ТРДД и двух ТРДДФ, так и для двух турбопрямоточных двигателей с осевым компрессором и двух ТРДДФ соответственно как в конвертируемой, так и комбинированной СУ для изменения площади горла соответствующего воздухозаборника предусмотрено перемещения конусообразного осесимметричного центрального тела 27 вперед-назад. Вблизи передней части каждой из верхних 19 и нижних 20 гондол для дополнительного всасывания или перепуска воздуха открываются дополнительные отверстия (на фиг.1 не показаны). При достижении сверхзвуковой скорости полета каждое центральное тело 27 автоматически сдвигается, уменьшая площадь входа воздухозаборников соответствующих гондол 19-20, 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. Шасси убирающееся трехопорное с вспомогательной носовой опорой и двумя колесами 28 убирается в нишу фюзеляжа 3, главные боковые опоры с четырьмя колесами 29 - в центроплан переднего крыла 1.In the design of the upper 19 and lower 20 circular cross-sections of the nacelles, respectively, for both two turbofan engines and two turbofan engines, and for two turbojet engines with an axial compressor and two turbofan engines, respectively, in both convertible and combined control systems for changing the throat area of the corresponding air intake, cone-shaped axisymmetric movements are provided central body 27 back and forth. Near the front of each of the upper 19 and lower 20 nacelles, additional openings are opened for additional air intake or bypass (not shown in FIG. 1). When a supersonic flight speed is reached, each central body 27 is automatically shifted, decreasing the intake area of the air intakes of the corresponding nacelles 19-20, and the combustion products flowing out of their engines are somewhat cooled by supplying an air flow from their turbines and some increase in traction due to the preliminary heating of the air flowing around the nozzle , and are absorbed by heat-resistant materials located behind the nozzles on the surfaces of the aft fairing of the fuselage and the tip of the vertical tail, respectively GOVERNMENTAL main and auxiliary engines, having at the end of the heat absorbing jackets, reducing thermal stresses on the wall of the nozzle, reduces the level of infrared radiation and flowing gas noise. The retractable tricycle landing gear with auxiliary nose support and two wheels 28 retracts into the fuselage niche 3, the main side supports with four wheels 29 - into the center wing center wing 1.

Управление многоцелевым СКСХК при взлете-посадке и при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета обеспечивается отклонением рулевых поверхностей: ЦПГО 6, флапперонов 10, рулей высоты 18 и направления - цельноповоротной части 23 вертикального оперения 22. Для соответствующего взлета и посадки на поверхность земли используются колеса 28 и 29 убирающегося шасси.Management of the multipurpose SCKSK during take-off and landing and at subsonic and supersonic flight speeds is provided by the deviation of the steering surfaces: TsPGO 6, flappers 10, elevators 18 and the direction of the all-turning part 23 of the vertical tail 22. For the corresponding take-off and landing on the ground, wheels 28 and 29 retractable landing gear.

