RU2682700C2 - Высокоманевренный самолет - Google Patents
Высокоманевренный самолет Download PDFInfo
- Publication number
- RU2682700C2 RU2682700C2 RU2017128333A RU2017128333A RU2682700C2 RU 2682700 C2 RU2682700 C2 RU 2682700C2 RU 2017128333 A RU2017128333 A RU 2017128333A RU 2017128333 A RU2017128333 A RU 2017128333A RU 2682700 C2 RU2682700 C2 RU 2682700C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- fuselage
- aircraft
- air intakes
- wing
- Prior art date
Links
- 238000004378 air conditioning Methods 0.000 claims abstract description 4
- QNRATNLHPGXHMA-XZHTYLCXSA-N (r)-(6-ethoxyquinolin-4-yl)-[(2s,4s,5r)-5-ethyl-1-azabicyclo[2.2.2]octan-2-yl]methanol;hydrochloride Chemical compound Cl.C([C@H]([C@H](C1)CC)C2)CN1[C@@H]2[C@H](O)C1=CC=NC2=CC=C(OCC)C=C21 QNRATNLHPGXHMA-XZHTYLCXSA-N 0.000 claims abstract description 3
- 230000004941 influx Effects 0.000 claims description 6
- 238000010926 purge Methods 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 7
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 7
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 7
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 4
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 4
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 description 3
- 229910002111 aluminum magnesium boride Inorganic materials 0.000 description 3
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 3
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 3
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910052582 BN Inorganic materials 0.000 description 1
- ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N Boron Chemical compound [B] ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- PZNSFCLAULLKQX-UHFFFAOYSA-N Boron nitride Chemical compound N#B PZNSFCLAULLKQX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N Magnesium Chemical compound [Mg] FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 241001596784 Pegasus Species 0.000 description 1
- 239000004809 Teflon Substances 0.000 description 1
- 229920006362 Teflon® Polymers 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000000740 bleeding effect Effects 0.000 description 1
- 229910052796 boron Inorganic materials 0.000 description 1
- 244000309464 bull Species 0.000 description 1
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 1
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000011109 contamination Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 229910003460 diamond Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010432 diamond Substances 0.000 description 1
- 230000009189 diving Effects 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 1
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 description 1
- 229910052749 magnesium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011777 magnesium Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000013011 mating Effects 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 229940002988 pegasys Drugs 0.000 description 1
- 108010092853 peginterferon alfa-2a Proteins 0.000 description 1
- -1 polytetrafluoroethylene Polymers 0.000 description 1
- 229920001343 polytetrafluoroethylene Polymers 0.000 description 1
- 239000004810 polytetrafluoroethylene Substances 0.000 description 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/28—Leading or trailing edges attached to primary structures, e.g. forming fixed slots
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации. Высокоманевренный самолет представляет интегральный продольный биплан, включающий фюзеляж, крылья, снабженные корневыми наплывами, на которых расположено переднее горизонтальное оперение, двухкилевое вертикальное оперение, двигатели с изменяемым вектором тяги, имеющий воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования, и шасси. Фюзеляж выполнен с возможностью установки подвесного грузового контейнера. Крылья и переднее горизонтальное оперение имеют дугообразную выемку передней кромки. Воздухозаборники двигателей расположены по бокам фюзеляжа. Скошенные срезы воздухозаборников обращены друг к другу и закрыты ребрами пластин решеток, имеющих ромбическую в поперечном сечении форму и снаружи покрытых мелкоячеистыми сетками. Внутри воздухозаборников установлены наклонные решетки, закрытые со стороны входа мелкоячеистыми сетками. Воздухозаборники выполнены с возможностью сброса воздуха и/или мусора в их нижнюю часть, с последующим сбросом через открывающиеся вверх клапаны. Изобретение направлено на повышение аэродинамического качества. 6 ил.
