RU2705416C2 - Stealth short take-off and landing aircraft - Google Patents
Stealth short take-off and landing aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2705416C2 RU2705416C2 RU2018112345A RU2018112345A RU2705416C2 RU 2705416 C2 RU2705416 C2 RU 2705416C2 RU 2018112345 A RU2018112345 A RU 2018112345A RU 2018112345 A RU2018112345 A RU 2018112345A RU 2705416 C2 RU2705416 C2 RU 2705416C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pgo
- fuselage
- flight
- aircraft
- pks
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции малозаметных самолетов короткого взлета и посадки, имеющих два турбореактивных двухконтурных двигателя с управляемым вектором тяги плоских их сопел и отбором сжатого воздуха от их компрессоров и его направления на подконсольные сопла, используемые для изменения балансировки по тангажу и только при коротком взлете и посадке (КВП), смонтированные на концах переднего горизонтального оперения, близко размещенного к низко расположенному дельтовидному крылу и перед боковыми надкрыльными воздухозаборниками единой мотогондолы.The invention relates to the field of aviation technology and can be used in the construction of stealth short take-off and landing aircraft having two turbojet dual-circuit engines with a thrust vector for their flat nozzles and the selection of compressed air from their compressors and its direction to the under-nozzle nozzles used to change the balancing pitch and only with short take-off and landing (KVP), mounted at the ends of the front horizontal tail, close to the low deltoid the new wing and in front of the lateral elytra of the unified engine nacelle.
Известен самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) модели Harrier GR.7 компании Hawker Siddeley (Великобритания), содержащий стреловидное высокорасположенное крыло, подъемно-маршевый турбовентиляторный двигатель с четырьмя поворотными его соплами, размещенными вблизи центра масс попарно слева и справа от фюзеляжа, имеет хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.Famous aircraft vertical take-off and landing (VTOL) model Harrier GR.7 company Hawker Siddeley (Great Britain), containing a swept high wing, lifting and marching turbofan engine with four rotary nozzles located near the center of mass in pairs to the left and right of the fuselage, has a tail plumage and tricycle retractable wheeled chassis.
Признаки, совпадающие - в силовой установке имеется подъемно-маршевый турбовентиляторный двигатель (ТВРД) Rolls-Royce Pegasus Mk. 103 тягой 9870 кгс с двумя парами поворотных сопел, расположенных в обтекателях с каждого борта фюзеляжа: два перед передней и два за задней кромкой стреловидного крыла, которые создают тягу соответственно холодным сжатым воздухом от первого контура двигателя, вторые - горячим выхлопом двигателя. ТВРД имеет боковые воздухозаборники, а его поворотные боковые реактивные сопла снабжены дефлекторами, которые при вертикальном взлетном весе 9140 кг могут, отклоняясь на 15° вперед или назад по полету, придавать реактивному потоку газов нужное продольное направление.Signs that coincide - in the power plant there is a Rolls-Royce Pegasus Mk turbofan engine; 103 with a thrust of 9870 kgf with two pairs of rotary nozzles located in the fairings on each side of the fuselage: two in front of the front and two behind the trailing edge of the swept wing, which create traction, respectively, with cold compressed air from the first engine circuit, the second with hot exhaust from the engine. A turbojet engine has side air intakes, and its rotary side jet nozzles are equipped with deflectors, which, with a vertical take-off weight of 9140 kg, can, deflecting 15 ° forward or backward in flight, give the reactive gas stream the desired longitudinal direction.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что подъемно-маршевый двигатель Pegasus Mk. 103 имеет наружный диаметр 1,219 м при его длине 3,48 м и со степенью двухконтурности 1,2, а боковое расположение сопел по бортам фюзеляжа предопределяет наличие с каждой стороны фюзеляжа развитых обтекателей, увеличивающих ширину средней части фюзеляжа, что усложняет конструкцию, увеличивает аэродинамическое сопротивление и ограничивают скорость полета у земли до 1100 км/ч. Вторая - это то, что возможное осложнение, возникающее на режимах ВВП и зависания в связи с необходимостью разработки защиты от любых сбоев системы управления при отказе синхронного отклонения дефлекторов сопел, приводящего к усложнению автоматической системы управления и необходимости принятия соответствующих мер, чтобы сохранить контроль и стабильность управления. Третья - это то, что для выполнения ВВП, переходных и крейсерских режимов полетов имеется двойная раздельная система создания вертикальной и горизонтальной тяги при соответствующем повороте сопел двигателя при выполнения ВВП и горизонтального полета, что неизбежно ведет к утяжелению конструкции планера, увеличению объема регламентных работ, но и уменьшению весовой отдачи, а также к повышению удельного расхода топлива. В конечном итоге после вертикального взлета все это ограничивает возможность повышения радиуса действия более 520 км и показателей топливной эффективности менее 2758,4 г/т⋅км при целевой нагрузке 1000 кг.Reasons that impede the task: the first is that the Pegasus Mk hoist-and-fly engine. 103 has an outer diameter of 1.219 m with a length of 3.48 m and a bypass ratio of 1.2, and the lateral arrangement of nozzles on the sides of the fuselage determines the presence of developed fairings on each side of the fuselage that increase the width of the middle part of the fuselage, which complicates the design and increases aerodynamic drag and limit the speed of flight near the ground to 1100 km / h. The second is that a possible complication arising from the GDP and freezing conditions due to the need to develop protection against any malfunctions of the control system in case of failure of the synchronous deviation of nozzle deflectors, which complicates the automatic control system and the need to take appropriate measures to maintain control and stability management. The third is that for the implementation of GDP, transitional and cruising flight regimes, there is a double separate system for creating vertical and horizontal thrust with the corresponding rotation of the engine nozzles when performing GDP and horizontal flight, which inevitably leads to an increase in the weight of the airframe and an increase in the volume of routine maintenance, but and reducing weight returns, as well as increasing specific fuel consumption. Ultimately, after vertical take-off, all this limits the possibility of increasing the radius of action of more than 520 km and fuel efficiency indicators of less than 2758.4 g / t⋅km at a target load of 1000 kg.
Известен сверхзвуковой самолет проекта QSST консорциума «SAI» г. Невада (США), имеющий конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов, фюзеляж с плавным сопряжением дельтовидного в плане крыла, переднее горизонтальное оперение, вертикальное оперение, выполненное совместно с инвертированным V-образным прямым в плане стабилизатором, содержит два ТВРД в гондолах, передние и задние части которых смонтированы соответственно под крылом типа "чайка" и по внешним их бортам с законцовками стабилизатора и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой вспомогательной и главными опорами.Famous supersonic aircraft of the QSST project of the SAI consortium of Nevada (USA), having a glider structure made of titanium alloys, a fuselage with smooth conjugation of a deltoid wing plan, front horizontal tail, vertical tail made in conjunction with an inverted V-shaped straight in plan stabilizer, contains two high-pressure turbojet engines in gondolas, the front and rear parts of which are mounted respectively under the wing of the "gull" and on their outer sides with the tips of the stabilizer and a three-wheeled landing gear I bow to the auxiliary and main pillars.