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 верхними 19 ТРДД и двумя нижними 20 ТРДДФ, работающими на форсажном режиме. 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 6 и соответствующего ему большого отклонения предкрылков 8 и закрылков 10 и 16, то при транс- и сверхзвуковых режимах полета инвертированный U-образный стабилизатор 17 обратного сужения 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 КОС 1 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 скоростью полета СКСХК обеспечивается комбинированной его СУ и работой двух ТРДДФ в комбинации с парой газотурбинных прямоточных двигателей (ГТПД) изменяемого цикла, а путевое управление обеспечивается рулями направления - цельноповоротной частью 23 вертикального оперения 22 (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 два ТРДДФ, два ГТПД или четыре, используемые в полете на сверхзвуковых (с 1,8≤М≥2,4) или больших сверхзвуковых (с М=3,3) скоростях полета.At the same time, the lifting force is created by TsSPGO 6, the front KOS type 1 “seagull” with influx 2 and the rear wing 7, and the horizontal take-off jet thrust is generated by the two upper 19 turbofan engines and the two lower 20 turbofan engines operating in afterburner mode. The latter possibility and the X-shaped wing in the combination of the wing system: the front CBS 1 with influx 2 and the rear 7 with sections 13-14 create a lot of lift and, especially, together with CPGO 6, which makes it possible to significantly reduce the take-off length during take-off. Since the increase in lifting force from TsSPGO 6 at take-off modes will be much more (about two times) due to the large moment from TsPGO 6 and the corresponding large deviation of slats 8 and flaps 10 and 16, then in trans- and supersonic flight modes the inverted U- the shaped stabilizer 17 of the reverse restriction with the developed rudders of height 18 improves stability in the longitudinal channel. In addition, the swept influx 2 of the forward CBS 1 of the “seagull” type creates additional lifting force and their effectiveness as bearing surfaces, which is maximized in flight with high supersonic speeds, when the lifting force is required mainly in order to counter the tendency to increase the longitudinal inclination by dive when shifting back the aerodynamic focus of CBS 1 and to reduce the resistance from balancing. Additional lifting force from the influx 2 is created at the front of the fuselage 3, this allows, increasing the aerodynamic quality, not to flip up the flappers 10 of the front wing 1, but rather, while reducing balancing losses, a slight upward movement of the elevators 18. Additional lateral force during supersonic flight from elytra swept keels 13-14 provides a reduction in the focus shift of the wing backward, improved stability in pitch, yaw and roll. After take-off and climb, the supersonic speed of the SCSKhK is ensured by its combined control system and the operation of two turbofan engines in combination with a pair of gas turbine direct-flow engines (GTPD) of a variable cycle, and the directional control is provided by rudders - an all-turning part 23 of the vertical tail 22 (see Fig. 1c) . Longitudinal and lateral control can be carried out respectively by the steering surfaces - in-phase deviation of elevators 18 (or flappers 10) and differential - flappers 10. Optimization of cruise flight efficiency at supersonic speeds is achieved by appropriate programming of thrust of the combined SU: two turbofan engines, two gtpd or four, used in flight at supersonic (with 1.8≤M≥2.4) or large supersonic (with M = 3.3) flight speeds.

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 U-образный стабилизатор 17 обратного сужения 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 двойной их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается.To improve the energy dissipation of the shock wave, the trapezoidal CPGO 6, mounted with a positive transverse angle V = + 15 °, holds at the top and dampens the transition cotton through the sound barrier by increasing the cross section of the head of the fuselage 4, and the inverted U-shaped stabilizer 17 of the reverse constriction together with inverted V-shaped consoles of the front CBS 1 form modified inverted shock waves moving towards the head, reduced by the sound absorber 5, made with the fairing 4 of the fusel 3 in the form of two different signs of infinity, and, as a result, as a result of their double interference, the intensity of the resulting wave decreases.

Таким образом, малошумный СКСХК с ЦПГО и вертикальным оперением, объединенным с инвертированным U-образным стабилизатором обратного сужения позволяет, программируя тягу конвертируемой СУ в соответствии с режимами полета, достигать укороченного взлета и скорости полета с числом M≥3,2 при большом уровне малошумности, безопасности и высокой степени наработки на отказ двигателей.Thus, a low-noise SCSK with a central control center and vertical tail, combined with an inverted U-shaped stabilizer of reverse restriction, allows, by programming the thrust of a convertible control system in accordance with flight modes, to achieve short take-off and flight speed with the number M≥3.2 at a high level of low noise, safety and high MTBF.

