WO2023003491A1 - Многофункциональный сверхзвуковой однодвигательный самолет - Google Patents

Многофункциональный сверхзвуковой однодвигательный самолет Download PDF

Info

Publication number
WO2023003491A1
WO2023003491A1 PCT/RU2022/000206 RU2022000206W WO2023003491A1 WO 2023003491 A1 WO2023003491 A1 WO 2023003491A1 RU 2022000206 W RU2022000206 W RU 2022000206W WO 2023003491 A1 WO2023003491 A1 WO 2023003491A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aircraft
engine
tail
fuselage
aircraft according
Prior art date
Application number
PCT/RU2022/000206
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Михаил Юрьевич СТРЕЛЕЦ
Алексей Сергеевич БУЛАТОВ
Михаил Викторович НИКИТУШКИН
Владимир Дмитриевич СТЕПАНОВ
Дмитрий Германович КОНОНОВ
Леонид Евгеньевич КРЫЛОВ
Александр Владимирович БАРАБАНОВ
Original Assignee
Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК") filed Critical Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК")
Priority to CN202280050997.4A priority Critical patent/CN117769517A/zh
Publication of WO2023003491A1 publication Critical patent/WO2023003491A1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C30/00—Supersonic type aircraft

Definitions

  • the invention relates to aviation, in particular to supersonic aircraft with a low level of radar visibility.
  • the prior art From the prior art known multi-mode highly maneuverable aircraft integral aerodynamic layout patent RU 2400402 C1, publ. 09/27/2010, Cl. B64C 30/00, B64C 1/22.
  • the aircraft contains a fuselage, the middle part of which is smoothly connected with the swept wing consoles, the head and tail sections, all-moving vertical tail and all-moving horizontal tail, having the possibility of in-phase and differential deflection, a twin-engine power plant and two main cargo compartments.
  • the fuselage, the middle part of which is made flattened has an increased width in cross section.
  • the aircraft contains a glider, a twin-engine power plant and a complex of onboard equipment. From patent RU 2583824 C2, publ. 05/10/2017, Cl. B64D 7/08, B64C 30/00 supersonic aircraft with intrafuselage cargo compartments.
  • the aircraft contains a fuselage, in the lower part of which large-sized longitudinal cutouts are made for tandem-arranged cargo compartments.
  • the disadvantages of the aircraft known from the prior art include a large geometric and weight dimension, which arises in connection with the use of two engines.
  • the presence of two main cargo compartments makes it impossible to place bulky cargo in the side compartments.
  • the placement of the main and side cargo compartments, air intake channels and wheel wells of the main landing gear at the same distance increases the midsection area of the aircraft, which, together with a large number of aerodynamic control surfaces, which increases the area of the aircraft surface washed, leads to an increase in weight and aerodynamic drag. aircraft.
  • the presence of an all-moving horizontal tail, which forms an acute angle with the all-moving vertical tail leads to an increase in the RCS in the lateral hemisphere, to reduce which requires the application of special coatings.
  • the direct channels of the air intakes of the power plant necessitate the installation of special devices in them that reduce the effective dispersal area (ESR) of the engines in the front hemisphere, which also leads to an increase in the weight of the aircraft.
  • ESR effective dispersal area
  • the location of air intakes for blowing out heat exchangers of aircraft systems and engine compartments on the front part of the pylons of the all-moving vertical tail unit leads to an increase in RCS in the front hemisphere and lateral hemisphere, which requires the use of special measures to reduce RCS, causing an increase in aircraft weight. Disclosure of invention
  • the technical problem to be achieved by the invention is to eliminate the shortcomings of aircraft known from the prior art and create a light tactical aircraft with a smaller geometric and weight dimension, low radar signature, and providing the possibility of placing bulky cargo.
  • the technical result of the claimed invention is to reduce the geometric and weight dimensions of the aircraft, reduce aerodynamic drag, reduce the EPR and radar visibility of the aircraft, ensure high flight performance and maneuverability, stability and controllability of the aircraft, increase the relative volume of cargo compartments, provide the ability to accommodate bulky cargo for various purposes and ensuring the multifunctionality of the aircraft.