Признаки, совпадающие - наличие того, что дельтовидное в плане крыло со стреловидностью по передней кромке +60°, имеющее при его размахе Lкр=19,2 м удлинение λ=2,0 и тонкий профиль с относительной толщиной 3,2%, выполнено по типу "чайка, оснащено впереди крыла трапециевидное ПГО, увеличивающим несущую способность комбинации «ПГО-крыло», и в задней части крыла гондолами ТВРД, передние и задние части которых смонтированы соответственно под округленными изломами крыла типа "чайка" и под законцовками инвертированного V-образного стабилизатора. Конструкция планера самолета выполнена из титановых сплавов, имеет развитое вертикальное оперение, смонтированное на конце фюзеляжа длиной 40,35 м, консоли стабилизатора которого расположены вниз под большим отрицательным углом поперечного V=-25°. Два ТВРД силовой установки смонтированы в подкрыльных гондолах и обеспечивают на высоте 15,5 км крейсерскую скорость полета до 1909 и максимальную - 2147 км/ч, но и дальность его полета около 4 тыс. миль.Signs that coincide - the presence of a delta-shaped wing with a sweep along the leading edge of + 60 °, with its span L cr = 19.2 m, elongation λ = 2.0 and a thin profile with a relative thickness of 3.2%, the gull type is equipped with a trapezoidal PGO in front of the wing, increasing the bearing capacity of the PGO-wing combination, and in the rear part of the wing with TVRD gondolas, the front and rear parts of which are mounted respectively under rounded kinks of the gull wing and under the tips of the inverted V- shaped stabilizer. The airplane glider is made of titanium alloys, has a developed vertical tail mounted on the end of the fuselage with a length of 40.35 m, the stabilizer arms of which are located downward at a large negative transverse angle V = -25 °. Two power turbojet engines are mounted in wing gondolas and provide at an altitude of 15.5 km, the cruising flight speed is up to 1909 and the maximum is 2147 km / h, but its flight range is about 4 thousand miles.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что дельтовидное в плане крыло без дополнительного управления подъемной силой не обеспечивают способности уменьшения скорости взлета и посадки. Вторая - это то, что два ТВРД смонтированы в подкрыльных гондолах, имеющих площадь миделя почти сопоставимую с площадью миделя центральной части фюзеляжа, это также не способствуют уменьшению аэродинамического сопротивления, снижению удельного расхода топлива, а при отказе одного из них увеличивается также и асимметричность горизонтальной тяги. Третья - это то, что концевые части крыла для увеличения его подъемной силы имеют значительную кривизну и крутку, что создает приемлемое протекание концевого срыва, но треугольная форма крыла в плане ухудшает естественное ламинарное сверхзвуковое обтекание его профиля и, особенно, на внешних поверхностях, так как треугольное крыло больше всего расположено к концевому срыву. Четвертая - это то, что вертикальное оперение не обеспечивает продольно-поперечной стабильности, и для улучшения этого фюзеляж самолета имеет увеличенную длину, превышающую размах крыла в 2,1 раза, что значительно увеличивает массу его планера. Пятая - это то, что стойки главного колесного шасси смонтированы под изломами высокорасположенного крыла типа "чайка" и, следовательно, весьма осложняет в сложенном их состоянии размещение в нишах корневой части крыла и фюзеляжа, но и увеличивает их высоту, что также ведет к увеличению массы его планера.Reasons that impede the task: the first is that the deltoid wing in plan without additional control of the lifting force does not provide the ability to reduce the speed of takeoff and landing. The second is that two turbojet engines are mounted in wing gondolas having a midship area almost comparable to the midship area of the central part of the fuselage, this also does not contribute to a decrease in aerodynamic drag, lower specific fuel consumption, and in case of failure of one of them, the asymmetry of horizontal thrust also increases . The third is that the end parts of the wing have significant curvature and twist to increase its lifting force, which creates an acceptable flow of end stall, but the triangular shape of the wing in terms of worsens the natural laminar supersonic flow around its profile and, especially, on the external surfaces, since the delta wing is most located towards the end stall. The fourth is that the vertical tail does not provide longitudinal-transverse stability, and to improve this, the aircraft fuselage has an increased length exceeding the wingspan by 2.1 times, which significantly increases the mass of its glider. The fifth one is that the struts of the main wheeled chassis are mounted under the kinks of a high-mounted wing of the “seagull” type and, therefore, it makes it very difficult to place them in the niches of the root part of the wing and fuselage, but also increases their height, which also leads to an increase in mass his glider.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является СВВП компании Hawker Siddeley (Великобритания) проекта HS.141, содержащий стреловидное крыло, составную силовую установку (СУ) с подъемными реактивными двигателями в обтекателях по бортам фюзеляжа и маршевыми реактивными двигателями на подкрыльных пилонах, имеет хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.Closest to the proposed invention is the VTOL company Hawker Siddeley (Great Britain) of project HS.141, comprising a swept wing, a composite power plant (SU) with jet propulsion engines in fairings along the sides of the fuselage and mid-flight jet engines on underwing pylons, has a tail unit and tricycle retractable wheel chassis.
Признаки, совпадающие - в данном реактивном СВВП по восемь двигателей расположены в нижних обтекателях с каждого борта фюзеляжа: четыре перед передней и четыре за задней кромкой стреловидного крыла. В составной силовой установке имеется две группы двигателей: два маршевых турбовентиляторных двигателя Rolls-Royce RB.220 тягой по 12250 кгс и 16 подъемных турбовентиляторных двигателей Rolls-Royce RB.202 тягой по 4670 кгс. Подъемные двигатели, начинают работу, впускные и выпускные створки открываются, освобождая верхние и нижние стороны обтекателей. Подъемные двигатели имеют воздухозаборники и снабжены соплами с дефлекторами, которые при выполнении ВВП могут отклоняться на 15° вперед или назад по полету, придавая реактивному потоку газов нужное продольное направление.Signs of coincidence - in this reactive VTOL aircraft, eight engines are located in the lower fairings from each side of the fuselage: four in front of the front and four behind the trailing edge of the swept wing. The composite power plant has two groups of engines: two Rolls-Royce RB.220 marching turbofan engines with a thrust of 12,250 kgf each and 16 Rolls-Royce RB.202 turbofan engines with a thrust of 4,670 kgf each. Lifting engines begin to work, intake and exhaust flaps open, freeing the upper and lower sides of the fairings. Lift engines have air intakes and are equipped with nozzles with deflectors, which, when fulfilling GDP, can deviate 15 ° forward or backward in flight, giving the reactive gas flow the desired longitudinal direction.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что каждый подъемный двигатель RB.202 имеет наружный диаметр 1,5 м при его длине 1,15 м и со степенью двухконтурности 9,5:1, а их групповое расположение по бортам фюзеляжа предопределяет наличие с каждой стороны фюзеляжа развитых обтекателей, увеличивающих ширину нижней части фюзеляжа почти вдвое, что усложняет конструкцию, увеличивает аэродинамическое сопротивление и ограничивают скорость полета до 695 км/ч. Вторая - это то, что возможное осложнение возникает в связи с необходимостью разработки защиты от возможных сбоев системы управления при отказе любого из подъемных двигателей во время выполнения ВВП и зависания, приводящих к асимметричности тяги, что потребуют немедленной остановки его противолежащего двигателя по другую сторону СВВП, приводящего в ситуации такого рода к усложнению автоматической системы управления и снижению стабильности поперечной управляемости. Третья - это то, что для выполнения ВВП, переходных и крейсерских режимов полетов имеется двойная раздельная система создания вертикальной и горизонтальной тяги соответственно подъемными и маршевыми двигателями при выполнении ВВП и горизонтального полета, что неизбежно ведет к утяжелению конструкции планера, увеличению объема регламентных работ, но и уменьшению весовой отдачи, так как при горизонтальном его полете сами подъемные двигатели, увеличивая паразитную массу, бесполезны, а при выполнении ВВП и зависания также и маршевые двигатели не используются. Все это в конечном итоге приводит к увеличению удельного расхода топлива, ограничивающего дальность полета до 724 км и показателей топливной эффективности до 2054,8 г/т⋅км при целевой нагрузке 10200 кг.Reasons that impede the task: the first is that each RB.202 hoisting engine has an outer diameter of 1.5 m with a length of 1.15 m and a bypass ratio of 9.5: 1, and their group arrangement along the sides of the fuselage determines the presence on each side of the fuselage of developed fairings that double the width of the lower part of the fuselage, which complicates the design, increases aerodynamic drag and limits flight speed to 695 km / h. The second is that a possible complication arises in connection with the need to develop protection against possible failures of the control system in case of failure of any of the lifting engines during the GDP and freezing, leading to asymmetric traction, which will require an immediate stop of its opposite engine on the other side of the VTOL aircraft, resulting in a situation of this kind complicating the automatic control system and reducing the stability of lateral controllability. The third one is that for the implementation of GDP, transitional and cruising flight regimes, there is a double separate system for creating vertical and horizontal thrust by lifting and marching engines, respectively, when performing GDP and horizontal flight, which inevitably leads to an increase in the weight of the airframe and an increase in the volume of routine maintenance, but and a reduction in weight return, since in horizontal flight, the lifting motors themselves, increasing the parasitic mass, are useless, and when performing GDP and freezing, marching engines ate not used. All this ultimately leads to an increase in specific fuel consumption, limiting the flight range to 724 km and fuel efficiency indicators to 2054.8 g / t⋅km at a target load of 10,200 kg.