Description
Изобретение относится к области авиации и представляет собой конструкцию многофункционального, многорежимного, высокоманевренного самолета, преимущественно военного назначения. Самолет предназначен для выполнения тактических боевых задач по уничтожению как воздушных, так и наземных целей, надводных и подводных, на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета, в том числе в условиях горной местности, на густонаселенных территориях, при высокой плотности помех, на малых высотах. Кроме того, предлагаемый самолет может использоваться для палубной авиации, а также, как учебный и тренировочный.
Известен многоцелевой высокоманевренный самолет истребитель Су-47 "Беркут" (С-37), выполненный по аэродинамической схеме "продольный интегральный триплан". Крыло плавно сопрягается с фюзеляжем, образуя единую несущую систему. Крыло истребителя имеет корневой наплыв с малым углом стреловидности по передней кромке и сопрягаемую с ней консольную часть с обратной стреловидностью по передней кромке. Цельно-поворотное переднее горизонтальное оперение данного истребителя имеет трапециевидную форму. Заднее горизонтальное оперение относительно небольшой площади также выполнено цельно-поворотным. Основные одноколесные опоры шасси Су-47 крепятся к фюзеляжу и убираются вперед по полету с разворотом колес в ниши за воздухозаборниками двигателей. Передняя двухколесная опора убирается в фюзеляж вперед по направлению полета (http://www.airwar.ru/enc/fighter/s37.html).
Недостатком вышеуказанного самолета является то, что в областях корневых сечений крыльев обратной стреловидности, с увеличением угла атаки, возникает срыв воздушного потока, что приводит к проявлению аэродинамической дивергенции.
Известен многофункциональный самолет, с пониженной радиолокационной заметностью (патент РФ на изобретение №2502643 С2 опублик. 27.12.2013 Бюл. №36), содержащий планер, силовую установку, комплекс бортового оборудования. Авиационные средства поражения данного самолета размещены внутри планера, углы стреловидности передних и задних кромок несущих поверхностей, воздухозаборников, створок люков приведены к двум или трем направлениям, борта фюзеляжа в поперечном сечении, цельно-поворотное вертикальное оперение выполнены с наклоном от вертикальной плоскости в одном направлении, устройства забора и выброса воздуха выполнены экранированными.
Крыло данного самолета также имеет трапециевидную форму с прямой стреловидностью по передней кромке и недостатком данного самолета, также, будет являться эффект концевого срыва.
Известны дистанционно управляемые парашютные системы «Пегас» («PEGASYS» -от «Precision and Extended Glide Airdrop SYStem»), способные доставлять с больших высот грузы массой 90-1000 кг (модификация «PEGASYS-XL») или 1-4,5 тонны (модификация «PEGASYS-L»), обладающие высокоэффективными системами управления, которые интегрированы с системами управления самолета-носителя. Данная парашютная система, состоящая из собственно парашюта, приемника спутниковых систем навигации, блока питания с батареями, специального программного обеспечения, проводки управления стропами парашюта, и блока радиокомандной линии управления для управления системой с пульта оператора позволяет осуществлять выброску грузов с больших высот, на дальние дистанции, существенно снижает вероятность поражения самолета-носителя средствами противовоздушной обороны противника (ТЕХНОЛОГИИ: Воздушное десантирование: век высоких технологий (http://www.bratishka.ru/archiv/2010/8/2010 8 12.php). Известна также парашютная система точной выброски груза с самолета JPADS (Joint Precision Air Drop System) позволяющая доставлять грузы в требуемую точку, как по спутниковому наведению, так и без него, по визуальным ориентирам. После сброса с самолета-носителя, с больших высот, JPADS, с использованием GPS и системы наведения, осуществляет навигацию и контроль полета системы к пункту назначения, что позволяет доставлять грузы на значительное удаление от точки сбрасывания, с точностью 50-75 метров (https://topwar.ru/43327-tochnaya-vybroska-s-vozduha.html).
