WO2012026846A1 - Самолет интегральной аэродинамической компоновки - Google Patents

Самолет интегральной аэродинамической компоновки Download PDF

Info

Publication number
WO2012026846A1
WO2012026846A1 PCT/RU2011/000229 RU2011000229W WO2012026846A1 WO 2012026846 A1 WO2012026846 A1 WO 2012026846A1 RU 2011000229 W RU2011000229 W RU 2011000229W WO 2012026846 A1 WO2012026846 A1 WO 2012026846A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aircraft
fuselage
engines
wing
tail
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Ceased
Application number
PCT/RU2011/000229
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Михаил Асланович ПОГОСЯН
Александр Николаевич ДАВИДЕНКО
Михаил Юрьевич СТРЕЛЕЦ
Владимир Александрович РУНИШЕВ
Алексей Захарович ТАРАСОВ
Алексей Кириллович ШОКУРОВ
Сергей Юрьевич БИБИКОВ
Леонид Евгеньевич КРЫЛОВ
Павел Борисович МОСКАЛЕВ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Otkrytoe Akcionernoe Obschestvo << Kb Suhogo>>
Otkrytoe Akcionernoe Obschestvo <<aviacionnayaholdingovaya Kompaniya<<suhoi>>
Original Assignee
Otkrytoe Akcionernoe Obschestvo << Kb Suhogo>>
Otkrytoe Akcionernoe Obschestvo <<aviacionnayaholdingovaya Kompaniya<<suhoi>>
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 Otkrytoe Akcionernoe Obschestvo << Kb Suhogo>>, Otkrytoe Akcionernoe Obschestvo <<aviacionnayaholdingovaya Kompaniya<<suhoi>> filed Critical Otkrytoe Akcionernoe Obschestvo << Kb Suhogo>>
Priority to EP11820241.5A priority Critical patent/EP2599719A4/en
Priority to EA201300030A priority patent/EA021280B1/ru
Priority to CN201180047006.9A priority patent/CN103209892B/zh
Priority to US13/812,602 priority patent/US9180974B2/en
Priority to UAA201302451A priority patent/UA106677C2/uk
Publication of WO2012026846A1 publication Critical patent/WO2012026846A1/ru
Priority to IL224415A priority patent/IL224415A/en
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
    • B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/02—Tailplanes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D7/00—Arrangement of military equipment, e.g. armaments, armament accessories or military shielding, in aircraft; Adaptations of armament mountings for aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0266—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
    • B64D2033/0286—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turbofan engines
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Definitions