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном СВВП проекта HS.141 фирмы Hawker Siddeley увеличение целевой нагрузки и весовой отдачи, уменьшение инфракрасной и визуальной заметности, увеличение скорости и дальности полета, повышение транспортной и топливной эффективности при самолетных режимах полета как на транс- или сверхзвуковых скоростях полета.The present invention solves the problem in the aforementioned known VTOL aircraft of the Hawker Siddeley project HS.141, increasing the target load and weight return, reducing infrared and visual visibility, increasing the speed and range, increasing transport and fuel efficiency in airplane flight modes as trans or supersonic flight speeds.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного СВВП HS.141 фирмы Hawker Siddeley, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он снабжен в комбинированной СУ парой турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД), обеспечивающих как отбор сжатого воздуха от их компрессоров и его направления по воздухоотводящим каналам к подконсольным соплам (ПКС) переднего горизонтального оперения (ПГО), предназначенным для создания реактивной силы регулируемой величины и направления для осуществления подъема и управления по тангажу и только при коротком взлете и посадке (КВП), так и управление вектором тяги (УВТ) для создания совместно с ПКС ПГО подъемно-маршевой тяги и изменения продольной балансировки при выполнении КВП, но и маршевую реактивную тягу при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета после отключения отбора сжатого воздуха от ТРДД на ПКС трапециевидного ПГО, размещенного с положительным углом поперечного V и близко к низко расположенному дельтовидному крылу (НДК) и перед надкрыльными воздухозаборниками (НВЗ), смонтированными по бокам фюзеляжа, выполненного по правилу площадей с плавным его сопряжением с НДК в интегральной аэродинамической компоновке утка с единым несущим корпусом и ПГО, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения КВП с соответствующего самолета с ПКС ПГО и ТРДД с УВТ в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно при максимальном или нормальном взлетном весе, но и обратно, при этом на режимах КВП для осуществления подъема и изменения балансировки по тангажу ПГО выполнено с возможностью синфазного синхронного отклонения его закрылок совместно с отклонением внутренних и внешних закрылок НДК, снабжено внутренними воздухоотводящими от компрессоров ТРДД каналами ПКС, синхронно взаимодействующими на режимах создания сбалансированной реактивной силы от ПКС ПГО и подъемно-маршевой тяги от ТРДД с УВТ в струйных системах, размещенных спереди и сзади от центра масс соответственно холодного и горячего выхлопа реактивной струи, причем при виде сверху консоли ПГО, расположенные за кабиной пилота в наиболее широкой части наплывов НДК так, что задняя его кромка размещена параллельно передней кромке соответствующего бокового НВЗ, имеющего S-образную при виде сверху конструкцию левого и правого воздуховодов мотогондолы, при этом внешние секции НДК, выполненные с аэродинамическим выступом по передней кромке, снабжены цельно-поворотными в вертикальной продольной плоскости трапециевидными концевыми частями, смонтированными с положительным углом поперечного V, используемыми при дифференциальном и синфазном их отклонении вверх/вниз в качестве элевонов НДК и экранирующими с боков сопла ТРДД, причем по внешним бортам фюзеляжа и на концах внутренних секций НДК и над его закрылками смонтированы высокорасположенный стабилизатор (ВС) и вертикальные кили (ВК), образующие надкрыльное двухкилевое оперение (НДО), при этом скошенные боковые стороны фюзеляжа в соответствующих его носовой, центральной и кормовой частях, включая и мотогондолу с ее боковыми НВЗ, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют трапециевидное поперечное сечение, но и нижнюю развитую часть фюзеляжа граненной конфигурации при виде спереди с острой нижней линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая носовые фюзеляжные наплывы, ПГО, наплывы НДК и переднюю кромку клиновидного профиля НДК, имеющего внутренние трапециевидные секции с размахом равновеликим размаху ПГО, причем боковые наклонные стороны кормовой части единой мотогондолы смонтированы между разнесенных хвостовых балок, снабженных подфюзеляжными трапециевидными килями, отклоненными наружу, имеющими на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, при этом планер с внутренними отсеками вооружения в нижней и боковых достаточного объема частях фюзеляжа выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием.Distinctive features of the present invention from the above-mentioned well-known VTOL HS.141 from Hawker Siddeley, which is closest to it, are the fact that it is equipped in a combined SU with a pair of turbojet dual-circuit engines (turbojet engines) providing both the selection of compressed air from their compressors and its direction through the venting channels to the under-console nozzles (PKS) of the front horizontal tail (PGO), designed to create a reactive force of an adjustable magnitude and direction for lifting and controlling pitch and only during short take-off and landing (KVP), and thrust vector control (UHT) to create, together with the PKS PGO, the lift-march thrust and change the longitudinal balancing when performing the KVP, but also the marching jet thrust for horizontal flight in the configuration supersonic aircraft after disconnecting the selection of compressed air from the turbojet engine on the PPS of the trapezoidal PGO, placed with a positive transverse angle V and close to the low-lying deltoid wing (NIR) and in front of the elytral air intakes (NVZ), mounted the sides of the fuselage, made according to the area rule with its smooth interfacing with the NDK in the integrated aerodynamic configuration of the duck with a single load-bearing housing and PGO, but also made with the possibility of converting its flight configuration after completing the aircraft from the corresponding aircraft with PKS PGO and turbofan engine with air-to-air transport a trans- or supersonic aircraft, respectively, at maximum or normal take-off weight, but also vice versa, while in KVP modes for lifting and changing balancing along the pitch of the PGO, it is made with the possibility a synchronous phase deviation, its flap, together with the deflection of the internal and external flaps of the NDK, is equipped with PKS internal air ducts from the turbofan engines, synchronously interacting in the regimes of creating a balanced reactive force from the PKS PGO and the lift-and-thrust draft from the turbofan engine with UHT in jet systems located in front and rear of the center of mass of the cold and hot jet exhaust, respectively, and when viewed from above, the PGO consoles located behind the cockpit in the widest part of the influx The NIR so that its rear edge is parallel to the front edge of the corresponding lateral NVZ, having an S-shaped top view of the left and right nacelle ducts, while the outer sections of the NDC made with an aerodynamic protrusion along the leading edge are provided with one-piece rotary in the vertical longitudinal planes with trapezoidal end parts mounted with a positive transverse V angle, used for their differential and in-phase deviation up / down as elevators NDK and screen from the sides of the nozzle of the turbofan engine, and on the outer sides of the fuselage and at the ends of the internal sections of the NDK and above its flaps, a high stabilizer (BC) and vertical keels (VK) are formed, forming an elytra two-keel plumage (NDO), while the beveled sides of the fuselage in the corresponding its bow, central and aft parts, including the nacelle with its lateral NVZ, reducing the effective dispersion area, form a trapezoidal cross section, but also the lower developed part of the fuselage faceted configuration when f in front with a sharp lower line continuously extending from the nose to the tail, including nasal fuselage sagging, PGO, sap of the NIR and the leading edge of the wedge-shaped profile of the NDK, having internal trapezoid sections with a span of equal proportions to the PGO, with the lateral inclined sides of the stern of the unified nacelle mounted tail beams equipped with dorsal trapezoidal keels deflected outward, having IR emitters and video cameras at the front ends of their tips, with a glider with an inner ennimi compartments arms in the bottom and side portions sufficient fuselage is made of aluminum-lithium alloys and composite materials for unobtrusive technology with radio coverage.
