Стабилизирующие поверхности – B64C 5/00

Изобретение относится к области авиационной. Законцовка крыла летательного аппарата имеет концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце. Задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы, носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки относительно оси концевой хорды. Стреловидность острой передней кромки составляет 60-85°. Дополнительная аэродинамическая стреловидная поверхностью малого удлинения выполнена с дополнительной острой передней кромкой, смонтированной с внутренней стороны концевой шайбы и образующей с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы, стреловидность 76-87°. Изобретение направлено на повышение аэродинамической эффективности крыла. 3 ил.

Законцовка (W; W1, W2) крыла (Т; 10а, 10b) содержит основание (Е1) и вершину (Е2). Локальный двугранный угол законцовки (W; W1, W2) крыла непрерывно увеличивается или уменьшается от основания (Е1) до вершины (Е2). Локальная стреловидность по задней кромке (50) непрерывно увеличивается в своем прохождении от основания (Е1) к вершине (Е2) законцовки (W; W1, W2) крыла. Локальная стреловидность по передней кромке (60) непрерывно увеличивается в прохождении передней кромки (60) от основания (Е1) до первой промежуточной точки (61а), непрерывно уменьшается от первой промежуточной точки (61а) до второй промежуточной точки (62а) и непрерывно увеличивается от второй промежуточной точки (62а) до области перед вершиной (Е2) законцовки (W; W1, W2) крыла. Крыло содержит законцовку. Группа изобретений направлена на улучшение аэродинамических характеристик. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации. Система повышения управляемости для летательного аппарата с переставным стабилизатором (2) включает средства (16) передачи движения отклонения, которые для каждого положения стабилизатора (2) по углу его установки устанавливают элемент (8) механизации стабилизатора в определенное положение по углу отклонения. Средства (18, 20, 23) передачи движения отклонения состоят из передаточного механизма, включенного между элементом (8) механизации стабилизатора и конструкцией летательного аппарата (1). Изобретение направлено на уменьшение размера стабилизатора. 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к арматуре, изготовленной из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата по отношению к хвостовому фюзеляжу. Арматура содержит боковые стенки кессона, а также средство соединения, которое присоединяет арматуру к шпангоутам хвостового фюзеляжа. Боковые стенки являются соединенными вместе посредством центрального элемента, который содержит первую торцевую часть, присоединенную к первой боковой стенке, вторую торцевую часть, присоединенную ко второй боковой стенке, и центральную часть, которая соединяет вместе торцевые части. Арматура также содержит торцевые элементы, которые присоединены к боковым стенкам на их наружной поверхности. Торцевые элементы имеют общее поперечное сечение в форме омега. Арматура содержит основное крепление, которое содержит сквозные отверстия. Отверстия выровнены и соответственно расположены на основных кронштейнах, так что сквозные отверстия скомпонованы на усиленных участках торцевых элементов. Сквозные отверстия являются скомпонованными на усиленных участках боковых стенок. Достигается простота изготовления, снижение веса, надежность. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Устройство для увеличения подъемной силы содержит основной элемент (5) закрылка, установленный с возможностью выпуска и убирания относительно основного крыла, и выступающий элемент (6А-1), выполненный так, что он имеет плавный контур и расположен вблизи концевого участка в направлении размаха поверхности положительного давления основного элемента (5) закрылка, выступая в направлении от основного элемента закрылка. Крыло содержит основное крыло и устройство для увеличения подъемной силы. Устройство для снижения шума содержит съемный основной элемент, выполненный с возможностью присоединения к концевому участку в направлении размаха основного элемента закрылка и возможностью отсоединения от концевого участка в направлении размаха основного элемента закрылка, установленного с возможностью выпуска и убирания относительно основного крыла, и выступающий элемент. Группа изобретений направлена на увеличение подъемной силы и снижение шума без увеличения веса. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 40 ил.