  • the invention relates to multi-mode aircraft operating at supersonic and subsonic flight speeds in a wide range of flight heights.
  • the preferred field of application of the invention is multi-mode super maneuverable aircraft with cruising at supersonic speeds and a low level of visibility in the radar range.
  • the aerodynamic layout of such an aircraft is subject to the requirements of maximizing aerodynamic quality (increasing lift and decreasing drag) at supersonic and supersonic flight speeds, ensuring controllability at ultra-low flight speeds.
  • the external form of the airframe is required to reduce radar visibility. All of these requirements are contradictory, and the creation of an aircraft that meets such requirements is a certain compromise.
  • Known aircraft adopted as the closest analogue, which combines the features of a multi-mode supersonic aircraft with super maneuverability and low radar noticeability.
  • the famous aircraft is made according to a normal balancing scheme with a fully rotatable horizontal tail that provides control of the aircraft in the longitudinal channel (pitch) in all flight modes.
  • the all-turning horizontal tail is used to control the aircraft along the roll by differential deviation in supersonic flight modes.
  • the trapezoidal wing has a negative sweep of the trailing edge, which makes it possible to realize high values of chord lengths in the root part to reduce the relative thickness of the wing in this zone at high values of the absolute thickness of the wing.
  • This solution is aimed simultaneously at reducing wave impedance at trans- and supersonic flight speeds, as well as at increasing the fuel supply in wing tanks.
  • the mechanization of the leading edge of the wing is represented by an adaptive rotary toe, used to increase the value of aerodynamic quality in subsonic cruising flight, to improve flow around the wing at large angles of attack, as well as to improve maneuverability.
  • the mechanization of the trailing edge of the wing is represented by:
  • flappers used to control the lift in take-off and landing modes, as well as to control the aircraft roll in trans-and supersonic flight modes
  • Two vertical plumage consoles consisting of keels and rudders, provide stability and controllability in the track channel, and air braking.
  • the control in the track channel is provided by the in-phase deviation of the rudders, and air braking - differential steering rudders.
  • the plane of the chords of the vertical plumage consoles are deviated from the vertical by an acute angle, which reduces the radar signature of the aircraft in the side hemisphere.
  • the engine air intakes are located on the sides of the fuselage.
  • the inlet planes of the air intakes are beveled in two planes, which allows for a stable air flow to the engines in all flight modes, including at large angles of attack.
  • the aircraft engines are located in the rear part close to each other, which, when the air intakes are located on the sides of the fuselage, makes it possible to realize a curved shape of the air intake channels.
  • This solution is used to reduce the radar visibility of the engine, and, as a result, the aircraft as a whole in the front hemisphere, due to the shielding of engine compressors by the design of the air intake ducts.
  • the flaps of the “flat” nozzles of the jet engines which are deflected in vertical planes, make it possible to control the thrust vector, which, in turn, makes it possible to control the aircraft in the pitch channel at low flight speeds, and also provides a reserve of diving moment at supercritical angles of attack together with all-turning horizontal plumage.
  • Such a solution provides the function of super-maneuverability. (Lockheed Martin F / A-22 Raptor: Stealth Fighter. Jay Miller. 2005.)
  • the technical result to which the invention is directed is to create an aircraft with low radar signature, super maneuverability at large angles of attack, high aerodynamic quality at supersonic speeds and, at the same time, maintaining high aerodynamic quality at subsonic modes, the ability to accommodate bulky cargo in the internal compartments.
  • the specified technical result is achieved by the fact that in an airplane of an integrated aerodynamic configuration, comprising a fuselage, a wing, the consoles of which are smoothly interfaced with the fuselage, horizontal and vertical tail units, a twin-engine power unit, the fuselage is provided with an influx located above the entrance to the engine’s air intakes and including controlled rotary parts, the middle part of the fuselage is made flattened and formed in longitudinally with a set of aerodynamic profiles, engine nacelles are spaced horizontally from each other, and the engine axes are oriented at an acute angle to the plane of symmetry of the aircraft in the direction of flight.
  • the vertical tail is made rotary with the possibility of in-phase and differential deviation.
  • an all-turning vertical tail is mounted on pylons located on the side tail beams of the fuselage, while the front pylons have air inlets for blowing motor bays and air conditioning heat exchangers.
  • the horizontal tail is made rotary with the possibility of in-phase and differential deviation.
  • jet nozzles of the engines are configured to in-phase and differential deviation.
  • engine air intake entrances are located on the sides of the nose of the fuselage behind the cockpit, while the lower edge of the engine air intake entrances is located below the fuselage contours.
  • the air intakes of the engines are made beveled in two planes - relative to the vertical longitudinal and transverse planes of the aircraft.
  • the plane of the chords of the consoles all-inclined vertical plumage deviated from the vertical plane by an acute angle.
  • the leading edges of the swivel part of the influx, the wing consoles and the horizontal tail are made parallel to each other.
  • trailing edges of the wing and horizontal tail are made parallel to each other.
  • FIG. 1 shows an airplane of integrated aerodynamic layout - top view
  • FIG. 2 aircraft integrated aerodynamic layout - side view
  • FIG. 3 aircraft integrated aerodynamic layout - front view
  • FIG. 4 View A of FIG. 2.
  • the aircraft of the integrated aerodynamic layout is a monoplane made according to the normal balancing scheme, and contains a fuselage 1 with an influx 2, a wing, consoles 3 of which are smoothly interfaced with the fuselage 1, a fully rotated horizontal tail (hereinafter - CPGO) 4, a fully rotated vertical tail (hereinafter - TsVO) ) 5, a twin-engine power plant, the engines of which are located in the engine nacelles 6.
  • the engine nacelles of the 6 engines are spaced horizontally from each other, and the engine axes are oriented at an acute angle to the plane with mmetrov aircraft in the flight direction.
  • the influx 2 of the fuselage 1 is located above the air intakes 7 of the engines and includes controlled rotary parts 8.
  • the rotary parts 8 of the influx 2 are the leading edges of the middle flattened part of the fuselage 1.
  • the wing consoles 3, smoothly interfaced with the fuselage 1, are equipped with mechanization of the leading and trailing edges, including rotary socks 9, ailerons 10 and flappers 11.
  • ⁇ 4 is installed on the side tail beams of the fuselage 1.
  • TsPVO 5 is installed on pylons 12, mounted on the side tail beams of the fuselage 1.
  • On the front of the pylons 12 are air intakes 13 for blowing motor bays and air conditioning heat exchangers.
  • the installation of CPVO 5 on pylons 12 allows to increase the shoulder of the bearings of the axis of the CPVO 5, which, in turn, reduces the reactive loads on the power elements of the aircraft glider frame and, accordingly, reduce weight.
  • the increase in the shoulder of the supports TsPVO 5 due to the fact that the upper support is located inside the pylon 12, which, in fact, allowed to increase shoulder of supports (distance between supports).
  • pylons 12 are fairings for hydraulic drives TsPVO 5 and TsPGO 4, which allows, due to the removal of hydraulic drives outside the fuselage 1, to increase the volume of cargo compartments between the nacelles 6.
  • the entrances of the air intakes of the 7 engines are located on the sides of the bow of the fuselage 1, behind the cockpit, under the rotary parts 8 of the influx 2 and are beveled in two planes relative to the vertical longitudinal and transverse planes of the aircraft, while the lower edge of the entrances of the air intakes of the 7 engines is located below the fuselage 1 .
  • the engines are equipped with rotational axisymmetric jet nozzles 14, the rotation of which is carried out in planes oriented at an angle to the plane of symmetry of the aircraft.
  • Jet nozzles 14 of the engines are configured to in-phase and differential deviation to control the aircraft by deflecting the thrust vector.
  • the orientation pattern of the jet rotary nozzles 14 is shown in FIG. 4, which shows: slices 15 of the jet rotary nozzles 14 of the engines, the axis of rotation 16 of the jet rotary nozzles 14 of the engines and the plane of rotation 17 of the rotary jet nozzles 14 of the engines.
  • the aircraft has low visibility in the radar range of wavelengths, and due to the provision of super-maneuverability, it performs tasks in a wide range of altitudes and flight speeds.
  • a high level of aerodynamic quality at subsonic flight speeds is achieved through the use of a wing with 3 trapezoidal consoles in plan with a large sweep along the leading edge, large constriction, with a large length of the root chord and a small value of the length of the end chord.
  • Such a set of solutions allows for large values of the absolute wing heights, especially in the root part, to realize small values of the relative thicknesses of the wing, which reduces the values of the increase in drag force arising at trans- and supersonic flight speeds.
  • TsSPGO 4 provides the ability to control the aircraft in the longitudinal channel with in-phase deviation and in the transverse channel with differential deviation at trans- and supersonic flight speeds.
  • TsPVO 5 provides stability and controllability in the track channel at all flight speeds and provides an air braking function. Stability at supersonic flight speeds with insufficient required static area is provided due to the deviation of the entire central air defense console 5.
  • the common-mode deviation of the CPVO consoles 5 is carried out in the direction of parrying the disturbance. This solution allows to reduce the plumage area, thereby reducing the mass and resistance of the plumage and the aircraft as a whole.
  • the control in the track channel is carried out with the common-mode deviation of the central control tower 5, and air braking - with the differential deviation of the central control tower 5.
  • the mechanization of the wing is used to provide control of lift and roll.
  • the rotary nose 9 of the wing is used to increase the critical angle of attack and provide shock-free flow around the wing, for flying “along the envelope of the polar” during take-off, landing, maneuvering, and cruising subsonic flight.
  • Ailerons 10 are designed to control the aircraft according to the roll with a differential deviation during takeoff and landing.
  • Flappers 1 1 are designed to control the increment of the lifting force during in-phase deviation down during take-off and landing modes, to control the roll with differential deviation.
  • the rotary part 8 of the influx 2 of the fuselage 1 when deflected downward reduces the area of the planned projection of the fuselage 1 in front of the center of mass of the aircraft, which contributes to the creation of an excess dive moment when flying at angles of attack close to 90 degrees.
  • the swivel portion 8 of the influx 2 is the mechanization of the leading edge of the influx 2 of the fuselage 1.
  • This arrangement of engines, together with the use of rotary jet nozzles 14, the rotation of which is carried out in planes inclined at an acute angle to the plane of symmetry of the aircraft, allows you to control the aircraft using the thrust vector of the engines in the longitudinal, transverse and track channels.
  • the control in the longitudinal channel is carried out with the in-phase deviation of the rotary jet nozzles 14, creating a pitch moment relative to the center of mass of the aircraft.
  • the aircraft is controlled in the side channel by means of differential deflection of the jet nozzles 14, which simultaneously create a roll moment and a yaw moment, while the roll moment is countered by the deflection of the aerodynamic control elements (ailerons 10 and flappers 11).
  • the control of the aircraft in the transverse channel is carried out with a differential deviation of the rotary jet nozzles 14, creating a roll moment relative to the center of mass of the aircraft.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Arrangement Or Mounting Of Propulsion Units For Vehicles (AREA)