Кроме того, упомянутое НДО, имеющее как при виде сверху прямой или обратной стреловидности его горизонтальный прямой ВС, консоли которого параллельно размещены соответственно задней кромке внешних или внутренних секций НДК, выполнен с наклоненными во внутрь к оси симметрии ВК, имеющими цельно-поворотные стреловидные или трапециевидные концевые части, так и при виде спереди консоли ВС и ВК, которые параллельно размещены верхней поверхности НДК и наклонным боковым сторонам фюзеляжа, мотогондолы соответственно, но и ВС, образующий схему биплан с задней частью внутренней секции НДК, увеличивает площадь сечения последней, что инициирует инвертированную ударную волну, движущуюся навстречу головной, уменьшенной носовым V-образным в плане фюзеляжным наплывом, а значит, в результате их интерференции интенсивность результирующей ударной волны уменьшается, но и распределение мощности последней по большей площади, включая ПГО, приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии и отводу звукового удара, возникающего в момент преодоления звукового барьера, и вверх, и по бокам, но и, приглушая звуковое возмущение и являясь гасителем звукового удара, удерживает дольше на высоте его полета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли.In addition, the aforementioned NDO, having as its top view direct or reverse sweep its horizontal straight line BC, whose consoles are parallelly placed respectively to the trailing edge of the external or internal sections of the NDK, is made with tilted inward to the axis of symmetry VK, having solid-rotated swept or trapezoid end parts, and when viewed from the front, the console of the aircraft and VK, which are parallel to the upper surface of the NDK and the inclined sides of the fuselage, the nacelle, respectively, but also the aircraft forming the circuit the plan with the back of the inner section of the NIR, increases the cross-sectional area of the latter, which initiates an inverted shock wave moving towards the head, reduced by the nasal V-shaped fuselage influx in plan, which means that as a result of their interference, the intensity of the resulting shock wave decreases, but also the power distribution the latter over a larger area, including the PGO, will lead to a more intense dissipation of its energy and the removal of the sound shock that occurs when the sound barrier is overcome, both up and on the sides, and muting the sound absorber being indignation and sonic boom, it keeps longer on its altitude, which means that the shock wave will weaken considerably before reaching the ground.
Кроме того, на режимах КВП каждый ТРДД, выполненный с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе сжатого воздуха на ПКС упомянутого ПГО, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги между плоских сопел ТРДД с УВТ, размещенных между килей упомянутого НДО, экранирующего ТРДД с плоскими соплами, смонтированными сверху над гребенчатой поверхностью с термопоглощающим слоем хвостовой части фюзеляжа, имеющей между концами хвостовых балок пилообразную в плане заднюю ее кромку, при этом внутренние и внешние секции НДК, имеющие пилообразную в плане заднюю кромку соответственно с обратной и прямой стреловидностью, размещенную параллельно соответственно задней и передней кромке соответствующей консоли ПГО, причем каждый боковой НВЗ, выполненный с автоматически регулируемым центральным клином, имеет при виде сбоку прямой или обратной стреловидности переднюю кромку входного устройства НВЗ, которая параллельно размещена задней или передней кромке подфюзеляжного киля соответственно и снабжен для отделения пограничного слоя от фюзеляжа V-образными при виде спереди пластинчатыми отсекателями, верхние и нижние из которых размещены при этом соответственно параллельно боковой стороне фюзеляжа и верхней поверхности НДК, улучшая экранирование лопаток компрессора ТРДД и отведение пограничного слоя, повышает коэффициент восстановления полного давления, но и уменьшает заметность и его аэродинамическое сопротивление, при этом НДК с предкрылком по всему размаху имеет внешние его секции, выполненные складывающимися с каждой стороны во внутрь к оси симметрии и вдоль единой линии, параллельно размещенной к последней, причем каждый упомянутый ТРДД с переходником 25, обеспечивающим как управление площадью критического и выходного многоугольных сечений его сопла в суживающейся или расширяющейся частях, так и плавное удобообтекаемое изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное плоское сопло, снабженное и нижней граненной стенкой 26, имеющей при виде сзади V-образную конфигурацию, и верхней створкой 27, состоящей из синхронно отклоняемых между вертикальных боковых стенок 24 вниз двух ее частей прямоугольной 28 и пятиугольной 29 формы в плане соответственно на углы 22,5° и 22,5°, но и вокруг первой 30 и второй 31 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 27 соприкасается с нижней граненной стенкой 26, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней створки 27, так и на ее V-образных гранях люк с двумя прямоугольными в плане передними 32 и двумя трапециевидными в плане задними 33 разновеликими по площади створками, имеющими на противоположных сторонах пятиугольного в плане люка узлы поворота, создающие автоматическое синхронное отклонение отвесно вниз с одновременным поворотом вниз верхней створки 27 так, что две передние меньшие 32 из них отклоняются по полету, а две задние большие 33 - против полета, образующие с незамкнутыми передней и задней боковыми поверхностями пятиугольный люк-сопло (ПЛС), которое, имея площадь и ширину равновеликие переходнику 25 сопла пятигранной формы, создает соответствующее отклонение вектора реактивной тяги с горизонтального на вертикальное, но и обратно, при этом на гранях нижней стенки 26 каждого сопла в диагонально расположенной паре, включающей переднюю прямоугольную 32 и заднюю трапециевидную в плане 33 створки, последняя из которых имеет на нижней ее стороне треугольную 34 при виде сзади концевую часть, выполненную с отгибом, угол которого равновелик углу между граней нижней стенки 26 и создающей при ее первоочередном отклонении вниз перед открыванием диагонально размещенных других плоских прямоугольной 32 и трапециевидной в плане 33 створок непрерывную заднюю поверхность нижнего ПЛС, причем синхронное отклонение прямоугольной 28 и пятиугольной 29 частей верхней створки 27 вниз на 22,5°+7,5° или 22,5°+22,5° с одновременным открыванием попарно передних 32 или задних 33 створок ПЛС, отклоняемых вниз поперечных створок по полету 32 или против 33, образуя их наклон к горизонтали под углом 45°, обеспечивают возможность выполнения короткого взлета или посадки с коротким пробегом соответственно посредством создания наклонно-горизонтальной реактивной тяги или реверса горизонтальной тяги, при этом в ПЛС поперечные прямоугольные в плане нижние створки 32 выполнены с возможностью их синхронного отклонения вверх на угол 22,5° наравне с пятиугольной 29 частью верхней створки 27, что создает на самолетных режимах полета возможность при синфазном и дифференциальном их отклонении вверх/вниз в левом и правом ПЛС изменение балансировки по тангажу и крену соответственно, причем снизу хвостовой части фюзеляжа под гребенчатой поверхностью вдоль оси симметрии размещен обтекатель, имеющий на его конце отсек с выдвижной штангой магнитометра и в нижней его нише с открываемыми створками опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции при барражирующем его полете, при этом после режима короткого взлета при переходе на самолетные режимы полета с работающими ТРДД, создающими реактивную тягу, два ПКС ПГО, которые как отключены/подключены от/к компрессорам ТРДД, так и когда не отклонены/отклонены вниз закрылки ПГО со створками 29, 32 плоских сопел