Недостатком данных систем является низкое аэродинамическое качество грузовой платформы, ее слабая путевая устойчивость, что снижает точность приземления спускаемого груза, уменьшает дистанции, на которые могут планировать данные системы, делает возможным применение систем только при оптимальных погодных условиях.
Также, известен многоцелевой высокоманевренный самолет истребитель-бомбардировщик Су-34 (прототип), аналогично выполненный по аэродинамической схеме "продольный интегральный триплан". Крыло данного самолета, плавно сопрягающееся с фюзеляжем, имеет трапециевидную форму с прямой стреловидностью. (Су-34 http://www.airwar.ru/enc/bomber/su34.html).
Недостатком данного самолета является эффект концевого срыва, характерного для самолетов, имеющих прямую стреловидность передней кромки крыла, приводящего к срыву воздушного потока и падению подъемной силы.
Сущность изобретения
Высокоманевренный самолет, представляющий собой интегральный продольный биплан, включающий фюзеляж 1, крылья 4, снабженные корневыми наплывами 2, на которых расположено переднее горизонтальное оперение 7, двухкилевое вертикальное оперение 6, двигатели с изменяемым вектором тяги 8, имеющий воздухозаборники 9 и шасси, выполнен так, что его крылья 4 имеют дугообразную выемку передней кромки, изменяющую стреловидность крыла от прямой (в прикорневой части), до обратной (к его концу), выполнен с возможностью установки подвесного грузового контейнера.
Самолет выполнен в виде интегральной биплановой компоновки с неустойчивой аэродинамической схемой. Степень неустойчивости выбрана из условия получения максимального аэродинамического качества с учетом балансировки за счет оптимальных углов отклонения переднего горизонтального цельно-поворотного оперения 7, флаперона (флаперонов) крыла 14, расположенных под острым углом, двумя консолями цельно-поворотного вертикального оперения 6, плоскости хорд которых отклонены от вертикали на острый угол, что позволяет использовать преимущества скошенного оперения, объединяя функции вертикального и горизонтального оперения, уменьшая при этом аэродинамическое сопротивление и вес самолета (по сравнению с продольными трипланами). Высокое аэродинамическое качество обеспечивает исключительно высокую маневренность, в частности, необходимый продольный момент на пикирование для ухода с больших углов атаки, и способствует уменьшению аэродинамической дивергенции и флаттера. На законцовках крыльев расположены контейнеры комплекса радиоэлектронной борьбы 5 (аналогично Су-34).
Изобретение поясняется чертежами.
На представленных чертежах позициями обозначены:
1 фюзеляж;
2 корневые наплывы фюзеляжа;
3 фонарь кабины;
4 консоли крыла;
5 контейнеры комплекса радиоэлектронной борьбы;
6 консоли цельно-поворотного вертикального оперения;
7 консоли цельно-поворотного переднего горизонтального оперения;
8 мотогондолы двигателей;
9 воздухозаборники двигателей;
10 входы в воздухозаборники двигателей, закрывающиеся ребрами пластин решеток (плоскость симметрии пластин параллельна плоскости симметрии самолета), снаружи решетки покрываются мелкоячеистыми металлическими сетками;
11 форма пластины входной решетки воздухозаборника;
12 наклонные решетки внутри воздухозаборников, закрытые со стороны входа мелкоячеистыми металлическими сетками, отбрасывающими центробежной силой мелкий мусор в нижнюю, V-образную часть воздухозаборников и снижающие радиозаметность силовой установки;
13 клапаны сброса мусора из воздухозаборников и стравливания воздуха (открываются вверх);
14 флаперон (флапероны);
15 пилон цельно-поворотного вертикального оперения;
16 воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования;
17 полуконические металлические мелкоячеистые сетки защищающие входы воздухозаборников продува мотоотсеков от попадания в них мусора и снижающие их радиозаметность;
18 поворотные реактивные сопла двигателей;
19 люки шасси;
20 подвесной грузовой контейнер;
21 лонжероны;
22 нервюры;
23 стрингеры;
24 направления воздушных потоков;
25 места основного срыва воздушных потоков;
26 узлы крепления подвесного грузового контейнера к фюзеляжу.