Abstract

Изобретение относится к многорежимным самолетам, эксплуатируемым на сверх- и дозвуковых скоростях полета, в широком диапазоне высот полета. Преимущественная область применения изобретения - многорежимные сверхманевренные самолеты с крейсерским полетом на сверхзвуковой скорости и малым уровнем заметности в радиолокационном диапазоне. Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в создании самолета обладающего малой радиолокационной заметностью, сверхманевренностью на больших углах атаки, высоким аэродинамическим качеством на сверхзвуковых скоростях и, одновременно, сохраняющего высокое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах, возможностью размещения во внутренних отсеках крупногабаритного груза. Самолет интегральной аэродинамической компоновки содержит фюзеляж 1 с наплывом 2, крыло, консоли 3 которого плавно сопряжены с фюзеляжем 1, цельноповоротное горизонтальное оперение (далее - ЦПГО) 4, цельноповоротное вертикальное оперение (далее - ЦПВО) 5. Средняя часть фюзеляжа выполнена уплощенной и образована в продольном отношении набором аэродинамических профилей. Двигатели расположены в мотогондолах 6, разнесенных друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета по направлению полета. Наплыв 2 включает управляемые поворотные части 8.

Description

САМОЛЕТ ИНТЕГРАЛЬНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ
КОМПОНОВКИ
Изобретение относится к многорежимным самолетам, эксплуатируемым на сверх- и дозвуковых скоростях полета, в широком диапазоне высот полета. Преимущественная область применения изобретения - многорежимные сверхманевренные самолеты с крейсерским полетом на сверхзвуковой скорости и малым уровнем заметности в радиолокационном диапазоне.
Создание самолета, способного выполнять задачи в широком диапазоне высот и скоростей полета, обладающего возможностями сверхманевренности и, при этом, имеющим малую заметность в радиолокационном диапазоне длин волн, является сложной технической задачей.
К аэродинамической компоновке такого самолета предъявляются требования максимизации аэродинамического качества (увеличению подъемной силы и уменьшению силы лобового сопротивления) на до- и сверхзвуковых скоростях полета, обеспечению управляемости на сверхмалых скоростях полета. К внешней форме планера предъявляются требования по снижению радиолокационной заметности. Все перечисленные требования являются противоречивыми, а создание самолета, отвечающего подобным требованиям, представляет собой определенный компромисс.
Известен самолет, принятый в качестве ближайшего аналога, который сочетает признаки многорежимного сверхзвукового самолета, обладающего сверхманевренностью и малой радиолокационной заметностью. Известный самолет выполнен по нормальной балансировочной схеме с цельноповоротным горизонтальным оперением, обеспечивающим управление самолетом в продольном канале (по тангажу) на всех режимах полета. Помимо управления самолетом в продольном канале цельноповоротное горизонтальное оперение применяется для управления самолетом по крену путем дифференциального отклонения на режимах сверхзвукового полета.
Трапециевидное крыло имеет отрицательную стреловидность задней кромки, что позволяет реализовать высокие значения длин хорд в корневой части для уменьшения относительной толщины крыла в этой зоне при высоких значениях абсолютной толщины крыла. Это решение направлено одновременно на уменьшение волнового сопротивления на транс- и сверхзвуковых скоростях полета, а также на увеличение запаса топлива в крыльевых баках.
Механизация передней кромки крыла представлена адаптивным поворотным носком, применяемым для увеличения значения аэродинамического качества в дозвуковом крейсерском полете, для улучшения обтекания крыла на больших углах атаки, а также для улучшения маневренных характеристик.
Механизация задней кромки крыла представлена:
флапперонами, применяемыми для управления подъемной силой на режимах взлета и посадки, а также для управления самолетом по крену на режимах транс- и сверхзвукового полета;
элеронами, применяемыми для управления самолетом по крену на режимах взлета и посадки.
Две консоли вертикального оперения, состоящие из килей и рулей направления, обеспечивают устойчивость и управляемость в путевом канале, и воздушное торможение. Управление в путевом канале обеспечивается синфазным отклонением рулей направления, а воздушное торможение - дифференциальным отклонением рулей направления. Плоскости хорд консолей вертикального оперения отклонены от вертикали на острый угол, что позволяет снизить радиолокационную заметность самолета в боковой полусфере.
Воздухозаборники двигателей расположены по бокам фюзеляжа.
Плоскости входа воздухозаборников скошены в двух плоскостях, что позволяет обеспечить устойчивый поток воздуха, поступающий к двигателям на всех режимах полета, в том числе на больших углах атаки.
Двигатели самолета расположены в хвостовой части вплотную друг к другу, что при расположении воздухозаборников по бокам фюзеляжа позволяет реализовать изогнутую форму каналов воздухозаборников. Данное решение применяется для снижения радиолокационной заметности двигателя, и, как следствие, самолета в целом в передней полусфере, благодаря экранированию компрессоров двигателей конструкцией каналов воздухозаборников. Отклоняемые в вертикальных плоскостях створки «плоских» сопел реактивных двигателей позволяют обеспечить управление вектором тяги, что, в свою очередь, позволяет реализовать возможность управления самолетом в канале тангажа на режимах малых скоростей полета, а также обеспечивает запас пикирующего момента на закритических углах атаки совместно с цельноповоротным горизонтальным оперением. Подобное решение обеспечивает функцию сверхманевренности. (Lockheed Martin F/A-22 Raptor: Stealth Fighter. Jay Miller. 2005.)
В качестве недостатков известного самолета можно указать следующее:
- невозможность управления в каналах крена и рысканья при полете на малых скоростях, поскольку двигатели расположены вплотную друг к другу, что не позволяет создать достаточный для управления момент;
- расположение двигателей вплотную друг к другу делает невозможным расположение в фюзеляже грузовых отсеков;
- изогнутая форма каналов воздухозаборников требует увеличения их длины, и, следовательно, массы самолета;
- невозможность обеспечения «схода» самолета с закритических углов атаки при отказе системы управления реактивными соплами двигателей;