УВТ обеспечивают два способа реализации горизонтального крейсерского/барражирующего полета соответственно с транс- или сверхзвуковой скоростью/малой дозвуковой скоростью полета.In addition, in KVP modes, each turbojet engine made with digital program control elements combining in a bimodal control and control system its simultaneous operation both during the selection of compressed air at the PKS of the aforementioned PGO and with a balanced distribution of residual reactive thrust between the flat nozzles of the turbojet engine with UVT placed between the keels of the aforementioned NDO shielding turbofan engine with flat nozzles mounted on top of the comb surface with a heat-absorbing layer of the rear fuselage having between the ends of the tail beams its sawtooth planar rear edge, while the internal and external sections of the NIR, having a sawtooth planar rear edge, respectively, with a reverse and a direct sweep, placed parallel to the rear and front edges of the corresponding PGO console, each side of the NVZ made with automatically adjustable central wedge, when viewed from the side of the forward or reverse sweep, the front edge of the input device NVZ, which is parallel to the rear or front edge for the front fuselage keel, respectively, is equipped with V-shaped, when viewed from the front, plate-type cutoffs, the upper and lower of which are respectively parallel to the side of the fuselage and the upper surface of the NDK, improving the shielding of the compressor blades of the turbofan engine and the removal of the boundary layer, increases the recovery coefficient of the total pressure, but also reduces the visibility and its aerodynamic drag, while the NIR with a slat over its entire span has its external sec II, made folding on each side inward to the axis of symmetry and along a single line parallel to the last, with each of the aforementioned turbofan engines with an
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить малозаметный СВВП, который снабжен в комбинированной СУ парой турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД), обеспечивающих как отбор сжатого воздуха от их компрессоров и его направления по воздухоотводящим каналам к подконсольным соплам (ПКС) переднего горизонтального оперения (ПГО), предназначенным для создания реактивной силы регулируемой величины и направления для осуществления подъема и управления по тангажу и только КВП, так и управление вектором тяги (УВТ) для создания совместно с ПКС ПГО подъемно-маршевой тяги и изменения продольной балансировки при выполнении КВП, но и маршевую реактивную тягу при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета после отключения отбора сжатого воздуха от ТРДД на ПКС трапециевидного ПГО, размещенного с положительным углом поперечного V и близко к низко расположенному дельтовидному крылу (НДК) и перед надкрыльными воздухозаборниками (НВЗ), смонтированными по бокам фюзеляжа, выполненного по правилу площадей с плавным его сопряжением с НДК в интегральной аэродинамической компоновке утка с единым несущим корпусом и ПГО, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения КВП с соответствующего самолета с ПКС ПГО и ТРДД с УВТ в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно при максимальном или нормальном взлетном весе, но и обратно, при этом на режимах КВП для осуществления подъема и изменения балансировки по тангажу ПГО выполнено с возможностью синфазного синхронного отклонения его закрылок совместно с отклонением внутренних и внешних закрылок НДК, снабжено внутренними воздухоотводящими от компрессоров ТРДД каналами ПКС, синхронно взаимодействующими на режимах создания сбалансированной реактивной силы от ПКС ПГО и подъемно-маршевой тяги от ТРДД с УВТ в струйных системах, размещенных спереди и сзади от центра масс соответственно холодного и горячего выхлопа реактивной струи, причем при виде сверху консоли ПГО, расположенные за кабиной пилота в наиболее широкой части наплывов НДК так, что задняя его кромка размещена параллельно передней кромке соответствующего бокового НВЗ, имеющего S-образную при виде сверху конструкцию левого и правого воздуховодов мотогондолы, при этом внешние секции НДК, выполненные с аэродинамическим выступом по передней кромке, снабжены цельно-поворотными в вертикальной продольной плоскости трапециевидными концевыми частями, смонтированными с положительным углом поперечного V, используемыми при дифференциальном и синфазном их отклонении вверх/вниз в качестве элевонов НДК и экранирующими с боков сопла ТРД Д, причем по внешним бортам фюзеляжа и на концах внутренних секций НДК и над его закрылками смонтированы высокорасположенный стабилизатор (ВС) и вертикальные кили (ВК), образующие надкрыльное двухкилевое оперение (НДО), при этом скошенные боковые стороны фюзеляжа в соответствующих его носовой, центральной и кормовой частях, включая и мотогондолу с ее боковыми НВЗ, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют трапециевидное поперечное сечение, но и нижнюю развитую часть фюзеляжа граненной конфигурации при виде спереди с острой нижней линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая носовые фюзеляжные наплывы, ПГО, наплывы НДК и переднюю кромку клиновидного профиля НДК, имеющего внутренние трапециевидные секции с размахом равновеликим размаху ПГО, причем боковые наклонные стороны кормовой части единой мотогондолы смонтированы между разнесенных хвостовых балок, снабженных подфюзеляжными трапециевидными килями, отклоненными наружу, имеющими на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, при этом планер с внутренними отсеками вооружения в нижней и боковых достаточного объема частях фюзеляжа выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием. Все это позволит в малозаметном СКВП на взлетно-посадочных режимах повысить продольную управляемость, а размещение ТРДД с УВТ между хвостовых балок и инвертируемого V-образного НДО позволит упростить систему воздуховодов для ПКС и экранировать ТРДД, снабженные плоскими соплами, смонтированными сверху над гребенчатой поверхностью с термо-поглощающим слоем хвостовой части фюзеляжа, уменьшающей ИК-излучение ТРДД и имеющей пилообразную в плане заднюю ее кромку. Развитые наплывы НДК и носовая часть фюзеляжа с ПГО ограждают от радаров турбины ТРДД наравне со скосом передней кромки боковых НВЗ, но и увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ клиновидного НДК, что позволит достичь улучшенного большого ламинарного течения. Боковые НВЗ, воздуховоды которых выполнены с S-образностью при виде сверху, ограждают турбины ТРДД от облучения радаром РЛС. Это позволит повысить безопасность полетов и использовать ТРДД меньших габаритов на 72-85% в их поперечнике, что уменьшит мидель мотогондолы и ее аэродинамическое сопротивление, а ПКС ПГО позволят повысить наклонно-маршевую тяговооруженность до 33% в сравнении с отклоненными одними передними створками в плоских соплах ТРДД. Размещение двух ПКС ПГО позволит уменьшить вес планера, улучшить весовую отдачу и повысить дальность полета СКВП аэродромного или корабельного базирования, выполненного по малозаметной технологии. Последнее увеличивает вероятность поражения подводной цели, повышает эффективность противолодочной обороны, особенно, с отклоненными закрылками ПГО совместно с передними створками плоских сопел в каждом ПЛС при барражирующем его полете со скоростью 260 км/ч.Owing to the presence of these features, they allow one to master an inconspicuous VTOL, which is equipped in a combined control system with a pair of turbojet dual-circuit engines (turbojet engines), which provide both the selection of compressed air from their compressors and its direction through the air exhaust channels to the under-nozzle nozzles (PKS) of the front horizontal tail (PGO), designed