На фиг. 1А показан вид самолета сверху.
На фиг. 1Б показан подвесной грузовой контейнер.
На фиг. 2А показан вид самолета снизу без подвесного грузового контейнера.
На фиг. 2Б показан вид самолета снизу с подвесным грузовым контейнером.
На фиг. 3А показан вид самолета сбоку без подвесного грузового контейнера.
На фиг. 3Б показан вид А на фиг. 3А.
На фиг. 4А показан вид самолета спереди после отстыковки контейнера.
На фиг. 4Б показан вид самолета спереди с подвесным грузовым контейнером.
На фиг. 5 показана схема силового набора крыла самолета.
На фиг. 6. схематически показано сравнение обтекания горизонтальных плоскостей самолетов воздушными потоками (самолет Су-34 с прямой стреловидностью крыла, самолет Су-47 с обратной стреловидностью крыла и самолет по представленному изобретению с крылом, совмещающим свойства прямой и обратной стреловидности).
Согласно изобретению (фиг. 1-5), самолет включает фюзеляж 1, содержащий единый несущий корпус, крылья 4 (имеющие дугообразную выемку передней кромки, что позволяет совмещать свойства прямой и обратной стреловидности), имеющие корневые наплывы 2, плавно интегрирующие их с фюзеляжем самолета 1, переднее горизонтальное оперение (также совмещающее свойства прямой и обратной стреловидности) 7, расположенное на наплывах фюзеляжа 2, двухкилевое цельно-поворотное вертикальное оперение 6, расположенное на пилонах 15, являющихся обтекателями гидроприводов цельно-поворотного вертикального оперения. На фронтальной части пилонов расположены воздухозаборники 16 продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования, входы в которые защищены полуконическими металлическими сетками 17. Самолет обладает двигателями с изменяемым вектором тяги 8, оборудованными поворотными осесимметричными реактивными соплами 18. Воздухозаборники двигателей 9 расположены по бокам фюзеляжа при этом нижняя кромка входы (срезы) воздухозаборников двигателей расположена ниже его обводов, за кабиной пилотов. Данные входы выполнены скошенными в двух плоскостях, относительно вертикальных продольной и поперечной плоскостей самолета, при этом, кромки воздухозаборников обращены друг к другу, что образует аэродинамическую «воронку» для нагнетания воздуха под фюзеляж, что способствует увеличению подъемной силы самолета и создает эффект воздушной подушки на взлете и посадке, уменьшает взлетные и посадочные скорости, сокращает дистанцию пробега.
Входы в воздухозаборники двигателей 10, для защиты от попадания в них мусора, закрываются ребрами пластин решеток 11 (плоскость симметрии пластин параллельна плоскости симметрии самолета), снаружи решетки покрываются мелкоячеистыми металлическими сетками. Вышеуказанные пластины имеют ромбическую в поперечном сечении форму, что значительно снижает их лобовое сопротивление и позволяет (например, в отличие от Су-34), делать решетки стационарными, неподвижными (в полете, в незащищенный воздухозаборник может попасть птица, а в бою - осколки средств противовоздушной обороны противника). Дополнительно, внутри воздухозаборников устанавливаются наклонные решетки 12, закрытые со стороны входа мелкоячеистыми металлическими сетками, отбрасывающими центробежной силой мусор в нижнюю, V-образную часть воздухозаборников, откуда он может сбрасываться через специальные клапаны 13 (открывающимися вверх И служащими также для стравливания воздуха). Данные клапаны на стоянках самолета могут использоваться авиатехниками, как отверстия для очистки внутренних поверхностей воздухозаборника от загрязнений с помощью строительных пылесосов. Вышеуказанные устройства воздухозаборников не только защищают силовые установки от попадания в них мусора, но и снижают их радиозаметность. Носовая часть фюзеляжа самолета 1 аналогична Су-34, а за кабиной пилота (в горизонтальной плоскости), напоминает очертания тела птицы, расширяясь до носков крыльев 4, а затем, плавно сужаясь до основания сопел двигателей 18. Данное решение способствует повышению аэродинамического качества фюзеляжа и расширению его внутреннего пространства.