- применение неподвижных килей с рулями направления требует увеличения потребной площади вертикального оперения для обеспечения путевой устойчивости на сверхзвуковых режимах полета, что приводит к росту массы оперения, и, следовательно, самолета в целом, а также к увеличению лобового сопротивления.
Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в создании самолета обладающего малой радиолокационной заметностью, сверхманевренностью на больших углах атаки, высоким аэродинамическим качеством на сверхзвуковых скоростях и, одновременно, сохраняющего высокое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах, возможностью размещения во внутренних отсеках крупногабаритного груза.
Указанный технический результат достигается тем, что в самолете интегральной аэродинамической компоновки, содержащий фюзеляж, крыло, консоли которого плавно сопряжены с фюзеляжем, горизонтальное и вертикальное оперения, двухдвигательную силовую установку, фюзеляж снабжен наплывом, расположенным над входом в воздухозаборники двигателей и включающим управляемые поворотные части, средняя часть фюзеляжа выполнена уплощенной и образована в продольном отношении набором аэродинамических профилей, мотогондолы двигателей разнесены друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета по направлению полета.
Кроме того, вертикальное оперение выполнено цельноповоротным с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.
Кроме того, цельноповоротное вертикальное оперение установлено на пилонах, расположенных на боковых хвостовых балках фюзеляжа, при этом на фронтальной части пилонов расположены воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования.
Кроме того, горизонтальное оперение выполнено цельноповоротным с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.
Кроме того, реактивные сопла двигателей выполнены с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.
Кроме того, входы воздухозаборников двигателей расположены по бокам носовой части фюзеляжа за кабиной экипажа, при этом нижняя кромка входов воздухозаборников двигателей расположена ниже обводов фюзеляжа.
Кроме того, входы воздухозаборников двигателей выполнены скошенными в двух плоскостях - относительно вертикальных продольной и поперечной плоскостей самолета.
Кроме того, плоскости хорд консолей цельноповоротного вертикального оперения отклонены от вертикальной плоскости на острый угол. Кроме того, передние кромки поворотной части наплыва, консолей крыла и горизонтального оперения выполнены параллельными друг другу.
Кроме того, задние кромки крыла и горизонтального оперения выполнены параллельными друг другу.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен самолет интегральной аэродинамической компоновки - вид сверху; на фиг. 2 - самолет интегральной аэродинамической компоновки - вид сбоку; на фиг. 3 - самолет интегральной аэродинамической компоновки - вид спереди; на фиг. 4 - Вид А фиг. 2.
На представленных чертежах позициями обозначены:
I - фюзеляж
2 - наплыв фюзеляжа
3 - консоли крыла
4 - консоли цельноповоротного вертикального оперения (ЦГТГО)
5 - консоли цельноповоротного горизонтального оперения ( ТВО)
6 - мотогондолы двигателей
7 - воздухозаборники двигателей
8 - управляемые поворотные части наплыва фюзеляжа
9 - поворотные носки крыла
10 - элероны
I I - флаппероны
12 - пилон ЦПВО
13 - воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования
14 - поворотные реактивные сопла двигателей
15 - срезы реактивных поворотных сопел двигателей
16 - оси вращения поворотных сопел двигателей 17 - плоскости вращения поворотных сопел двигателей
Самолет интегральной аэродинамической компоновки представляет собой моноплан, выполненный по нормальной балансировочной схеме, и содержит фюзеляж 1 с наплывом 2, крыло, консоли 3 которого плавно сопряжены с фюзеляжем 1, цельноповоротное горизонтальное оперение (далее - ЦПГО) 4, цельноповоротное вертикальное оперение (далее - ЦПВО) 5, двухдвигательную силовую установку, двигатели которой расположены в мотогондолах 6. Мотогондолы 6 двигателей разнесены друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета в направлении полета.
Наплыв 2 фюзеляжа 1 расположен над воздухозаборниками 7 двигателей и включает управляемые поворотные части 8. Поворотные части 8 наплыва 2 являются передними кромками средней уплощенной части фюзеляжа 1.
Консоли 3 крыла, плавно сопряженные с фюзеляжем 1 , снабжены механизацией передней и задней кромок, включающей поворотные носки 9, элероны 10 и флаппероны 11.
ЦПГО 4 установлено на боковых хвостовых балках фюзеляжа 1.
ЦПВО 5 установлено на пилонах 12, закрепленных на боковых хвостовых балках фюзеляжа 1. На фронтальной части пилонов 12 расположены воздухозаборники 13 продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования. Установка ЦПВО 5 на пилонах 12 позволяет увеличить плечо опор оси ЦПВО 5, что, в свою очередь, обеспечивает снижение реактивных нагрузок на силовые элементы каркаса планера самолета и, соответственно, снизить вес. Увеличение плеча опор ЦПВО 5 обусловлено тем, что верхняя опора размещена внутри пилона 12, что, собственно, и позволило увеличить плечо опор (расстояние между опорами). Кроме того, пилоны 12 являются обтекателями гидроприводов ЦПВО 5 и ЦПГО 4, что позволяет за счет выноса гидроприводов за пределы фюзеляжа 1 увеличить объем грузовых отсеков между мотогондолами 6.
Входы воздухозаборников 7 двигателей расположены по бокам носовой части фюзеляжа 1 , за кабиной экипажа, под поворотными частями 8 наплыва 2 и выполнены скошенными в двух плоскостях - относительно вертикальных продольной и поперечной плоскостей самолета, при этом нижняя кромка входов воздухозаборников 7 двигателей расположена ниже обводов фюзеляжа 1.
Двигатели оборудованы поворотными осесимметричными реактивными соплами 14, поворот которых осуществляется в плоскостях ориентированных под углом к плоскости симметрии самолета. Реактивные сопла 14 двигателей выполнены с возможностью синфазного и дифференциального отклонения для осуществления управления самолетом путем отклонения вектора тяги. Схема ориентации реактивных поворотных сопел 14 отображена на фиг. 4, на которой отображены: срезы 15 реактивных поворотных сопел 14 двигателей, оси вращения 16 реактивных поворотных сопел 14 двигателей и плоскости 17 вращения поворотных реактивных сопел 14 двигателей.