to create a reactive force of an adjustable magnitude and direction for lifting and pitch control, and only KVP, and thrust vector control (UHT) to create joint locally with PKS PGO of the lift-marching thrust and changes in longitudinal balancing during the performance of the aircraft, as well as the marching jet thrust during horizontal flight in the configuration of a supersonic aircraft after disconnecting the compressed air from the turbojet engine on the PKS of the trapezoidal PGO placed with a positive transverse V angle and close to low located deltoid wing (NDK) and in front of the elytron air intakes (NVZ) mounted on the sides of the fuselage, made according to the area rule with its smooth interfacing with the NDK in the integrated aero the dynamic layout of the duck with a single load-bearing housing and PGO, but also made with the possibility of converting its flight configuration after completing the aircraft flight control from the corresponding aircraft with the PKS PGO and turbofan engine with UHT into a trans- or supersonic aircraft, respectively, at maximum or normal take-off weight, but also vice versa, at the same time, in the KVP modes for lifting and changing balancing along the pitch of the PGO, it is possible to synchronously reject the in-phase synchronous flap together with the deflection of the internal and external flaps of the NDK, It is equipped with internal PKS channels, which are synchronously interacting in the modes of creating a balanced reactive force from the PKS PGO and the lift-and-thrust thrust from the turbofan engines with air-blast engines in jet systems located in front and behind the center of mass of the cold and hot exhaust of the jet, respectively, with top view of the PGO console located behind the cockpit in the widest part of the NDK influx so that its trailing edge is parallel to the front edge of the corresponding lateral NVZ having S- the design of the left and right engine nacelle air ducts is notched when viewed from above, while the external sections of the NIR made with an aerodynamic protrusion along the leading edge are provided with trapezoidal end parts that are mounted with a positive transverse V angle and are used for differential and in-phase deflection up / down as elevators of the NIR and shielding from the sides of the nozzle of the turbojet engine D, moreover along the outer sides of the fuselage and at the ends of the inner sections of the NDC and above its flap we mounted a high-mounted stabilizer (BC) and vertical keels (VK) forming an elytra two-winged plumage (NLO), while the beveled sides of the fuselage in its corresponding fore, central and aft parts, including the nacelle with its lateral NVZ, reducing the effective dispersion area form a trapezoidal cross section, but also the lower developed part of the fuselage of the faceted configuration when viewed from the front with a sharp lower line continuously extending from the nose to the tail, including the nasal fuselage floats, PGOs, influxes of NDK and the leading edge of the wedge-shaped profile of NDKs having internal trapezoidal sections with a range of equal proportions to the scope of PGO, the lateral inclined sides of the stern of a single engine nacelle mounted between the spaced tail beams equipped with the fuselage trapezoidal keels and their deflected keels tip infrared emitters and video cameras, while the glider with internal weapons bays in the lower and lateral sufficient volume of the fuselage is made of aluminum-lithium O alloys and composite materials for unobtrusive technology with radio coverage. All this will make it possible to increase longitudinal controllability in unobtrusive SCVP during take-off and landing operations, and the placement of turbofan engines with air-blast engines between the tail beams and an invertible V-shaped NDO will simplify the air duct system for PKS and shield the turbofan engines equipped with flat nozzles mounted above the comb surface with thermo - an absorbing layer of the rear of the fuselage, which reduces the infrared radiation of the turbofan engine and has a sawtooth in plan its rear edge. The developed influxes of the NDK and the nose of the fuselage with PGO protect from turbine turbine turbine radars along with the bevel of the front edge of the lateral NVZ, but also increases the aerodynamic and structural advantages of the wedge-shaped NDK, which will allow to achieve an improved large laminar flow. Lateral NVZ, the air ducts of which are made with an S-shape when viewed from above, protect the turbine turbojet engine from exposure to radar radar. This will increase flight safety and use smaller turbofan engines by 72-85% in diameter, which will reduce the midship of the nacelle and its aerodynamic drag, and the PKS PGO will increase the inclined marching thrust-weight ratio to 33% in comparison with the deflected front flaps in flat nozzles Turbofan engine. The placement of two PKS PGO will reduce the weight of the airframe, improve weight return and increase the flight range of airborne or ship-based airborne navigation systems, made by inconspicuous technology. The latter increases the likelihood of hitting an underwater target, increases the effectiveness of anti-submarine defense, especially with deflected VPS flaps in conjunction with the front flaps of flat nozzles in each PLC during its flight at a speed of 260 km / h.
Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения малозаметного СКВП с ПКС на концах ПГО и двумя бесфорсажными ТРДД с УВТ плоских сопел, размещенных сверху хвостовой части фюзеляжа над его термопоглощающей гребенчатой поверхностью, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в) с расположением в ТРДД плоского сопла с передней и задней парами поперечных створок 32 и 33в двух проекциях на виде г):The present invention of the preferred embodiment of an inconspicuous SKVP with PKS at the ends of the PGO and two afterburned turbofan engines with high-voltage propellers of flat nozzles placed on top of the fuselage tail section above its heat-absorbing comb surface is illustrated in FIG. 1 and general views of the side, top and front, respectively a ), b) and c) with the location in the turbofan engine of a flat nozzle with front and rear pairs of
а) в полетной конфигурации СКВП с отклоненными вниз закрылками ПГО с работающими его ПКС, но и в плоских соплах УВТ - верхними створками 27 под углом 30° и передней пары поперечных нижних створок 32 отвесно вниз под углом 45°;a) in the flight configuration of the SKVP with the PGO flaps downward deflected with the PKS operating it, but also in the flat air nozzles — the
б) в полетной конфигурации самолета с не работающими ПКС ПГО и НДК, в задней части последнего имеется надкрыльный инвертированный V-образный стабилизатор с прямой стреловидностью его горизонтальных и вертикально-наклонных во внутрь секций, экранирующих плоские сопла ТРДД, создающих реактивную тягу;b) in the flight configuration of the aircraft with non-operating PKS PGO and NDK, in the rear of the latter there is an eavesdropped inverted V-shaped stabilizer with a direct sweep of its horizontal and vertically-inclined inward sections, screening the flat nozzles of the turbofan engine, creating reactive thrust;
в) в полетной конфигурации самолета с реактивной тягой, создаваемой ТРДД с плоскими соплами и с не работающими ПКС ПГО, а на виде сзади с условным размещением правой внешней секции НДК после ее складывания во внутрь.c) in the flight configuration of the aircraft with jet thrust created by the turbofan engine with flat nozzles and with non-functioning PKS PGO, and in the rear view with the conditional placement of the right outer section of the NDK after it is folded in.