  • the aircraft contains a fuselage, a trapezoidal wing, a V-shaped all-moving tail, developed side beams, a lower-side air intake of the engine located under the forward part of the fuselage, the channel of which is located along the axis of symmetry of the aircraft, a central and side cargo compartments, a single-engine a power plant including an engine with a rotary jet nozzle located along the axis of symmetry of the aircraft.
  • the consoles of the V-shaped all-moving tail of the aircraft are mounted on pylons and deviated from the vertical plane by an increased angle, preferably 12° - 50°, and perform the functions of horizontal and vertical tail.
  • the channel of the lower-side air intake of the aircraft engine has a bend in the vertical plane and a changing cross-sectional shape from U-shaped to round.
  • the side beams of the aircraft include controlled rotary tail parts located on the tail parts of the beams and performing the function of the elevator.
  • the front horizontal edges of the lower side air intake, the front edges of the trapezoidal wing consoles and the rear edges of the rotary tail parts of the side beams are made parallel.
  • the side surfaces of the lower parts of the side of the fuselage are deflected from the vertical plane by an increased angle, preferably 12° - 50°.
  • the side surfaces of the lower parts of the fuselage side and the outer side surfaces of the consoles of the V-shaped all-moving tail are deflected by the same angle from the vertical plane.
  • FIG. 1 - side view of the plane
  • fig. 2 is a top view of the aircraft
  • FIG. 3 is a bottom view of the aircraft
  • FIG. 4 is a front view of the aircraft
  • FIG. 5 - section A-A
  • fig. 6 - section B-B fig. 7 - section B-B.
  • the multifunctional single-engine supersonic aircraft is a monoplane made according to the "tailless" balancing scheme with a V-tail.
  • the aircraft includes a fuselage 1, developed side beams 2, a trapezoidal wing, consoles 3 of which are smoothly connected with the fuselage 1, a V-shaped all-moving tail unit, consoles 4 of which are deflected from the vertical plane of the aircraft, a single-engine power plant, including an engine with a jet rotary nozzle 5, located along the axis of symmetry of the aircraft in the engine nacelle.
  • Console 3 of the trapezoidal wing is smoothly mated with the fuselage 1 and is equipped with mechanization of the leading and trailing edges, including swivel socks, elevons, flapperons.
  • the mechanization of the trapezoidal wing is used to provide control in the roll and pitch channels, improve aerodynamic quality, and also to increase lift.
  • Consoles 4 of the V-shaped all-moving tail mounted on pylons, deflected from the vertical plane by an increased angle, preferably 12° - 50°, and perform the functions of both horizontal and vertical tail, providing the necessary characteristics of stability and controllability of an aircraft that does not have a horizontal tail .
  • an all-moving tail unit is used, which combines the functions of vertical and horizontal tail unit.
  • the V-shaped all-moving tail unit is used as longitudinal, transverse and directional controls and provides effective control and balancing of the aircraft in the longitudinal and transverse channels in all flight modes.
  • Console 4 V-shaped all-moving tail mounted on fixed pylons 7, mounted on the side beams 2 of the fuselage 1.
  • the side booms 2 include steerable swivel tails 6 located in the tails of the side booms 2.
  • the swivel tails 6 are used as a longitudinal control, i. serve as elevators for control and balancing in the longitudinal channel.
  • the pylons 7 On the inner sides of the pylons 7 there are air intakes 8 for blowing out the engine compartments and heat exchangers of aircraft systems. In addition, the pylons 7 are the fairings of the hydraulic all-moving tail.
  • the lower side air intake 9 of the engine is located under the forward fuselage, under the cockpit.
  • the entrance of the lower side air intake 9 of the engine is located below and on the sides of the forward part of the fuselage 1.
  • the channel 10 of the lower side air intake 9 of the engine has a bend in the vertical plane and a changing cross-sectional shape from U-shaped to round. This embodiment of the channel 10 eliminates the direct visibility of the input guide apparatus of the engine in the front hemisphere.