Переднее горизонтальное 7 и хвостовое вертикальное оперение 6 выполнены целиком поворотными. Крыло самолета имеет развитый корневой наплыв 2 большой стреловидности, на котором располагается переднее горизонтальное оперение 7, также совмещающее свойства прямой и обратной стреловидности.
Высокое аэродинамическое качество самолета обеспечивается его интегральной компоновкой, крыльями и передним горизонтальным оперением, совмещающим свойства прямой и обратной стреловидности, неустойчивой аэродинамической схемой. Крыло 4 и переднее горизонтальное оперение 7 имеют отрицательную стреловидность задней кромки, что позволяет реализовать высокие значения длин хорд в корневой части для уменьшения относительной толщины в этой зоне при высоких значениях абсолютной толщины, повышения их жесткости на кручение. Это решение способствует уменьшению волнового сопротивления на транс- и сверхзвуковых скоростях полета. В отношении консолей крыла 4, это дает возможность увеличить запасы топлива в крыльевых баках и, соответственно, освободить дополнительное пространство в фюзеляже для размещения груза. Такое решение позволяет поместить большую часть вооружения внутри фюзеляжа самолета, тем самым, улучшив его аэродинамическое качество и снизив радиозаметность. Бомболюк и внешняя подвеска вооружения аналогичны Су-34. Пушечное вооружение целесообразнее разместить в носовой части (как у изобретения №2502643 С2).
Выбор степени неустойчивости самолета обеспечивают флапероны задней кромки 14, переднее горизонтальное 7 и скошенное хвостовое вертикальное оперение 6, отклоняемые на оптимальные углы в зависимости от угла атаки и числа М полета. Вышеперечисленное дает получение высокого балансировочного аэродинамического качества и необходимого продольного момента на пикирование для ухода с больших углов атаки. Схождение воздушных потоков на средней части крыла может снижать эффективность управляющих элементов задней кромки крыла, расположенных близ его законцовки. В связи с этим, целесообразно использование одно, или двухсекционного флаперона 14, расширяющегося к корневой части крыла 4.
Благоприятные характеристики устойчивости и управляемости самолета на больших углах атаки, способность не сваливаться в неуправляемый штопор обеспечены аэродинамической компоновкой самолета крыльями и передним горизонтальным оперением, совмещающим свойства прямой и обратной стреловидности, оптимальной степенью неустойчивости. Бесфорсажный сверхзвуковой полет обеспечивается минимальным волновым сопротивлением, получаемым за счет проектирования самолета по правилу площадей, распределения поперечных сечений по длине самолета, близких к телу минимального сопротивления. Управление самолетом осуществляется дифференциальными, или синфазными отклонениями целиком поворотного хвостового скошенного вертикального оперения 6, переднего горизонтального оперения 7, флаперонов 14, поворотных реактивных сопел 18.
Высокие взлетно-посадочные характеристики обеспечиваются специфической формой крыла 4 и переднего горизонтального оперения 7, расположением и формой воздухозаборников 9, нагнетающих воздух под фюзеляж, флаперонами 14, балансировкой неустойчивого самолета, поворотом вектора тяги сопел двигателей 18.