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 два однотипных с последними бесфорсажных ТРДД. Для достижения скоростей полета многоцелевого СКСХК с числом М≤1,25 или до 1,26≥М≤2,5 работают на бесфорсажных режимах два или четыре ТРДД соответственно. Для повышения скорости полета в его СУ включаются с форсажным режимом два ТРДДФ и два ТРДД, что позволит достичь скоростей полета до 2,51≥М≤3,2. Теперь уже нет сомнений только высокоэкологичные СКСХК с конвертируемой однотипной СУ - это одно из возможных направлений развития передовой авиационной техники и сверхзвуковых самолетов нового поколения (см. табл. 1).Prior to the creation of highly efficient ramjet engines and variable-speed gas turbine direct-flow engines for combined control systems, it is possible to use a convertible control system containing two turbofan engines and two engines of the same type with the latest afterburned turbofan engines instead of a single one. To achieve the flight speeds of the multipurpose SCKSK with the number M≤1.25 or up to 1.26≥M≤2.5, two or four turbofan engines operate on after-flight modes, respectively. To increase the flight speed, two turbofan engines and two turbofan engines are switched on in its control system with afterburner, which will make it possible to achieve flight speeds of up to 2.51≥M≤3.2. Now there is no doubt only highly ecological SCXK with a convertible SU of the same type - this is one of the possible directions for the development of advanced aviation technology and new generation supersonic aircraft (see Table 1).