  • a central cargo compartment 11 Under the channel 10 of the lower side air intake 9 of the engine there is a central cargo compartment 11.
  • side cargo compartments 12 of the fuselage 1 In front of the side beams 2 of the fuselage 1 there are side cargo compartments 12, behind them in the middle part of the side beams 2 there are niches 13 main supports, behind them in the rear part of the side beams 2 are compartments 14 of the equipment. Behind the compartments 14 of the equipment are rotary tail parts 6 of the side beams.
  • the proposed design of the aircraft embodied in a number of interconnected layout elements and the mutual arrangement of elements, namely: the use of a V-shaped all-moving tail, which performs the functions of both horizontal and vertical tail, instead of an all-moving horizontal tail, the location of the lower side air intake of the engine under the nose of the fuselage, the use of a single-engine power plant and the presence of a central and lateral cargo compartments provide a reduction in the geometric and weight dimensions of the aircraft, a decrease in aerodynamic drag, a decrease in the RCS and radar visibility of the aircraft and high flight performance, maneuverability, and characteristics of the stability and controllability of the aircraft.
  • a lower-side air intake with a channel bent in a vertical plane which changes the cross-sectional shape from U-shaped to round, makes it possible to exclude direct visibility of the inlet guide vane of the engine and further reduces the RCS of the aircraft in the front and side views, and also makes it possible to place under the lower-side air intake the central cargo compartment is large and ensures stable operation of the engine in all flight modes of the aircraft.
  • the location of the niches of the main landing gear behind the side cargo compartments allows you to reduce the midsection area, while allowing you to get a significant amount of side cargo compartments, providing accommodation in them of bulky cargo. This ensures a reduction in the number of cargo compartments while maintaining the possibility of placing the same amount of bulky cargo in comparison with known analogues.
  • the proposed design and arrangement of the cargo compartments and niches allows them to be made with a large volume while maintaining the small dimension of the aircraft and even reducing the geometric dimension of the aircraft.
  • the presence of cargo edemas of a large volume ensures the placement of bulky cargo for various purposes, due to which the aircraft has versatility.
  • the side surfaces of the lower parts of the side of the aircraft and the outer side surfaces of the all-moving tail are deflected by the same angle from the vertical plane of symmetry of the aircraft (see Fig. 4).
  • Such an orientation of the aircraft elements contributes to the reflection of electromagnetic waves falling on the airframe elements from lateral angles into the upper and lower hemispheres, thereby reducing the overall level of the aircraft EPR in the lateral hemisphere.
  • the claimed multifunctional supersonic single-engine aircraft is a new technical solution for volume-weight and structural-power layout and is a light tactical aircraft with high key characteristics: low weight and geometric dimensions, low visibility in the radar wavelength range, high flight performance. and maneuvering characteristics, due to which it performs tasks in a wide range of altitudes and flight speeds.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиации. Многофункциональный сверхзвуковой однодвигательный самолет содержит фюзеляж, трапециевидное крыло, V-образное цельноповоротное хвостовое оперение, развитые боковые балки, нижнебоковой воздухозаборник двигателя, расположенный под носовой частью фюзеляжа, канал которого расположен вдоль оси симметрии самолета, центральный и боковые грузовые отсеки, однодвигательную силовую установку, включающую двигатель с реактивным поворотным соплом, расположенным по оси симметрии самолета. Конструктивно-компоновочная схема самолета обеспечивает уменьшение геометрической и весовой размерности самолета, уменьшение аэродинамического сопротивления, снижение ЭПР и радиолокационной заметности, высокие летно-технические, маневренные характеристики, высокие характеристики устойчивости и управляемости самолета, увеличение относительного объема грузовых отсеков, возможность размещения крупногабаритных грузов различного назначения и многофункциональность.