Самолет обладает малой заметностью в радиолокационном диапазоне длин волн, а благодаря обеспечению сверхманевренности - выполняет задачи в широком диапазоне высот и скоростей полета.
Увеличение аэродинамического качества на дозвуковых скоростях полета достигается за счет формирования поверхности средней части фюзеляжа 1 (за исключением носовой и хвостовой частей) в продольном отношении (в продольных сечениях) набором аэродинамических профилей и применением поворотных частей 8 наплыва 2, что позволяет включить поверхность фюзеляжа 1 в создание подъемной силы.
Высокий уровень аэродинамического качества на дозвуковых скоростях полета достигается за счет применения крыла с консолями 3 трапециевидной формы в плане с большой стреловидностью по передней кромке, большого сужения, с большим значением длины корневой хорды и малым значением длины концевой хорды. Такой набор решений позволяет при больших значениях абсолютных высот крыла, особенно в корневой части, реализовать малые значения относительных толщин крыла, что снижает значения прироста силы лобового сопротивления возникающего на транс- и сверхзвуковых скоростях полета.
ЦПГО 4 обеспечивает возможность управления самолетом в продольном канале при синфазном отклонении и в поперечном канале при дифференциальном отклонении на транс- и сверхзвуковых скоростях полета.
ЦПВО 5 обеспечивает устойчивость и управляемость в путевом канале на всех скоростях полета и обеспечивает функцию воздушного торможения. Устойчивость на сверхзвуковых скоростях полета при недостаточной потребной статической площади обеспечивается благодаря отклонению консолей ЦПВО 5 целиком. При возникновении возмущения атмосферы или порыва ветра в путевом канале осуществляют синфазное отклонение консолей ЦПВО 5 в сторону парирования возмущения. Такое решение позволяет уменьшить площадь оперения, уменьшив, тем самым, массу и сопротивление оперения и самолета в целом. Управление в путевом канале осуществляется при синфазном отклонении ЦПВО 5, а воздушное торможение - при дифференциальном отклонении ЦПВО 5. Механизация крыла применяется для обеспечения управления подъемной силой и креном. Поворотный носок 9 крыла применяется для увеличения критического угла атаки и обеспечения безударного обтекания крыла, для полета «по огибающей поляры» на режимах взлета, посадки, маневрирования и крейсерского дозвукового полета. Элероны 10 предназначены для управления самолетом по крену при дифференциальном отклонении на режимах взлета и посадки. Флаппероны 1 1 предназначены для управления приращением подъемной силы при синфазном отклонении вниз на режимах взлета и посадки, для управления креном при дифференциальном отклонении.
Поворотная часть 8 наплыва 2 фюзеляжа 1 при отклонении вниз уменьшает площадь плановой проекции фюзеляжа 1 перед центром масс самолета, что способствует созданию избыточного момент на пикирование при полете на углах атаки близких к 90 градусам. Таким образом, в случае отказа системы управления реактивных сопел 14 обеспечивается возможность перехода с режима полета на закритических углах атаки к полету на малых углах атаки без использования управления самолетом посредством отклонения вектора тяги двигателей. Одновременно поворотная часть 8 наплыва 2 является механизацией передней кромки наплыва 2 фюзеляжа 1. При отклонении поворотной части 8 наплыва 2 вниз на режиме крейсерского полета она выполняет функцию аналогичную функции поворотного носка 9 крыла.
Применение боковых воздухозаборников, расположенных под поворотной частью 8 наплыва 2, позволяет обеспечить устойчивую работу двигателей на всех режимах полета самолета, во всех пространственных положениях за счет выравнивания набегающего потока на больших углах атаки и скольжения. Расположение двигателей в изолированных мотогондолах 6 позволяет расположить между ними отсек для крупногабаритного груза. Для парирования разворачивающего момента при отказе одного из двигателей их оси ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета так, чтобы вектор тяги работающего двигателя проходил ближе к центру масс самолета. Такое расположение двигателей, совместно с применением поворотных реактивных сопел 14, поворот которых осуществляется в плоскостях, наклоненных под острым углом к плоскости симметрии самолета, позволяет осуществлять управление самолетом при помощи вектора тяги двигателей - в продольном, поперечном и путевом каналах. Управление в продольном канале осуществляется при синфазном отклонении поворотных реактивных сопел 14, создающих момент тангажа относительно центра масс самолета. Управление самолетом в боковом канале осуществляется посредством дифференциального отклонения реактивных сопел 14, создающих одновременно момент крена и момент рыскания, при этом момент крена парируется отклонением аэродинамических органов управления (элеронами 10 и флапперонами 11). Управление самолетом в поперечном канале осуществляется при дифференциальном отклонении поворотных реактивных сопел 14, создающих момент крена относительно центра масс самолета.
Снижение радиолокационной заметности самолета достигается за счет комплекса конструктивно-технологических мероприятий, к которым, в частности, относится формообразование обводов планера включающее в себя:
- параллельность передних кромок поворотной части 8 наплыва 2, консолей 3 крыла и горизонтального оперения 4; параллельность задних кромок консолей 3 крыла и горизонтального оперения 4, что позволяет локализовать пики отраженных от несущих поверхностей планера самолета электромагнитных волн и, тем самым, уменьшить общий уровень радиолокационной заметности самолета в азимутальной плоскости;
- ориентацией касательных к контуру поперечных сечений фюзеляжа, в том числе фонаря кабины, под углом к вертикальной плоскости (плоскости симметрии самолета), что способствует отражению электромагнитных волн, попадающих на элементы планера с боковых ракурсов, в верхнюю и нижнюю полусферы, тем самым, уменьшая общий уровень радиолокационной заметности самолета в боковой полусфере;
- скошенность входа воздухозаборников двигателей в двух плоскостях - относительно вертикальных продольной и поперечной плоскостей самолета, позволяет отражать электромагнитные волны, попадающие на входы воздухозаборников с переднего и боковых ракурсов, в сторону от источника облучения, тем самым, уменьшая общий уровень радиолокационной заметности самолета в этих ракурсах.