Крылья 4 и переднее горизонтальное оперение 7 летательного аппарата имеют сложную в плане форму. Их передняя кромка отвечает дуге золотой (логарифмической спирали) благодаря чему, геометрия крыла плавно, без резких переходов, изменяет свою стреловидность от прямой (в прикорневой части), до обратной (к его концу), что позволяет избежать эффекта концевого срыва (как у самолетов с прямой стреловидностью крыла), так и эффекта прикорневого срыва (как у самолетов с обратной стреловидностью крыла), так как возникающие набегающие центробежные и центростремительные воздушные потоки имеют зону схождения на средней части крыла. Данный фокус схождения воздушных потоков плавно смещается по средней части крыла, в зависимости от скорости самолета (Фиг. 6). Плавность схождения воздушных потоков на средней части крыла 4, увеличение ширины его прикорневой части, особая конструкция силового набора крыла (Фиг. 5), вынесенная вперед законцовка крыла 4, препятствуют развитию флаттера и аэродинамической дивергенции. Задняя кромка крыла 4 имеет обратную стреловидность. Силовой набор каркаса крыла (Фиг. 5) представлен изогнутыми в виде арок лонжеронами 21, проходящими сквозь расходящиеся веером нервюры 22 (точка схождения в области прикорневой части, у задней кромки), а по кромкам крыла проходят стрингеры 23. Данное решение повышает устойчивость крыла 4 к аэродинамической дивергенции и позволяет использовать для материала обшивки крыла сплавы металлов, так как металлические крылья имеют большую «живучесть» при пробитии поражающими элементами. Для последующей эксплуатации потребуется лишь залатать пробоины, а в случае с крыльями из композитов - необходима будет их полная замена. Композитными материалами можно будет лишь усилить переднюю кромку крыла предлагаемого летательного аппарата, в таком случае, при их поражении, потребуется замена лишь отдельного элемента (или элементов), а не крыла в целом.
Для снижения лобового сопротивления и уменьшения поверхностного трения, все обтекаемые поверхности самолета (в том числе, внутренние поверхности, решетки и сетки воздухозаборников), можно покрыть составом на основе ВАМ. Данное вещество имеет высокую твердость, уступая по этому показателю лишь алмазу и нитриду бора. Вместе с тем, ВАМ имеет низкий коэффициент трения - 0,02 (у тефлона (политетрафторэтилена) 0,05-0,1). ВАМ представляет собой комбинацию металлических сплавов бора, алюминия и магния (AlMgB14) с боридом титана (TiB2). (Сверхтвердый и сверхскользкий материал передадут промышленности. http://www.membrana.ru/particle/13306).
Подвесной грузовой контейнер 20 устанавливается под фюзеляжем самолета 1, между воздухозаборниками 9, кормовой частью к кабине пилота. Стыковочные узлы аналогичны устанавливающимся на Су-34.
Преимущества представленного самолета:
• По сравнению с аналогичными площадями крыльев самолетов с прямой и обратной стреловидностью, подъемная сила, создаваемая крыльями представленного самолета 4 выше, в том числе, и на критических (больших) углах атаки, выше угловая скорость разворота, меньше индуктивное сопротивление;
• Вышеперечисленное способствует сохранению управляемости самолета на больших углах атаки, в том числе, и возможности маневрирования, повышают его грузоподъемность;
• Благодаря наличию прямой стреловидности передней кромки крыла в его прикорневой части и обратной на его законцовке, уменьшается лобовое сопротивление.