Description

Многофункциональный сверхзвуковой однодвигательный самолет
Область техники Изобретение относится к авиации, в частности к сверхзвуковым самолетам с малым уровнем радиолокационной заметности.
Предшествующий уровень техники Из уровня техники известен многорежимный высокоманевренный самолет интегральной аэродинамической компоновки патент RU 2400402 С1, опублик. 27.09.2010, Кл. В64С 30/00, В64С 1/22. Самолет содержит фюзеляж, средняя часть которого плавно сопряжена со стреловидными консолями крыла, головной и хвостовой частью, цельноповоротное вертикальное оперение и цельноповоротное горизонтальное оперение, имеющие возможность синфазного и дифференциального отклонения двухдвигательную силовую установку и два основных грузовых отсека. При этом фюзеляж, средняя часть которого выполнена уплощенной, имеет увеличенную ширину в поперечном сечении.
Из патента RU 2440916 С1, опублик. 27.01.2012, Кл. B64D 27/20, B64D 33/02, известен самолет интегральной аэродинамической компоновки. Самолет содержит фюзеляж, крыло, консоли которого плавно сопряжены с фюзеляжем, цельноповоротное вертикальное оперение и цельноповоротное горизонтальное оперение, двухдвигательную силовую установку и грузовые отсеки. Из патента RU 2502643 С2, опублик. 27.12.2013, Кл. B64D 7/00,
B64D 27/16, B64D 33/02, B64D 45/00, B64D 39/04, В64С 1/36 многофункциональный самолет с пониженной радтолокационной заметностью. Самолет содержит планер, двухдвигательную силовую установку и комплекс бортового оборудования. Из патента RU 2583824 С2, опублик. 10.05.2016, Кл. B64D 7/08, В64С 30/00 сверхзвуковой самолет с внутрифюзеляжными грузовыми отсеками. Самолет содержит фюзеляж, в нижней части которого выполнены крупногабаритные продольные вырезы для тандемно расположенных грузовых отсеков.
К недостаткам известных из уровня техники самолетов относится большая геометрическая и весовая размерность, возникающая в связи с применением двух двигателей. Наличие двух основных грузовых отсеков вызывает невозможность размещения крупногабаритных грузов в боковых отсеках. Кроме того, размещение на одной дистанции основного и боковых грузовых отсеков, каналов воздухозаборников и ниш колес основных опор шасси увеличивает площадь миделевого сечения самолета, что в совокупности с большим количеством поверхностей аэродинамического управления, увеличивающим площадь омываемой поверхности самолета, ведет к увеличению веса и аэродинамического сопротивления самолета. Наличие цельноповоротного горизонтального оперения, образующего с цельноповоротным вертикальным оперением острый угол, ведет к увеличению ЭПР в боковой полусфере для снижения которой требуется нанесение специальных покрытий. Прямые каналы воздухозаборников силовой установки вызывают необходимость установки в них специальных устройств, снижающих эффективной площади рассеивания (ЭПР) двигателей в передней полусфере, что также ведет к увеличению веса самолета. Расположение воздухозаборников продува теплообменников самолетных систем и мотоотсеков на фронтальной части пилонов установки цельноповоротного вертикального оперения ведет к увеличению ЭПР в передней полусфере и боковой полусфере, что требует применения специальных мероприятий для снижения ЭПР, вызывающих увеличение веса самолета. Раскрытие изобретения
Техническая задача, на достижение которой направлено изобретение, заключается в устранении недостатков известных из уровня техники летательных аппаратов и создании легкого тактического самолета, обладающего меньшей геометрической и весовой размерностью, малой радиолокационной заметностью, обеспечении возможности размещения крупногабаритных грузов.
Технический результат заявленного изобретения заключается в уменьшении геометрической и весовой размерности самолета, уменьшении аэродинамического сопротивления, снижении ЭПР и радиолокационной заметности самолета, обеспечении высоких летно- технических и маневренных характеристик, характеристик устойчивости и управляемости самолета, увеличении относительного объема грузовых отсеков, обеспечении возможности размещения крупногабаритных грузов различного назначения и обеспечении многофункциональности самолета.
Указанный технический результат достигается тем, что самолет содержит фюзеляж, трапециевидное крыло, V-образное цельноповоротное хвостовое оперение, развитые боковые балки, нижнебоковой воздухозаборник двигателя, расположенный под носовой частью фюзеляжа, канал которого расположен вдоль оси симметрии самолета, центральный и боковые грузовые отсеки, однодвигательную силовую установку, включающую двигатель с реактивным поворотным соплом, расположенным по оси симметрии самолета.