Claims

1. A supersonic convertible aircraft with an X-shaped wing made of composite materials, aluminum and titanium alloys and according to the aerodynamic scheme "integrated unstable longitudinal triplane" with a reverse sweep wing (CBS), contains front horizontal tail unit (PGO), all-rotary consoles of which are mounted on the upper parts of the side air intakes, two turbojet double-circuit afterburning engines (TRDDF) located in the nacelles between the tail beams having a vertical along their outer sides empennage with small stabilizer consoles, and a three-wheeled wheeled chassis, retractable from the nose auxiliary and main supports, characterized in that it is equipped with an acoustic shock absorber made in the form of an elongated conical rod having in its rear part behind its pointed nose two different sections with the corresponding saddle-shaped circular refinements, forming two configurations of different-sized signs of infinity, smaller and larger, respectively, the first lesser refinement with the larger second and last drown relationship with the ellipsoid developed shape of the head of the fuselage to the leading edge of the PGO mounted behind the cockpit on the upper part of the fuselage and increasing the cross-sectional area of the head and, therefore, holding the transition through the sound barrier at the top and damping the cotton, and therefore, due to the distribution of the shock wave power over a larger area, will lead to a more intense dissipation of its energy, but it is also equipped with a system of low-lying wings with end chords of the front and rear wings, placed in the plan respectively right in front and behind in flight from the corresponding root chords, and representing a combination of two wing consoles with an X-shaped plan, the front of which is the aforementioned CWS of the “seagull” type, equipped from the trailing edge with spaced beams in the breaks of its consoles, internal jointly with swept influxes and the outer sections of which are mounted respectively with positive and negative angles of their transverse V, form with the consoles of the rear wing when viewed from the front, X-shaped configurations of different great wings, the outer sections of the larger front and smaller rear spans are respectively located in the plane of the consoles of the inverted U-shaped stabilizer and the inner sections of the front CBS, the fully-rotated swept outer sections of the rear wing, having their symmetrical profile and equipped with the ability to rotate them in the vertical transverse the plane around the longitudinal axis of the corresponding rotary Central part of the spaced beams, and providing performance after turning the left and right external consoles, respectively, counterclockwise and clockwise when viewed from the front, the function of two additional elytra swept keels with the formation of a three-keel glider pattern in flight, providing a reduction in the focus shift of the wing backward, improving pitch, yaw and roll stability, but also vice versa, while the swept outer sections the hind wing, deviating from the lower to the upper position by an angle of 65.5 °, transform the structural-force circuit (KSS) from a system of two wings having their X-shaped in plan view to the KSS of the front KO of a “gull” type, with a kind of spaced two-beam vertical plumage, the keels of which, when viewed from the front, are deflected outward at an angle of 12 ° from the plane of symmetry, and the mechanization of the combination of the wing system includes slats installed along the leading edge of the front wing and synchronized with the front flaps and flappers of the front wing and flaps of the rear wing, made with the possibility of automatic release / cleaning only before / after the release / cleaning of flaps with flappers and flaps, respectively, p In this case, the rotation of the left and right all-rotating external sections of the rear wing is synchronously synchronized both with each other and with their flaps and is possible only after their cleaning, moreover, an inverted U-shaped stabilizer made with consoles deviated from the symmetry plane outward and having both rounded vertices, covering at the same time from the outer sides and the upper parts of the circular nacelles of the upper engines mounted on the upper part of the fuselage and on the outer surfaces of the vertical tail, and on its In salts, the inner and outer developed steering surfaces — elevons located along its entire span — are mounted with its tips at the end of the upper stationary part of the corresponding spaced beam and forms, as viewed from the front, together with the inner sections of the front wing, a rhomboid configuration with a smaller diagonal combined with the developed a vertical tail feather, and the bevel of the front of the intake of each nacelle of the upper engine is placed in a side view parallel to the front edge of the vertical on the plumage, which has a fully rotatable, developed pointed end part, with the aim of increasing its noiselessness and improving the natural laminar supersonic flow around the profiles of three bearing surfaces closely spaced in the longitudinal direction: PGO, forward seagull type “gull” with influxes and an inverted U-shaped stabilizer, arranged with a shift both vertically and horizontally as if in a “checkerboard pattern”, and the first two in the PGO-front wing carrier system, forming as if with a multi-tail tail In this case, the “duck” scheme has, from the spaced beams, when viewed from the front, the lower and upper, respectively, M-shaped and W-shaped configurations of the bearing surfaces, which are, when viewed from the front of the KCC, the wing system consoles together with the inverted U-shaped stabilizer consoles, as it were, a series of transverse lateral, lower and upper inverted V-shaped configurations, the last two of which, separated by vertical plumage, increase the cross-sectional area of the central and aft parts of its glider, allow initiating inverted shock waves moving towards the head, reduced by the nasal absorber of a sound shock, which means that as a result of doubling their interference, the intensity of the resulting wave decreases, but the distribution of the latter’s power over a larger area will lead to both more intense dispersion of its energy and the removal of sound shocks, arising at the moment of overcoming the sound barrier, both upwards and on the sides, but also, muffling the sound disturbance, holds longer at the height of its flight, which means that the shock wave is noticeably donkey no, before it reaches the ground, and the highly trapezoidal all-inclined PGO mentioned above, mounted with a positive angle of transverse V and located when viewed from the front parallel to the midline and plane of the arrow-shaped inflows, placed together with the internal sections of the front CWS of the “seagull” type to fractures of its consoles, but also having positive and negative sweep angles, respectively, along its front and rear edges, arranged in plan parallel to the corresponding edges of the rear and the front wing and providing, along with the last and developed with sweep angle χ = + 70 ° its influxes, and the rear wing having fairings from its rear edge, arranged in plan parallel to the front edge of the inverted U-shaped reverse sweep stabilizer, their acceptable efficiency on take-off and landing modes, enhanced by supercirculation, which allows to reduce balancing losses, and, using automation to deflect the developed steering surfaces of the inverted U-shaped stabilizer For the inverse narrowing, to solve the problems of stability and balancing when the speed changes both from subsonic to supersonic flight speed, and vice versa.