• Технические решения в представленном самолете улучшают взлетно-посадочные характеристики, позволяют уменьшить взлетную скорость и дистанцию пробега;
• Использование крыльев 4 и горизонтального оперения 7, совмещающих свойства прямой и обратной стреловидности, увеличивает маневренность, так как позволяет летать на больших углах атаки, что дает возможность добиваться превосходства над противником в ближнем бою и на малых высотах, в условиях сложного рельефа горной местности, позволяет совершать успешные противоракетные маневры;
• Применение крыльев 4 и горизонтального оперения 7, совмещающих свойства прямой и обратной стреловидности снижает радиолокационную заметность в передней полусфере (радиоволны отражаются от передней кромки крыла в сторону фюзеляжа и частично экранируются);
• Отрицательная стреловидность задней кромки крыла 4 и отсутствие хвостового горизонтального оперения уменьшает волновое сопротивление на транс- и сверхзвуковых скоростях полета, снижает радиозаметность в задней полусфере;
• Конструктивные особенности крыла делают его жестким на кручение, что уменьшает флаттер и аэродинамическую дивергенцию;
• Рассматриваемое крыло 4, благодаря дугообразной выемке его передней кромки, имеет по ней эффект крыла повышенного удлинения, что повышает аэродинамическое качество крыла, но при этом - не снижает маневренные качества самолета по крену (по сравнению с обычным крылом повышенного удлинения);
• Вогнутая передняя кромка крыла 4 существенно улучшает его срывные характеристики, уменьшая срывное значение, что обеспечивает улучшение летных характеристик самолета;
• Благодаря специфической конфигурации фюзеляжа 1 и крыльев 4, обеспечивающих схождение воздушных потоков в области хвостовой балки, происходит активное размывание теплового следа самолета, что повышает его незаметность в инфракрасном диапазоне.
Устройство воздухозаборников 9, в виде воронки под фюзеляжем, не только увеличивает подъемную силу самолета, но и снижает их радиозаметность.
Плоскости хорд консолей вертикального оперения 6, отклоненные от вертикали на острый угол, позволяют получить преимущества скошенного оперения и снижают радиолокационную заметность самолета в боковой полусфере.
Подвесной грузовой контейнер 20, может иметь в грузовом отделении дополнительные запасы топлива для самолета, благодаря чему он может не нуждаться в дозаправке в воздухе.
Применимость изобретения. Представленный самолет разработан с учетом потребностей авиапарка ВВС РФ и модельных рядов авиазаводов РФ (с целью упрощения и удешевления выпуска). В качестве основы, были взяты параметры серийного самолета Су-34 (размах крыльев, длина фюзеляжа и отдельные его элементы). Су-34 является модификацией истребителя Су-27. Следовательно, технические решения изобретения применимы и для других вариантов Су-27 (Су-30; Су-33; Су-35; Су-37 и др.). Также, вышеуказанные решения применимы и для различных модификаций самолета МиГ-29 (в том числе, и МиГ-35).
Представленный самолет разрабатывался исходя из требований завоевания превосходства в воздухе, над сушей и морем, над существующими тактическими самолетами. Вышесказанное относится к потенциальной боевой эффективности, аэродинамическим характеристикам, маневренности, малой заметности в электромагнитном и инфракрасном диапазонах, по способности выполнять крейсерский сверхзвуковой полет на бесфорсажном режиме работы двигателей, по грузоподъемности, по высоким взлетно-посадочным характеристикам, обеспечивающим возможность эксплуатации укороченных и грунтовых полос, участков шоссейных дорог, с возможностью взлета и посадки на авианесущие корабли.
Предложенный тип крыла 4 и переднего горизонтального оперения 7 летательного аппарата, совмещающих свойства прямой и обратной стреловидности, может быть использован для создания других типов самолетов, беспилотных летательных аппаратов, крылатых ракет.