Группа изобретений относится к авиации. Управление «утка» содержит цельноповоротное флюгерное переднее горизонтальное оперение. В первом варианте штанги флюгеров выполнены в виде аэродинамических шайб на концах оперения. Во втором варианте вблизи фюзеляжа положительный угол атаки оперения больше. Группа изобретений направлена на повышение противоштопорных свойств. 2 н. и 1 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к заднему концу летательного аппарата и касается зоны приложения нагрузок горизонтального (ГХС) и вертикального (ВХС) хвостового стабилизаторов. Задний конец летательного аппарата с зоной приложения нагрузок содержит принимающие элементы нагрузок стабилизаторов, соединенные с конструктивными элементами фюзеляжа. Конструктивные элементы представляют собой обшивку, два соседних силовых шпангоута и третий шпангоут, соседний с одним из двух силовых шпангоутов. Шпангоуты сформированы с двумя боковыми элементами и одним элементом основания, так что их поперечное сечение имеет замкнутую форму. Принимающим элементом нагрузки ГХС является первый фитинг, сконструированный в виде кессона с боковыми стенками и крышкой, расположенный в поперечном направлении между силовыми шпангоутами и соединенный с ними. Принимающими элементами нагрузок ВХС являются вторые фитинги, соединенные со шпангоутами. Шпангоуты и фитинги полностью выполнены из композиционного материала. Достигается оптимальное распределение нагрузок и веса с наименьшим возможным количеством элементов. 8 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к конструктивному сопряжению переднего фитинга стабилизатора летательного аппарата (ЛА). Передний узел крепления стабилизатора, сопрягаемый с работающим на растяжение соединением двух боковых кессонов стабилизатора, содержит передний фитинг, переднюю работающую на сдвиг панель, верхнюю работающую на сдвиг панель, нижнюю работающую на сдвиг панель и соединительную деталь в виде стойки для присоединения нервюры к лонжерону. Передний фитинг содержит центральную часть и две боковые части, образующие цельную деталь из композиционного материала. Центральная часть содержит прямоугольное основание, две параллельные друг другу и симметричные боковые стенки, верхнюю и нижнюю стенки. Из боковых стенок выступают отдельные проушины, расположенные в одной плоскости с соответствующими боковыми стенками. Верхняя и нижняя стенки более короткие, чем боковые стенки, непараллельны друг другу и несимметричны. Нижняя стенка выгнута и обращена вогнутой поверхностью к верхней. Две боковые части имеют боковую сторону, симметричную каждой из снабженных проушиной боковых стенок центральной части. Каждая боковая сторона боковых стенок также имеет проушину с отверстием и выступающий край, проходящий вдоль почти всего ее наружного контура. Достигается обеспечение соединения, работающего на растяжение, минимальной передачи нагрузок, передаваемых боковым кессонам стабилизатора, снижение веса. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Гиперзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с соплом, расположенным под нижней панелью хвостовой части фюзеляжа, крыло, киль и воздухозаборник, расположенный под фюзеляжем в его хвостовой части снизу. В носовой части летательного аппарата смонтированы выдвижные плоскости на роликах для выхода по желобу из фюзеляжа, которые компенсируют неблагоприятный момент, возникающий вследствие взаимодействия струи газа из сопла двигателя. Изобретение направлено на улучшение продольной балансировки. 8 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, заостренное с концов продолговатое тело в форме цилиндра, прикрепленное боком к торцевой части крыла и снабженное радиально закрепленными лопастями. Лопасти установлены по винтовой линии и имеют переменную высоту, увеличивающуюся по направлению движения встречного воздушного потока. Изобретение направлено на ограничение у торцевой части крыла вихревых шнуров. 3 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, прикрепленное боком к торцевой части крыла заостренное с концов продолговатое тело, имеющее напорное сопло. Продолговатое тело имеет форму многогранника с вертикально прикрепленными к граням лопастями переменной высоты, увеличивающейся по направлению движения встречного воздушного потока. Лопасти на гранях расположены наклонно по отношению к осевой линии продолговатого тела. Напорное сопло расположено на конце продолговатого тела вдоль его осевой линии. Изобретение направлено на разрушение вихревых шнуров у торцевой части крыльев. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с прикрепленными к нему крыльями, имеющими элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение, двигатель, шасси. К торцевой части каждого крыла прикреплена сетчатая пластина, расположенная параллельно вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа. Сетчатая пластина выполнена по форме трапеции и имеет отверстия, размер которых увеличивается по мере удаления от верхней и нижней аэродинамических поверхностей. Изобретение направлено на ограничение образования вихревого шнура у торцевой части крыла. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности к конструкциям складываемых аэродинамических поверхностей, находящихся под воздействием сильных аэродинамических возмущений. Складываемая аэродинамическая поверхность содержит основание и шарнирно соединенную с ним поворотную лопасть, толкатель и винтовой преобразователь поступательного движения толкателя во вращательное движение лопасти. Винтовой преобразователь содержит два цилиндра с винтовыми поверхностями и взаимодействующий с ними рабочий элемент. Цилиндры расположены последовательно соосно. Один из цилиндров соединен с основанием, а другой - с лопастью, причем второй цилиндр имеет винтовые поверхности другого направления, чем винтовые поверхности первого цилиндра. Рабочий элемент выполнен в виде нарезного штока, размещенного во внутренних полостях цилиндров с возможностью поступательного и вращательного перемещений. Рабочий элемент одним концом жестко связан с толкателем, скользящим внутри первого цилиндра, а другим концом введен во второй цилиндр. Винтовые канавки, выполненные по образующей поверхности нарезного штока, в его средней части меняют свое направление с одного на другое, ответное винтовым поверхностям цилиндров. Достигается надежность раскрытия аэродинамической поверхности в условиях сильных аэродинамических возмущений. 4 ил.

Изобретение относится к концевым крылышкам, содержащим поверхности с углублением, и к способу снижения лобового сопротивления. Система воздушного судна содержит крыло и концевое крылышко (винглеты, концевые шайбы, шайбы Уиткомба), соединенное с крылом на внешнем участке. Концевое крылышко имеет первую поверхность, обращенную к борту, и вторую поверхность, обращенную наружу. Первая поверхность содержит область с углублением. При этом крыло содержит секции с аэродинамическим профилем от внутренней области до внешней области крыла. Концевое крылышко используется с крылом без изменения общих форм секций крыла с аэродинамическим профилем у внешней области крыла. Достигается снижение влияния помех от потоков в области перехода крыла и концевого крылышка, снижение лобового сопротивления. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к поверхностям управления для летательного аппарата. Поверхность (3) управления содержит два силовых привода (15), основную закрывающую нервюру (9), расположенную на одном конце поверхности (3) управления. Основная закрывающая нервюра (9) соединена с основной торсионной штангой (8). Основная торсионная штанга (8) соединена как одно целое с рычажной системой (14). При этом два силовых привода (15) действуют таким образом, что есть возможность действовать на поворот поверхности (3) управления в процессе полета летательного аппарата. Поверхность управления (3) также содержит второстепенную торсионную штангу (11). Второстепенная торсионная штанга (11) концентрична с основной торсионной штангой (8) и расположена внутри. Второстепенная торсионная штанга (11) соединена как одно целое с рычажной системой (14) и с второстепенной закрывающей нервюрой (28) поверхности (3) управления. Достигается уменьшение размера и изгибающих нагрузок на шарнирные детали, увеличение ограниченной площади кессонной конструкции несущей поверхности, увеличение жесткости, уменьшение усилий, необходимых для приведения в движение, уменьшение массы силовых приводов. 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к конструктивным и аэродинамическим элементам летательных аппаратов (ЛА), в частности к элементам выполнения аэродинамических поверхностей ЛА для осуществления стабилизации малогабаритных ЛА в плоскости траектории и управления малогабаритными ЛА при полете по баллистической траектории. Малогабаритный ЛА содержит фюзеляж, аэродинамические поверхности и хвостовое оперение. Аэродинамические поверхности установлены на фюзеляже в районе центра масс ЛА с возможностью вращения относительно продольной оси ЛА. Аэродинамические поверхности выполнены в виде двух закрепленных на узле вращения аэродинамических крыльев, симметрично расположенных относительно продольной оси ЛА и не лежащих в одной плоскости. Достигается повышение эффективности применения малогабаритного летательного аппарата за счет обеспечения самостабилизации положения аэродинамических поверхностей относительно фюзеляжа и создания ориентированной подъемной силы с использованием этих же аэродинамических поверхностей в плоскости траектории полета для управления полетом летательного аппарата. 