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Самолет интегральной аэродинамической компоновки, содержащий фюзеляж, крыло, консоли которого плавно сопряжены с фюзеляжем, горизонтальное и вертикальное оперение, двухдвигательную силовую установку, отличающийся тем, что фюзеляж снабжен наплывом, расположенным над входом в воздухозаборники двигателей и включающим управляемые поворотные части, средняя часть фюзеляжа выполнена уплощенной и образована в продольном отношении набором аэродинамических профилей, мотогондолы двигателей разнесены друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета по направлению полета.
2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что вертикальное оперение выполнено цельноповоротным с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.
3. Самолет по п. 2, отличающийся тем, что цельноповоротное вертикальное оперение установлено на пилонах, расположенных на боковых хвостовых балках фюзеляжа, при этом на фронтальной части пилонов расположены воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования.
4. Самолет по п. 1 , отличающийся тем, что горизонтальное оперение выполнено цельноповоротным с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.
5. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что реактивные сопла двигателей выполнены с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.
6. Самолет по п. 1 , отличающийся тем, что входы воздухозаборников двигателей расположены по бокам носовой части фюзеляжа за кабиной экипажа, при этом нижняя кромка входов воздухозаборников двигателей расположена ниже обводов фюзеляжа.
7. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что входы воздухозаборников двигателей выполнены скошенными в двух плоскостях - относительно вертикальных продольной и поперечной плоскостей самолета.
8. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что плоскости хорд консолей цельноповоротного вертикального оперения отклонены от вертикальной плоскости на острый угол.
9. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что передние кромки поворотной части наплыва, консолей крыла и горизонтального оперения выполнены параллельными друг другу.
10. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что задние кромки крыла и горизонтального оперения выполнены параллельными друг другу.
PCT/RU2011/000229 2010-07-28 2011-04-07 Самолет интегральной аэродинамической компоновки Ceased WO2012026846A1 (ru)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP11820241.5A EP2599719A4 (en) 2010-07-28 2011-04-07 Aircraft with an integral aerodynamic configuration
EA201300030A EA021280B1 (ru) 2010-07-28 2011-04-07 Самолет интегральной аэродинамической компоновки
CN201180047006.9A CN103209892B (zh) 2010-07-28 2011-04-07 具有集成的空气动力构型的飞行器
US13/812,602 US9180974B2 (en) 2010-07-28 2011-04-07 Aircraft with an integral aerodynamic configuration
UAA201302451A UA106677C2 (uk) 2010-07-28 2011-07-04 Літак інтегрального аеродинамічного компонування
IL224415A IL224415A (en) 2010-07-28 2013-01-27 An aircraft with integral aerodynamic configuration