Консоли V-образного цельноповоротного хвостового оперения самолета установлены на пилонах и отклонены от вертикальной плоскости на увеличенный угол, предпочтительно 12° - 50°, и выполняют функции горизонтального и вертикального оперения. Канал нижнебокового воздухозаборника двигателя самолета имеет изгиб в вертикальной плоскости и изменяющуюся форму поперечного сечения от U-образной до круглой.
Под каналом нижнебокового воздухозаборника двигателя самолета расположен центральный грузовой отсек.
В боковых балках самолета последовательно размещаются боковые грузовые отсеки, ниши основных опор шасси, отсеки оборудования.
Боковые балки самолета включают управляемые поворотные хвостовые части, расположенные на хвостовых частях балок, и выполняющие функцию руля высоты.
На внутренних сторонах пилонов установки консолей V-образного цельноповоротного хвостового оперения расположены воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников самолетных систем.
В одном из вариантов реализации изобретения передние горизонтальные кромки нижнебокового воздухозаборника, передние кромки консолей трапециевидного крыла и задние кромки поворотных хвостовых частей боковых балок выполнены параллельными.
Боковые поверхности нижних частей борта фюзеляжа отклонены от вертикальной плоскости на увеличенный угол, предпочтительно 12° - 50°.
Боковые поверхности нижних частей борта фюзеляжа и внешние боковые поверхности консолей V-образного цельноповоротного хвостового оперения отклонены на одинаковый угол от вертикальной плоскости.
Краткое описание чертежей
Изобретение поясняется следующими чертежами: фиг. 1 - вид на самолет сбоку, фиг. 2 - вид на самолет сверху, фиг. 3 - вид на самолет снизу, фиг. 4 - вид на самолет спереди, фиг. 5 - сечение А- А, фиг. 6 - сечение Б-Б, фиг. 7 - сечение В-В.
На представленных чертежах позициями обозначены:
1 - фюзеляж;
2 - боковые балки; 3 - консоли трапециевидного крыла;
4 - консоли V-образного цельноповоротного хвостового оперения;
5 - реактивное поворотное сопло;
6 - поворотные хвостовые части балки;
7 - пилоны; 8 - воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников самолетных систем;
9 - нижнебоковой воздухозаборник двигателя;
10 - канал нижнебокового воздухозаборника двигателя;
11 - центральный грузовой отсек; 12 - боковые грузовые отсеки;
13 - ниши основных опор шасси;
14 - отсеки оборудования.
Лучший вариант осуществления изобретения Многофункциональный сверхзвуковой однодвигательный самолет представляет собой моноплан, выполненный по балансировочной схеме «бесхвостка» с V-образным оперением. Самолет содержит фюзеляж 1, развитые боковые балки 2, трапециевидное крыло, консоли 3 которого плавно сопряжены с фюзеляжем 1, V-образное цельноповоротное хвостовое оперение, консоли 4 которого отклонены от вертикальной плоскости самолета, однодвигательную силовую установку, включающую двигатель с реактивным поворотным соплом 5, расположенным по оси симметрии самолета в мотогондоле.
Консоли 3 трапециевидного крыла плавно сопряжены с фюзеляжем 1 и снабжены механизацией передней и задней кромок, включающих поворотные носки, элевоны, флаппероны.
Механизация трапециевидного крыла применяется для обеспечения управления в каналах крена и тангажа, повышения аэродинамического качества, а также для увеличения подъемной силы.
Консоли 4 V-образного цельноповоротного хвостового оперения установлены на пилонах, отклонены от вертикальной плоскости на увеличенный угол, предпочтительно 12° - 50°, и выполняют функции как горизонтального, так и вертикального оперения, обеспечивая необходимые характеристики устойчивости и управляемости самолета, не имеющего горизонтального оперения.
Таким образом, в предложенном самолете вместо центрального поворотного горизонтального оперения применено цельноповоротное хвостовое оперение, совмещающее функции вертикального и горизонтального оперения. V-образное цельноповоротное хвостовое оперение используется в качестве органов продольного, поперечного и путевого управления и обеспечивает эффективное управление и балансировку самолета в продольном и в поперечном канале на всех режимах полета.
Кроме того, отсутствие горизонтального оперения позволяет исключить острый угол между вертикальным и горизонтальным оперением, уменьшить количество кромок элементов самолета, тем самым обеспечивая снижение общего уровня ЭПР самолета как в азимутальной плоскости, так и в боковой полусфере. Консоли 4 V-образного цельноповоротного хвостового оперения установлены на неподвижных пилонах 7, закрепленных на боковых балках 2 фюзеляжа 1.
Боковые балки 2 включают управляемые поворотные хвостовые части 6, расположенные в хвостовых частях боковых балок 2. Поворотные хвостовые части 6 используются в качестве органа продольного управления, т.е. служат рулями высоты для управления и балансировки в продольном канале.
Все имеющиеся органы управления при одновременном отклонении могут быть использованы для увеличения аэродинамического сопротивления для выполнения функции тормозных щитков.