Claims (1)
- Высокоманевренный самолет, представляющий собой интегральный продольный биплан, включающий: фюзеляж; крылья, снабженные корневыми наплывами, на которых расположено переднее горизонтальное оперение; двухкилевое вертикальное оперение; двигатели с изменяемым вектором тяги; имеющий воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования; шасси, отличающийся тем, что фюзеляж выполнен с возможностью установки подвесного грузового контейнера; крылья и переднее горизонтальное оперение имеют дугообразную выемку передней кромки; располагающиеся ниже обводов фюзеляжа по его бокам воздухозаборники двигателей, скошенные срезы которых обращены друг к другу и закрываются ребрами пластин решеток, имеющих ромбическую в поперечном сечении форму и снаружи покрытых мелкоячеистыми сетками, внутри воздухозаборников установлены наклонные решетки, закрытые со стороны входа мелкоячеистыми сетками, воздухозаборники выполнены с возможностью сброса воздуха и/или мусора в их нижнюю часть, с последующим сбросом через открывающиеся вверх клапаны.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017128333A RU2682700C2 (ru) | 2017-07-28 | 2017-07-28 | Высокоманевренный самолет |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017128333A RU2682700C2 (ru) | 2017-07-28 | 2017-07-28 | Высокоманевренный самолет |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2017128333A RU2017128333A (ru) | 2019-01-28 |
RU2017128333A3 RU2017128333A3 (ru) | 2019-01-28 |
RU2682700C2 true RU2682700C2 (ru) | 2019-03-20 |
Family
ID=65270719
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017128333A RU2682700C2 (ru) | 2017-07-28 | 2017-07-28 | Высокоманевренный самолет |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2682700C2 (ru) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4767083A (en) * | 1986-11-24 | 1988-08-30 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | High performance forward swept wing aircraft |
WO2000020272A1 (en) * | 1998-10-06 | 2000-04-13 | Northrop Grumman Corporation | Aircraft engine air intake system |
RU2180309C2 (ru) * | 2000-03-24 | 2002-03-10 | Кузнецов Александр Иванович | Сверхзвуковой маневренный самолет |
-
2017
- 2017-07-28 RU RU2017128333A patent/RU2682700C2/ru active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4767083A (en) * | 1986-11-24 | 1988-08-30 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | High performance forward swept wing aircraft |
WO2000020272A1 (en) * | 1998-10-06 | 2000-04-13 | Northrop Grumman Corporation | Aircraft engine air intake system |
RU2180309C2 (ru) * | 2000-03-24 | 2002-03-10 | Кузнецов Александр Иванович | Сверхзвуковой маневренный самолет |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2017128333A (ru) | 2019-01-28 |
RU2017128333A3 (ru) | 2019-01-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7410122B2 (en) | VTOL UAV with lift fans in joined wings | |
RU2440916C1 (ru) | Самолет интегральной аэродинамической компоновки | |
US20190135426A1 (en) | Short take off and landing aerial vehicle | |
KR20120136283A (ko) | 스텔스 항공기 | |
WO2010036419A2 (en) | Vtol aerial vehicle | |
RU2684160C1 (ru) | Палубный авиационный беспилотный противолодочный комплекс (пабпк) | |
CN110775249A (zh) | 一种具有隐形双翼的飞机 | |
CN211107954U (zh) | 一种变体隐身飞机 | |
RU2720592C1 (ru) | Комплекс адаптивный ракетно-авиационный | |
RU2711430C2 (ru) | Летающий робот-носитель ракет корабельного и воздушного базирования | |
RU2682700C2 (ru) | Высокоманевренный самолет | |
US2982496A (en) | Aircraft | |
RU2604951C1 (ru) | Самолет короткого взлета и посадки | |
RU112154U1 (ru) | Многоцелевой самолет | |
RU2613629C2 (ru) | Беспилотный самолет (варианты) | |
CN208181427U (zh) | 一种手抛式低速高原型靶机 | |
RU2604755C1 (ru) | Беспилотный универсальный самолет вертикального или короткого взлета и посадки | |
RU2807624C1 (ru) | Многофункциональный двухместный малозаметный самолет | |
Burke | TSR 2: Britain's Lost Bomber | |
RU2707473C1 (ru) | Крылатый ракетоносец-доставщик для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия (варианты) | |
RU2562259C1 (ru) | Летательный аппарат | |
RU2770885C1 (ru) | Многофункциональный сверхзвуковой однодвигательный самолет | |
RU2737816C1 (ru) | Крылатая ракета со складными крыльями замкнутого типа переменной стреловидности | |
RU2705416C2 (ru) | Малозаметный самолет короткого взлета и посадки | |
Sweetman | Inside the stealth bomber |