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010131640/11A RU2440916C1 (ru) 2010-07-28 2010-07-28 Самолет интегральной аэродинамической компоновки
RU2010131640 2010-07-28

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2012026846A1 true WO2012026846A1 (ru) 2012-03-01

Family

ID=45723663

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2011/000229 Ceased WO2012026846A1 (ru) 2010-07-28 2011-04-07 Самолет интегральной аэродинамической компоновки

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9180974B2 (ru)
EP (1) EP2599719A4 (ru)
CN (1) CN103209892B (ru)
EA (1) EA021280B1 (ru)
IL (1) IL224415A (ru)
RU (1) RU2440916C1 (ru)
UA (1) UA106677C2 (ru)
WO (1) WO2012026846A1 (ru)

Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2472956C2 (ru) * 2011-04-29 2013-01-20 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник
GB201312593D0 (en) * 2013-07-13 2013-08-28 Mbda Uk Ltd A thrust flow powered vehicle
CN103538716B (zh) * 2013-08-21 2016-09-07 林仕华 一种高效且稳定的斜形逆变机翼
CN105015795A (zh) * 2014-04-28 2015-11-04 张焰 飞机设计方法与方案
RU2583824C2 (ru) * 2014-08-01 2016-05-10 Открытое акционерное общество "Авиационная холдинговая компания" Сухой" Сверхзвуковой самолет с внутрифюзеляжными грузовыми отсеками
CN104608917A (zh) * 2015-01-28 2015-05-13 梧州晟裕科技有限公司 一种固定翼无人飞行器的尾翼结构
US10000274B2 (en) * 2015-08-20 2018-06-19 The Boeing Company Mitigation of surface discontinuities between flight control surfaces and an airframe of an aircraft
CN105523189B (zh) * 2015-12-14 2017-11-21 成都飞机设计研究所 一种滑动变体可调caret进气道
CN106167089A (zh) * 2016-07-19 2016-11-30 深圳市创翼睿翔天空科技有限公司 尾翼结构及具有其的无人机
CN106516086A (zh) * 2016-10-19 2017-03-22 戈晓宁 高隐身无平尾升力体布局飞机
RU2632550C1 (ru) * 2016-10-28 2017-10-05 Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" Летательный аппарат
CN107284641B (zh) * 2017-07-03 2023-09-08 安徽国援智能科技有限公司 一种适于超音速飞行的小型飞机气动外形
US20190185127A1 (en) * 2017-12-18 2019-06-20 Freedom Aircraft Ventures Llc Aircraft design and technology
US11059569B1 (en) * 2017-12-29 2021-07-13 United States Of America As Represented By The Administrator Of Nasa Flight control system for aircraft having multi-functional flight control surface
JP7076156B2 (ja) * 2018-03-29 2022-05-27 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 超音速機の機体形状の設計方法、超音速機の生産方法
CN108910057B (zh) * 2018-06-10 2024-03-29 东莞理工学院 一种具有多发动机的飞翼无人机
WO2019245599A1 (en) 2018-06-21 2019-12-26 Sierra Nevada Corporation Net edge composite core splices for aircraft wing
US11167836B2 (en) 2018-06-21 2021-11-09 Sierra Nevada Corporation Devices and methods to attach composite core to a surrounding structure
US11247776B2 (en) * 2019-04-01 2022-02-15 The Boeing Company Aircraft having embedded engines
CN110816870B (zh) * 2019-09-30 2021-03-16 中国科学院力学研究所 一种改善宽域飞行器配平特性的设计方法
DE102020004273B4 (de) * 2020-02-26 2024-07-18 Airbus Defence and Space GmbH Luftfahrzeugstruktur mit einer Einlassöffnung für Triebwerksluft
WO2021251807A1 (ru) * 2020-06-11 2021-12-16 Алдан Асанович САПАРГАЛИЕВ Тяговые поверхности аппарата самоперемещения
RU2749175C1 (ru) * 2020-07-10 2021-06-07 Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" Самолет интегральной аэродинамической компоновки
CN112298578B (zh) * 2020-11-27 2021-07-27 成都云鼎智控科技有限公司 无人飞行器发动机的控制系统
CN117087865B (zh) * 2023-10-20 2024-01-26 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种飞翼气动飞行器及控制方法
US20260077855A1 (en) * 2024-09-18 2026-03-19 General Electric Company Aircraft having a propulsion system