Малозаметный СКВП, представленный на фиг. 1, выполнен по интегральной компоновке с плавным сопряжением фюзеляжа 1 и НДК 2 в интегральной аэродинамической компоновке утка, образующей единый несущий корпус с трапециевидным ПГО 3, имеющим перед закрылки 4 левое и правое внешние ПКС 5 струйной системы, смонтированным с положительным углом поперечного V и перед передней кромкой боковых НВЗ 6 единой мотогондолы 7, которая при виде сбоку параллельно размещена передней кромке цельно-поворотных подфюзеляжных килей 8, смонтированных под разнесенными хвостовыми балками 9. На законцовках подфюзеляжных килей 8 имеются видеокамеры 10 и ИК-излучатели 11. По внешним бортам кормовой части фюзеляжа 1 и на концах внутренних секций 19 НДК 2 и над его закрылками 12 смонтированы ВС 13 и ВК 14, образующие НДО, имеющее при виде сверху обратной стреловидности его горизонтальный ВС 13 и наклонные во внутрь к оси симметрии ВК 14, снабженные в их продолжении цельно-поворотными стреловидными концевыми частями 15. Между разнесенных хвостовых балок 9 установлены в мотогондоле 7 два ТРДД 16 со скошенными назад плоскими соплами 17 и УВТ (см. фиг. 1а). С клиновидным профилем малого удлинения НДК 2 имеет предкрылки 18, внутренние трапециевидные секции 19 с закрылками 12 и внешние секции 20 с закрылками 21, выполненные с возможностью их складывания вверх к оси симметрии и снабженные цельно-поворотными концевыми частями 22, смонтированными с положительным углом поперечного V (см фиг. 1б).The subtle SQUP shown in FIG. 1, is made according to the integral layout with smooth conjugation of the
В комбинированной СУ два ТРДД 16 выполнены с отбором сжатого холодного воздуха от их компрессоров и его направления по воздуховодам струйной системы (на фиг. 1 не показаны) к ПКС 5, смонтированным на концах консолей ПГО 3 и перераспределением мощности между ПКС 5 ПГО 3 и плоскими соплами 17 ТРДД 16 с УВТ. Оба ТРДД 16 снабжены для режима КВП системой УВТ с плоскими соплами 17, установленными сверху хвостовой части фюзеляжа 1 над гребенчатой поверхностью 23 с термопоглощающим слоем, имеющими две неподвижные вертикальные боковые стенки 24 сопла 17. Каждое плоское сопло 17 бесфорсажного ТРДД 16 имеет переходник 25, обеспечивающий плавное изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное (см. фиг. 1г), снабженное нижней граненной стенкой 26, имеющей при виде сзади V-образную форму, и верхней створкой 27, состоящей из синхронно отклоняемых между боковых стенок 24 вниз и обратно вверх двух ее частей прямоугольной 28 и пятиугольной 29 формы в плане соответственно как на углы 22,5° и 22,5°, так и вокруг первой 30 и второй 31 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 27 соприкасается с нижней граненной стенкой 26, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней створки 27, так и на ее V-образных гранях ПЛС с двумя передними прямоугольными 32 и двумя задними трапециевидными в плане 33 створками, имеющими на противоположных сторонах ПЛС узлы поворота, создающие автоматическое синхронное отклонение отвесно вниз с одновременным поворотом вниз верхней створки 27 так, что две передние 32 из них отклоняются по полету, а две задние 33 против полета, образуя с незамкнутыми передней боковой поверхностью ПЛС, которое, имея площадь и ширину равновеликие переходнику 25 сопла пятигранной формы, создает требуемое отклонение вектора реактивной тяги. На гранях нижней стенки 26 каждого сопла 17 в диагонально расположенной паре, включающей переднюю прямоугольную 32 и заднюю трапециевидную в плане 33 створки, последняя из которых имеет на нижней ее стороне треугольную 34 при виде сзади концевую часть, выполненную с отгибом, угол которого равновелик углу между граней нижней стенки 26 и создающей при ее первоочередном отклонении вниз перед открыванием диагонально размещенных других плоских прямоугольной 32 и трапециевидной в плане 33 створок непрерывную заднюю поверхность нижнего ПЛС. В ПЛС поперечные прямоугольные в плане нижние створки 32 выполнены с возможностью их синхронного отклонения вверх на угол 22,5° наравне с пятиугольной 29 частью верхней створки 27, что создает на самолетных режимах полета возможность при синфазном и дифференциальном их отклонении вверх/вниз в левом и правом ПЛС соответствующего ТРДД изменение балансировки по тангажу и крену соответственно (см. рис. 1г).In the combined control system, two
Управление малозаметным СКВП обеспечивается изменением тяги ПКС 5 ПГО 3, УВТ 17 ТРДД 16 и отклонением рулевых поверхностей: элевонов 22, рулей высоты 22 и направления 15. При крейсерском полете подъемная сила создается НДК 2 и ПГО 3, маршевая реактивная тяга - ТРДД 16 через сопло 17 при открытой верхней створке 27 и закрытых нижних двух передних 32 и двух задних 33, на режиме КВП - ПКС 5 ПГО 3 и каждым ТРДД 16 через сопло 17 при закрытой верхней створке 27 и открытых нижних створках двух передних 32 (см. фиг. 1г), на режиме перехода - НДК 2 с ПГО 3 с его ПКС 5 и двумя ТРДД 16 с УВТ 17. При переходе к режиму КВП закрылки 12, 21 НДК 2 синхронно отклоняются на максимальные их углы. После создания подъемно-маршевой тяги ПКС 5 ПГО 3, и ТРДД 16 с УВТ 17 обеспечиваются режимы КВП малозаметного СКВП. Управление при этом по тангажу и крену обеспечивается соответственно изменением тяги двух передних ПКС 5 ПГО 3 с двумя задними УВТ 17 и двух левых ПКС 5-УВТ 17 с двумя правыми ПКС 5-УВТ 17 ТРДД 16 или синфазным и дифференциальным отклонением концевых частей 22 НДК 2.Steady control of the low-profile air homing system is provided by changing the thrust of the PKS 5 PGO 3, UVT 17
После короткого взлета и набора высоты, убирается механизация НДК 2 и ПГО 3 при переходе на самолетные режимы полета с работающими ТРДД 16, создающими реактивную тягу, два ПКС 5 ПГО 3, которые отключены/подключены от/к компрессорам ТРДД 16, снабжены возможностью обеспечивать два способа реализации горизонтального полета когда не отклонены/отклонены вниз закрылки 4 с ПКС 5 со створками 33, 36 плоских сопел 17 УВТ соответственно как транс- или сверхзвукового крейсерского полета, но и барражирующего малоскоростного полета. При этом два ТРДД 16 создают совместную реактивную тягу и производится транс- или сверхзвуковой крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается килями 15 инвертированного V-образного НДО 13-14. Продольное и поперечное управление в самолетной конфигурации осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением соответственно концевых частей 22 НДК 2.After a short take-off and climb, the mechanization of NDK 2 and PGO 3 is removed when switching to aircraft flight modes with
Для улучшения рассеивания энергии ударной волны трапециевидное ПГО 3, смонтированное с положительным углом поперечного V, удерживает вверху и приглушает хлопок перехода через звуковой барьер за счет увеличения сечения головной части фюзеляжа 1, а инвертированный V-образный стабилизатор 7 обратной стреловидности совместно с V-образным НДО 13-14 с отклоненными наружу килями 15 образуют модифицированную инвертированную ударную волну, движущуюся навстречу головной, уменьшенной носовым треугольным в плане фюзеляжным наплывом звукового удара, а значит, в результате их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается, а распределение мощности последней по большей площади приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии, но и отводит звуковые удары, возникающие в момент преодоления звукового барьера, вверх, а также, приглушая звуковое возмущение, удерживает дольше на высоте его полета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли, а наличие дополнительной пары килей 8, удерживающих под крылом 2 ударную волну, способствуют также повышению его бесшумности.To improve the energy dissipation of the shock wave, a
Таким образом, малозаметный СКВП с двумя ТРДД и УВТ, питаемыми ПКС ПГО, изменяющими балансировку по тангажу, представляет собой малошумный СКВП, который изменяет свою полетную конфигурацию только благодаря использованию двух ПКС, размещенных на концах ПГО и выполнен по интегральной компоновке планера с ПГО. Поскольку размещение ПКС на концах ПГО и при отклонении его закрылок подъемная сила ПГО увеличится на треть, то выбрана такая схема с установкой ПКС перед его закрылками. При посадке цифровая ЭДСУ обеспечивает искусственную устойчивость СКВП, осуществляя согласованное отклонение концевых частей НДК, которые выполняют роль воздушного тормоза наравне с реверсом горизонтальной тяги плоскими соплами ТРДД. Плоские сопла двух ТРДД, имеющих переходники, обеспечивающие плавное изменение их сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное, выполнены с УВТ. Несмотря на незначительные потери (до 3%) тяги от неоптимальной формы сопел, такая последовательно преобразуемая форма сопла весьма снижает ИК-заметность СКВП и его радиолокационную заметность. Этому способствует интегральная компоновка несущего планера с плавным сопряжением фюзеляжа, ПГО и НДК, широкое применение радиопоглощающих покрытий. Ряд стыков панелей обшивки имеет пилообразные кромки. Все это приводит к улучшению малозаметных характеристик при уменьшении радиолокационной, инфракрасной и визуальной заметности. Чему способствуют также боковые НВЗ, имеющие при виде спереди V-образные пластинчатые отсекатели пограничного слоя.Thus, an inconspicuous SCVP with two turbofan engines and high-voltage propulsion motors fed by PSS PGO, changing the pitch balance, is a low-noise SQUP, which changes its flight configuration only through the use of two PKS located at the ends of the PGO and is made according to the integrated layout of the airframe with the PGO. Since the placement of the PKS at the ends of the PGO and when the flaps are rejected, the lifting force of the PGO increases by one third, such a scheme was chosen with the installation of the PKS in front of its flaps. When landing, the digital EMF provides artificial stability of the air-tightening system by carrying out a coordinated deviation of the end parts of the NDK, which play the role of an air brake along with the horizontal thrust reverser with the flat nozzles of the turbofan engine. The flat nozzles of two turbofan engines with adapters providing a smooth change in their cross section from a round nozzle to a hexagonal and then to a five-sided one are made with UVT. Despite insignificant losses (up to 3%) of thrust from a non-optimal nozzle shape, such a consistently transformed nozzle shape greatly reduces the infrared visibility of SQUP and its radar visibility. This is facilitated by the integrated layout of the carrier glider with smooth conjugation of the fuselage, PGO and NDK, the widespread use of radar absorbing coatings. A number of joints of the sheathing panels have sawtooth edges. All this leads to an improvement in stealth characteristics while reducing radar, infrared and visual visibility. What is also promoted by the lateral NVZ, which, when viewed from the front, have V-shaped plate-like cut-offs of the boundary layer.