2. A supersonic convertible aircraft with an X-wing according to claim 1, characterized in that the power plant (SU) is equipped with two lower engines in a common nacelle mounted on both sides of the developed forkil made elongated to the front of the common nacelle located under the corresponding upper engines on the lower smoothly formed refinement of the rear of the fuselage, while the bevel of the front of the air intake of the common nacelle is placed in side view in parallel with a parallel inclined front-back surface and a streamlined bevel, which forms the aft refinement of the fuselage, and with the aim of increasing fuel efficiency and achieving the possibility of a long cruising flight at supersonic speeds, its SU is made in the form of a convertible one, which, together with the two lower turbofan engines, contains two similar turbofan engines mounted in mentioned upper nacelles, and to achieve flight speeds with the Mach number (M) M≤1.25 or up to 1.26≥M≤2.5, two or four turbofan engines operate on after-flight modes, respectively o, and to increase the flight speed, two turbofan engines and two turbofan engines are switched on with its afterburner and afterburner modes, which will allow to achieve flight speeds of up to 2.51≥M≤3.2, while reducing aerodynamic drag and achieving long ranges of a boarding flight with a cruising speed corresponding to a number up to M = 0.98, 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 its inclined surface, having a cross-section as seen from above in the direction In flight, the reverse U-shape, as well as the possibility, when fully extended, of sheltering the front of the common nacelle of the lower engines after they are completely stopped.

3. A supersonic convertible aircraft with an X-wing according to claim 1 or 2, characterized in that the combined SU, containing along with the main-propulsion main engines in the lower nacelles and having the above-mentioned upper engines, each of which is made in the form of direct-flow marching air - a jet engine (ramjet) equipped with a supersonic air intake and a nozzle convertible into an accelerating engine in combination with the main engines having each air compression ratio (π _k ) of at least 15.0 under static conditions in and x high-pressure compressors, which are equipped with systems for removing part of the volume of compressed air and delivering its flow to auxiliary ramjets used when taking off their main combustion chambers as additional afterburners, then, after takeoff, the system for removing compressed air from main engines and its delivery to auxiliary ramjets and, operating two main engines, ensure its flight at trans- and supersonic speeds, while ensuring high supersonic speeds of its flight at each auxiliary The automatic ramjet engine has an automatic fuel consumption controller that responds to changes in pressure and temperature, and the fuel is supplied when the corresponding supersonic flight speed with a number of M = 1.51 is reached, ignited with the help of a fuse and a marching thrust is created by auxiliary ramjet engines, which make it possible to use it in flight as a supersonic aircraft with speeds exceeding the number M = 1.51, and an aircraft with large supersonic speeds corresponding to the number M≥3.2, respectively, when operating as two auxiliary The ramjet ramjet with heat supply in the subsonic flow, and all four engines of its combined control system.

4. A supersonic convertible aircraft with an X-wing according to claim 1 or 2, characterized in that in order to achieve large cruising supersonic flight speeds corresponding to a number of up to M = 3.3, the aforementioned turbofan engines are made in the form of turbofan engines with an axial compressor and the removal of the shock wave from them and from their air intakes of their nacelles to change the area of their input path are made with the possibility of providing combined compression and automatic movement of the conical central axisymmetric body forward- on the other hand, while for additional air intake or bypass, flaps and flaps are opened located in the front and rear parts 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 working with maximum vacuum in the bottom areas created at an ejector half-angle of 8 °, and when a supersonic flight speed is reached, each central body automatically shifts, is smart the inlet area of the air intakes of the respective nacelles, and the combustion products flowing out of their engines are somewhat cooled by the air flow for their turbines and some increase in thrust due to the preliminary heating of the air flowing around the nozzles, and are absorbed by heat-resistant materials located behind the nozzles on the upper and side surfaces, respectively fuselage aft refinement and vertical tail assembly of the corresponding lower and upper engines having heat-absorbing at the end housings, reducing the thermal load on the nozzle wall, reduces the level of infrared radiation and flowing gas noise.

5. A supersonic convertible aircraft with an X-wing according to paragraphs. 1-4, characterized in that in order to improve the absorption of the shock wave and thermal heating during the passage of the sound and heat barrier, the outer surfaces of the front edges of the mentioned PGO, the front with developed influx and the rear all-turning wings and vertical tail, but also the input shells of the nacelles of all engines , as well as the nose fairing of the fuselage, which has a circular outer surface with the triangular shapes located at the attachment point of the shock absorber, located at the opposite ends from their rounded bases the flight and in each of the four quadrants, respectively, are made with the surface deposition of carbon fiber, but also with carbon nanodispersion.