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1029106A (en) * 1965-02-19 1966-05-11 Rolls Royce Aircraft
US5005782A (en) * 1988-08-04 1991-04-09 Office National D'etudes Et De Recherches Aerospatiales (Onera) Two dimensional and asymmetric supersonic air intake for the combustion air of an aircraft engine
US5586735A (en) * 1993-10-01 1996-12-24 Office National D'etudies Et De Recherches Aerospatiales Two-dimensional supersonic and hypersonic air intake, with three movable ramps, for the combustion air of an aircraft engine
RU2140376C1 (ru) * 1997-12-10 1999-10-27 АООТ "ОКБ Сухого" Самолет интегральной аэродинамической компоновки

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1552118A (ru) * 1967-11-17 1969-01-03
US4025007A (en) * 1974-08-16 1977-05-24 Herbert Kaniut Shifting horizontal tail with helical motions
US4037808A (en) * 1974-08-16 1977-07-26 Herbert Kaniut Travelling tail-unit with circular arc motion
US4456204A (en) * 1981-09-29 1984-06-26 The Boeing Company Deployable inlet for aeroplane center boost engine
US5957405A (en) * 1997-07-21 1999-09-28 Williams International Co., L.L.C. Twin engine aircraft
US20050045764A1 (en) * 2003-08-29 2005-03-03 Supersonic Aerospace International, Llc Canard position and dihedral for boom reduction and pitch/directional control
US7520123B2 (en) * 2005-05-12 2009-04-21 Lockheed Martin Corporation Mixing-enhancement inserts for pulse detonation chambers
CN201362361Y (zh) * 2008-12-25 2009-12-16 李振荣 前后攻击型战斗机

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1029106A (en) * 1965-02-19 1966-05-11 Rolls Royce Aircraft
US5005782A (en) * 1988-08-04 1991-04-09 Office National D'etudes Et De Recherches Aerospatiales (Onera) Two dimensional and asymmetric supersonic air intake for the combustion air of an aircraft engine
US5586735A (en) * 1993-10-01 1996-12-24 Office National D'etudies Et De Recherches Aerospatiales Two-dimensional supersonic and hypersonic air intake, with three movable ramps, for the combustion air of an aircraft engine
RU2140376C1 (ru) * 1997-12-10 1999-10-27 АООТ "ОКБ Сухого" Самолет интегральной аэродинамической компоновки

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP2599719A4 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN103209892A (zh) 2013-07-17
US9180974B2 (en) 2015-11-10
EA021280B1 (ru) 2015-05-29
IL224415A (en) 2017-12-31
US20140145027A1 (en) 2014-05-29
EA201300030A1 (ru) 2013-05-30
UA106677C2 (uk) 2014-09-25
EP2599719A1 (en) 2013-06-05
EP2599719A4 (en) 2017-11-15
RU2440916C1 (ru) 2012-01-27
CN103209892B (zh) 2015-09-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2440916C1 (ru) Самолет интегральной аэродинамической компоновки
US10661884B2 (en) Oblique blended wing body aircraft
US11634222B2 (en) Vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle having foldable fixed wing and based on twin-ducted fan power system
US4767083A (en) High performance forward swept wing aircraft
US2412646A (en) Tailless aircraft
US20200354050A1 (en) Convertiplane
US20220315250A1 (en) Space aircraft with optimised design and architecture
US20060016931A1 (en) High-lift, low-drag dual fuselage aircraft
RU2432299C2 (ru) Сверхзвуковой конвертируемый самолет
US20220177115A1 (en) High-lift device
US3497163A (en) Supersonic aircraft
WO2022050928A1 (ru) Консоль крыла для летательного аппарата вертикального взлета и посадки и летательный аппарат с такой консолью
RU2714176C1 (ru) Многоцелевая сверхтяжелая транспортная технологическая авиационная платформа укороченного взлета и посадки
RU2070144C1 (ru) Высокоманевренный самолет
RU2728017C2 (ru) Самолёт короткого взлёта и посадки
RU2321526C1 (ru) Многоразовый ускоритель ракеты-носителя
RU2466061C2 (ru) Аэролет (варианты), части аэролета, способы использования аэролета и его частей
RU72198U1 (ru) Самолет с высоким аэродинамическим качеством
RU2789425C1 (ru) Летательный аппарат с гибридной силовой установкой
RU2803674C2 (ru) Способ управления тангажом конвертоплана
RU2849402C1 (ru) Экраноплан
WO2020145837A1 (ru) Несущая поверхность
RU2531792C1 (ru) Самолет короткого и/или вертикального взлета и посадки
Zhandildinova et al. Ummanned aerial vehicle control with a wing circulation system
OA21898A (en) Multi-Functional Supersonic SingleEngine Aircraft.

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: 11820241

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 201300030

Country of ref document: EA

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 224415

Country of ref document: IL

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2011820241

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 13812602

Country of ref document: US