На внутренних сторонах пилонов 7 расположены воздухозаборники 8 продува мотоотсеков и теплообменников самолетных систем. Кроме того, пилоны 7 являются обтекателями гидроприводов цельноповоротного хвостового оперения.
Нижнебоковой воздухозаборник 9 двигателя расположен под носовой частью фюзеляжа, под кабиной экипажа. Вход нижнебокового воздухозаборника 9 двигателя расположен снизу и по бокам носовой части фюзеляжа 1.
Канал 10 нижнебокового воздухозаборника 9 двигателя имеет изгиб в вертикальной плоскости и изменяющуюся форму поперечного сечения от U-образной до круглой. Такое выполнение канала 10 исключает прямую видимость входного направляющего аппарата двигателя в передней полусфере.
Под каналом 10 нижнебокового воздухозаборника 9 двигателя расположен центральный грузовой отсек 11. В передней части боковых балок 2 фюзеляжа 1 располагаются боковые грузовые отсеки 12, за ними в средней части боковых балок 2 располагаются ниши 13 основных опор, за ними в задней части боковых балок 2 располагаются отсеки 14 оборудования. За отсеками 14 оборудования размещаются поворотные хвостовые части 6 боковых балок.
Промышленная применимость
Предложенная конструкция самолета, воплощенная в ряде взаимосвязанных компоновочных элементов и взаимном расположении элементов, а именно: применение V-образного цельноповоротного хвостового оперения, выполняющего функции как горизонтального, так и вертикального оперения, взамен цельноповоротного горизонтального оперения, расположение нижнебокового воздухозаборника двигателя под носовой частью фюзеляжа, применение однодвигательной силовой установки и наличие центрального и боковых грузовых отсеков, обеспечивает уменьшение геометрической и весовой размерности самолета, уменьшение аэродинамического сопротивления, снижение ЭПР и радиолокационной заметности самолета и высокие летно- технические, маневренные характеристики и характеристики устойчивости и управляемости самолета.
Кроме того, использование нижнебокового воздухозаборника с изогнутым в вертикальной плоскости каналом, изменяющим форму поперечного сечения от U-образной до круглой, позволяет исключить прямую видимость входного направляющего аппарата двигателя и дополнительно снижает ЭПР самолета в переднем и боковых ракурсах, а также позволяет разместить под нижнебоковым воздухозаборником центральный грузовой отсек большого объема и обеспечивает устойчивую работу двигателя на всех режимах полета самолета.
Расположение ниш основных опор шасси позади боковых грузовых отсеков позволяет уменьшить площадь миделевого сечения, одновременно позволяя получить значительный объем боковых грузовых отсеков, обеспечивающий размещение в них крупногабаритных грузов. При этом обеспечивается уменьшение количество грузовых отсеков при сохранении возможности размещения того же количества крупногабаритных грузов по сравнении с известными аналогами.
Предложенная конструкция и расположение грузовых отсеков и ниш позволяет выполнить их большим объемом при сохранении малой размерности самолета и даже уменьшении геометрической размерности самолета. Наличие грузовых отеков большого объема обеспечивает размещение крупногабаритных грузов различного назначения, благодаря чему самолет обладает многофункциональностью.
Выполнение передних горизонтальных кромок нижнебокового воздухозаборника двигателя, консолей трапециевидного крыла и задних кромок поворотных хвостовых частей боковых балок параллельными позволяет локализовать пики отраженных от несущих поверхностей планера самолета электромагнитных волн и, тем самым, уменьшить общий уровень радиолокационной заметности самолета в азимутальной плоскости.
Боковые поверхности нижних частей борта самолета и внешние боковые поверхности консоли цельноповоротного хвостового оперения отклонены на одинаковый угол от вертикальной плоскости симметрии самолета (см. фиг. 4). Такая ориентация элементов самолёта способствует отражению электромагнитных волн, попадающих на элементы планера с боковых ракурсов, в верхнюю и нижнюю полусферы, тем самым, уменьшая общий уровень ЭПР самолета в боковой полусфере.
Благодаря предложенной конструктивно-компоновочной схеме самолета достигается снижение радиолокационной заметности в передней и боковой полусферах. Таким образом, заявленный многофункциональный сверхзвуковой однодвигательный самолет представляет собой новое техническое решение объемно-весовой и конструктивно-силовой компоновки и является легким тактическим самолетом, обладающим высокими ключевыми характеристиками: малой весовой и геометрической размерностью, малой заметностью в радиолокационном диапазоне длин волн, высокими летно-техническими и маневренными характеристиками, благодаря чему выполняет задачи в широком диапазоне высот и скоростей полета.