Такая конструкция позволит решить сразу несколько проблем: экранирование лопаток компрессора ТРДД, отведение пограничного слоя, повышения коэффициента восстановления полного давления. Размещение щели для слива пограничного слоя за носовой частью фюзеляжа уменьшает заметность малошумного сверхзвукового СКВП и его аэродинамическое сопротивление. Такой НВЗ технически проще и легче, так как состоит из рампы, сжимающей поток и формирующей коническое течение. Развитые носовые фюзеляжные наплывы НДК с трапециевидным ПГО, предназначенные для генерирования вихрей при маневрировании на больших углах атаки, создают за счет их совместного участия в реализации подъемной силы возможность наравне выполнения технологии КВП при взлетно-посадочных режимах полета палубных СКВП и достижения высокой тяговооруженности комбинированной СУ, которая обладает наименьшей удельной нагрузкой на мощность, особенно, со струйной системой ПКС ПГО, питаемой от двух бесфорсажных ТРДД с УВТ плоских сопел.This design will solve several problems at once: shielding the blades of the turbofan compressor, discharging the boundary layer, increasing the recovery coefficient of the total pressure. Placing a slit for draining the boundary layer behind the nose of the fuselage reduces the visibility of the low-noise supersonic SCVP and its aerodynamic drag. Such a refinery is technically simpler and easier, as it consists of a ramp that compresses the flow and forms a conical flow. The developed nasal fuselage flows of the NIR with a trapezoidal PGO, designed to generate vortices when maneuvering at large angles of attack, create due to their joint participation in the implementation of the lifting force the possibility of performing on-board technology during take-off and landing flight modes of deck SCVP and achieving high thrust-weight ratio of combined SU, which has the smallest specific power load, especially with the PKS PGO jet system fed from two afterburned turbojet engines with high-voltage flat-nozzle.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018112345A RU2705416C2 (en) | 2018-04-05 | 2018-04-05 | Stealth short take-off and landing aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018112345A RU2705416C2 (en) | 2018-04-05 | 2018-04-05 | Stealth short take-off and landing aircraft |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2018112345A3 RU2018112345A3 (en) | 2019-10-07 |
| RU2018112345A RU2018112345A (en) | 2019-10-07 |
| RU2705416C2 true RU2705416C2 (en) | 2019-11-07 |
Family
ID=68206083
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018112345A RU2705416C2 (en) | 2018-04-05 | 2018-04-05 | Stealth short take-off and landing aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2705416C2 (en) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4828203A (en) * | 1986-12-16 | 1989-05-09 | Vulcan Aircraft Corporation | Vertical/short take-off and landing aircraft |
| RU2353547C2 (en) * | 2006-03-02 | 2009-04-27 | Владимир Иванович Барковский | Unmanned stealth aircraft |
| US7665689B2 (en) * | 2006-11-24 | 2010-02-23 | The Boeing Company | Unconventional integrated propulsion systems and methods for blended wing body aircraft |
-
2018
- 2018-04-05 RU RU2018112345A patent/RU2705416C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4828203A (en) * | 1986-12-16 | 1989-05-09 | Vulcan Aircraft Corporation | Vertical/short take-off and landing aircraft |
| RU2353547C2 (en) * | 2006-03-02 | 2009-04-27 | Владимир Иванович Барковский | Unmanned stealth aircraft |
| US7665689B2 (en) * | 2006-11-24 | 2010-02-23 | The Boeing Company | Unconventional integrated propulsion systems and methods for blended wing body aircraft |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2018112345A3 (en) | 2019-10-07 |
| RU2018112345A (en) | 2019-10-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10661884B2 (en) | Oblique blended wing body aircraft | |
| US8186617B2 (en) | Aircraft having a lambda-box wing configuration | |
| RU2440916C1 (en) | Aircraft in integral aerodynamic configuration | |
| US7967243B2 (en) | Optimized configuration of engines for aircraft | |
| CN111976946B (en) | Pneumatic layout of combat bomber with sectional strake | |
| RU2016105607A (en) | SPEED HELICOPTER WITH MOTOR-STEERING SYSTEM | |
| RU2442727C1 (en) | Reusable missile and aircraft unit and way to return it to spaceport | |
| RU2432299C2 (en) | Supersonic convertible aircraft | |
| RU2690142C1 (en) | Unmanned aerial missile system and method of its application | |
| RU2591102C1 (en) | Supersonic aircraft with closed structure wings | |
| RU2686561C1 (en) | Unmanned low-visibility vertical take-off and landing aircraft and method of its use during airborne location | |
| US3497163A (en) | Supersonic aircraft | |
| US20220315250A1 (en) | Space aircraft with optimised design and architecture | |
| RU2693427C1 (en) | Low-notice unmanned vertical take-off and landing aircraft | |
| RU64176U1 (en) | HEAVY TRANSPORT PLANE | |
| RU2705416C2 (en) | Stealth short take-off and landing aircraft | |
| RU2614438C1 (en) | Supersonic convertible low-noise aircraft | |
| RU2321526C1 (en) | Launch vehicle recoverable booster | |
| RU2692742C1 (en) | Supersonic low-visibility aircraft-helicopter | |
| RU2604951C1 (en) | Short takeoff and landing aircraft | |
| RU2682054C1 (en) | Supersonic low-profile plane of vertical take-off and landing | |
| RU2335430C1 (en) | High-capacity aircraft | |
| RU2605587C1 (en) | Supersonic convertible aircraft | |
| EP3878740B1 (en) | An asymmetric aircraft configuration | |
| RU2503592C1 (en) | Staroverov's spacecraft (versions) and/or algorithms of its operation |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200406 |