Claims

Формула изобретения
1. Многофункциональный сверхзвуковой однодвигательный самолет содержащий фюзеляж, трапециевидное крыло, V-образное цельноповоротное хвостовое оперение, развитые боковые балки, нижнебоковой воздухозаборник двигателя, расположенный под носовой частью фюзеляжа, канал которого расположен вдоль оси симметрии самолета, центральный и боковые грузовые отсеки, однодвигательную силовую установку, включающую двигатель с реактивным поворотным соплом, расположенным по оси симметрии самолета.
2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что консоли V-образного цельноповоротного хвостового оперения установлены на пилонах, отклонены от вертикальной плоскости на увеличенный угол, предпочтительно 12° - 50°, и выполняют функции горизонтального и вертикального оперения.
3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что канал нижнебокового воздухозаборника двигателя имеет изгиб в вертикальной плоскости и изменяющуюся форму поперечного сечения от U-образной до круглой.
4. Самолет по п.1, отличающийся тем, центральный грузовой отсек, расположен под каналом нижнебокового воздухозаборника двигателя.
5. Самолет по п.1, отличающийся тем, что в боковых балках последовательно размещаются боковые грузовые отсеки, ниши основных опор шасси, отсеки оборудования.
6. Самолет по п.1, отличающийся тем, что боковые балки включают управляемые поворотные хвостовые части, расположенные на хвостовых частях балок, выполняющие функцию руля высоты.
7. Самолет по п.1, отличающийся тем, что содержит воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников самолетных систем, расположенные на внутренних сторонах пилонов установки консолей V-образного цельноповоротного хвостового оперения. и
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
8. Самолет по п.1, отличающийся тем, что передние горизонтальные кромки нижнебокового воздухозаборника, передние кромки консолей трапециевидного крыла и задние кромки поворотных хвостовых частей балок выполнены параллельными.
9. Самолет по п.1, отличающийся тем, что боковые поверхности нижних частей борта фюзеляжа отклонены от вертикальной плоскости на увеличенный угол, предпочтительно 12° - 50°.
10. Самолет по п.1, отличающийся тем, что боковые поверхности нижних частей борта фюзеляжа и внешние боковые поверхности консолей цельноповоротного хвостового оперения отклонены на одинаковый угол от вертикальной плоскости.
12
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
PCT/RU2022/000206 2021-07-19 2022-06-29 Многофункциональный сверхзвуковой однодвигательный самолет WO2023003491A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202280050997.4A CN117769517A (zh) 2021-07-19 2022-06-29 多功能超音速单发动机飞行器

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021121246A RU2770885C1 (ru) 2021-07-19 2021-07-19 Многофункциональный сверхзвуковой однодвигательный самолет
RU2021121246 2021-07-19

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2023003491A1 true WO2023003491A1 (ru) 2023-01-26

Family

ID=81306384

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2022/000206 WO2023003491A1 (ru) 2021-07-19 2022-06-29 Многофункциональный сверхзвуковой однодвигательный самолет

Country Status (5)

Country Link
CN (1) CN117769517A (ru)
AR (1) AR126282A1 (ru)
RS (1) RS20240033A1 (ru)
RU (1) RU2770885C1 (ru)
WO (1) WO2023003491A1 (ru)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1998030444A1 (fr) * 1997-01-08 1998-07-16 Yalestown Corporation N.V. Avion supersonique
US20080283677A1 (en) * 2006-12-05 2008-11-20 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Single-stage hypersonic vehicle featuring advanced swirl combustion
CN106494626A (zh) * 2016-11-04 2017-03-15 葛明龙 用新型发动机的四种高速飞行器
CN111516871A (zh) * 2020-04-30 2020-08-11 浙江大学 一种气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1998030444A1 (fr) * 1997-01-08 1998-07-16 Yalestown Corporation N.V. Avion supersonique
US20080283677A1 (en) * 2006-12-05 2008-11-20 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Single-stage hypersonic vehicle featuring advanced swirl combustion
CN106494626A (zh) * 2016-11-04 2017-03-15 葛明龙 用新型发动机的四种高速飞行器
CN111516871A (zh) * 2020-04-30 2020-08-11 浙江大学 一种气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ANONYMOUS: "F-16 FIGHTING FALCON", 4 June 2014 (2014-06-04), XP093027862, Retrieved from the Internet <URL:http://vimpel-v.com/armament/avia/planer/964-f-16-fighting-falcon-ssha.html> [retrieved on 20230301] *

Also Published As

Publication number Publication date
RS20240033A1 (sr) 2024-03-29
AR126282A1 (es) 2023-10-04
RU2770885C1 (ru) 2022-04-25
CN117769517A (zh) 2024-03-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11634222B2 (en) Vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle having foldable fixed wing and based on twin-ducted fan power system
RU2440916C1 (ru) Самолет интегральной аэродинамической компоновки
US7410122B2 (en) VTOL UAV with lift fans in joined wings
US7854409B2 (en) Canarded deltoid main wing aircraft
US4691879A (en) Jet airplane
US20070215751A1 (en) Asymmetrical VTOL UAV
CN110203372A (zh) 一种变体隐身飞机及其变体方法和应用
US20200247525A1 (en) Assembly of three composite wings for aerial, water, land or space vehicles
RU2629478C2 (ru) Скоростной вертолет с движительно-рулевой системой
CN110775249B (zh) 一种具有隐形双翼的飞机
CN211107954U (zh) 一种变体隐身飞机
CN105905295A (zh) 垂直起降固定翼飞行器
TW202241760A (zh) 雙翼飛行裝置
RU2770885C1 (ru) Многофункциональный сверхзвуковой однодвигательный самолет
CN112606995A (zh) 一种飞翼布局宽速域气动操稳特性结构
KR101423680B1 (ko) 조인드윙형 무인항공기
US4440361A (en) Aircraft structure
CN115892442A (zh) 固定翼飞行器总成
CN102190085A (zh) 飞行器实现超高机动、短距起降的控制结构
RU2714176C1 (ru) Многоцелевая сверхтяжелая транспортная технологическая авиационная платформа укороченного взлета и посадки
CN218288119U (zh) 垂直短距起降无人舰载机
RU2090445C1 (ru) Аэродинамическая схема самолета
RU2806135C1 (ru) Поворотная часть хвостовой балки самолета
TR2023019053T2 (tr) Çok fonksi̇yonlu süpersoni̇k tek motorlu uçak
RU2604755C1 (ru) Беспилотный универсальный самолет вертикального или короткого взлета и посадки

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 22846327

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2023/0794.1

Country of ref document: KZ

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: A20230163

Country of ref document: AZ

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2023/019053

Country of ref document: TR

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: P6000048/2024

Country of ref document: AE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: P-2024/0033

Country of ref document: RS

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 00240005

Country of ref document: IQ

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 202280050997.4

Country of ref document: CN

Ref document number: 000107-2024

Country of ref document: PE

REG Reference to national code

Ref country code: BR

Ref legal event code: B01A

Ref document number: 112024001212

Country of ref document: BR

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

REG Reference to national code

Ref country code: BR

Ref legal event code: B01E

Ref document number: 112024001212

Country of ref document: BR

Free format text: REAPRESENTAR, EM ATE 60 (SESSENTA) DIAS AS REIVINDICACOES NA PETICAO NO 870240005369DE 19/01/2024 CONTENDO 3 PAGINAS, OU CONFIRMAR SER UM ERRO DE PREENCHIMENTO E REENVIAR OCONTEUDO COM PAGINACAO CORRETA.

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 112024001212

Country of ref document: BR

Kind code of ref document: A2

Effective date: 20240119