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла летательного аппарата имеет концевую шайбу, снабженную аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце. Задняя кромка аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы. Носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки, а стреловидность составляет 60-85°. Имеется нижняя вертикальная аэродинамическая поверхность малого удлинения, сопряженная с концевой шайбой так, что ее передняя кромка совпадает с передней кромкой аэродинамической поверхности концевой шайбы. Угол между аэродинамической поверхностью концевой шайбы и нижней вертикальной аэродинамической поверхностью составляет 125-130°. Изобретение направлено на повышение аэродинамической эффективности летательного аппарата для снижения удельного расхода топлива. 3 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники. Законцовка крыла летательного аппарата имеет концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированную с внешней стороны концевой шайбы на ее конце. Задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы, носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки, а стреловидность составляет 60-85°. Имеется аэродинамическая поверхность, сопряженная с концевой шайбой, снабженная соответствующей дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны аэродинамической поверхности на ее конце. Задняя кромка соответствующей дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой аэродинамической поверхности, носок расположен на передней кромке аэродинамической поверхности ниже уровня задней кромки, а стреловидность составляет 60-85°. Угол между концевой шайбой и аэродинамической поверхностью составляет 175-180°. Законцовка крыла установлена под углом 2-3° по отношению к концевой хорде крыла. Изобретение направлено на повышение аэродинамической эффективности и снижение расхода топлива. 4 ил.

Изобретение относится к аэродинамическим органам стабилизации летательных аппаратов. Орган управления аэродинамическим фокусом летательного аппарата включает аэродинамическую поверхность, закрепленную на валу, рулевую машину и рычажный механизм передачи шарнирного момента от вала к штоку рулевой машины. Рычажный механизм передает на шток рулевой машины шарнирный момент, создаваемый аэродинамической поверхностью, через одно или несколько своих звеньев, являющихся механическими либо пневматическими пружинами. Изобретение направлено на обеспечение соотношения между положением центра масс и положением аэродинамического фокуса. 3 ил.

Система хвостового оперения (1) для самолета содержит фюзеляж (3), крыло (2) и тяговый двигатель (5, 5а, 5b), закрепленный в хвостовой части фюзеляжа этого самолета, которая располагается позади крыла (2) относительно продольной оси самолета. Система хвостового оперения содержит аэродинамические поверхности, закрепленные на хвостовой части фюзеляжа. Система хвостового оперения образована горизонтальными аэродинамическими поверхностями (41а, 41b, 43) и вертикальными аэродинамическими поверхностями (42а, 42b), выполненными для формирования кольцевой конструкции, содержащей кольцо, закрепленное на фюзеляже. Тяговый двигатель удерживается в кольце, образованном системой хвостового оперения. Центральный киль используется для формирования двух колец в кольцевой конструкции. Варианты самолета характеризуются признаками хвостового оперения и закреплением одного или двух двигателей в зоне кольца. Группа изобретений направлена на повышение безопасности функционирования. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к сборке конструкций и агрегатов самолета, и касается крепления стабилизатора к фюзеляжу самолета. Во время установки передней шторки стабилизатора в зазор между фюзеляжем и торцевой частью носка стабилизатора выставляют стабилизатор в 0° по отношению к фюзеляжу, снимают панели с торцевой части носка и устанавливают переднюю шторку в свободном состоянии в зазор. Предварительно закрепляют на внешней шторке кронштейны для установки шторки. Далее вставляют тяги-ключи через сквозные отверстия и поворотом на 90° устанавливают тяги-ключи в несквозную прорезь кронштейна и деформируют (обжимают) шторку до рабочих размеров. После чего устанавливают съемные панели стабилизатора, располагая их по контуру деформированной шторки, и убирают тяги-ключи. Приспособление для установки передней шторки стабилизатора содержит кронштейны и тяги-ключи, которые имеют сочленяемые сферические поверхности. При этом кронштейны с одной стороны имеют крестообразные отверстия, у которых одна прорезь сквозная, а другая несквозная. Несквозные прорези образуют поверхности упора для буртиков тяг-ключей. С противоположной стороны кронштейнов выходные отверстия выполнены в форме усеченных конусов. Тяги-ключи выполнены с одного конца в виде стержней с резьбой, а с другого - в виде пластин с буртиками и имеют геометрические размеры, соответствующие сквозным прорезям и сферическим поверхностям кронштейнов. Достигается исключение механических повреждений передней шторки и торцевой части носка стабилизатора, повышение контроля и качества установки шторки, возможность проведения значительных упругих деформаций шторки за счет изменения направления действия силы в процессе обжатия. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретения относятся к оборудованию стартовых ракетных комплексов, в частности к способу и к устройству снижения акустического воздействия на ракету-носитель при ее старте. Способ заключается в том, что создают замкнутую водяную завесу, прилегающую к хвостовому отсеку ракеты-носителя и к струе продуктов сгорания, которую формируют нисходящие потоки падающих струй, предварительно направленных вверх под углом к оси ракеты-носителя. Нисходящие потоки от отдельных струй падают у хвостового отсека с частичным перекрытием. Устройство для снижения акустического воздействия содержит размещенный на стартовом столе осесимметрично относительно оси ракеты-носителя кольцевой водовод с патрубками подвода воды и каналами для подачи воды на завесу, выполненными на верхней торцевой поверхности кольцевого водовода. На каждом канале, выполненном на верхней торцевой поверхности кольцевого водовода, закреплена втулка со сквозным отверстием. На каждой втулке закреплен насадок с возможностью изменения его углового положения относительно вертикали. Достигается повышение эффективности защиты от акустического и теплового воздействия ракеты-носителя в момент старта. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации. Воздушное судно содержит триммируемый горизонтальный стабилизатор (20), который примыкает к фюзеляжу (10) воздушного судна. С триммируемым горизонтальным стабилизатором (20) расположен подвижный руль (21) высоты воздушного судна. Триммируемый горизонтальный стабилизатор (20) содержит несущую конструкцию (22), которая проходит в направлении его размаха и жестко соединена с фюзеляжем воздушного судна, а также подвижные области (23, 24), которые соединены с несущей конструкцией (22) с возможностью их перемещения независимо от руля (21) высоты с целью триммирования горизонтального стабилизатора (20) за счет изменения его аэродинамического профиля так, чтобы горизонтальный стабилизатор (20) мог выборочно создавать положительную аэродинамическую силу, отрицательную аэродинамическую силу или оставаться нейтральным. Подвижные области (23) в направлении (X) продольной оси воздушного судна расположены спереди от несущей конструкции (22). Изобретение направлено на усовершенствование стабилизации пространственного положения в полете. 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к устройствам стабилизации тел, обтекаемых газом или жидкостью, в частности для стабилизации тел, движущихся в атмосфере и в водной среде. Устройство стабилизации тела содержит элемент динамического сопротивления, закрепленный за кормовой частью тела на стойке, ось которой ориентирована по оси стабилизации тела. Элемент динамического сопротивления выполнен в виде тормозного щитка. Щиток закреплен на конце стойки в области своего геометрического центра и установлен шарнирно с возможностью свободного поворота вокруг осей, перпендикулярных оси стойки. Достигается упрощение конструкции устройства и уменьшение габаритно-весовых характеристик. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к стабилизаторам транспортных средств при перемещении в водном или воздушном пространстве. Киль-стабилизатор летательного аппарата или морского транспортного средства состоит из передней части с выпуклой стреловидностью, угол которой уменьшается с увеличением длины кривизны, и концевой части, законцовка которой имеет вид жалюзи. Изобретение направлено на уменьшение затрат энергии на преодоление сопротивления. 1 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам на воздушной подушке. Летательный аппарат содержит дискообразный корпус с центральным тоннелем, внутри которого установлено удобообтекаемое тело с подъемным винтом на его верхней части, скрепленное со стенками радиальными перегородками аэродинамического профиля, кабину, силовую установку с толкающими винтами, воздушную подушку в виде надувного торового баллона с гибким ограждением, колесно-лыжные опоры под корпусом, глиссирующую поверхность под кабиной и гидрокрыло сзади корпуса, поворотные створки, установленные на входе в тоннель, крыльевые консоли, хвостовое оперение со стабилизатором и килями, установленное на задней части корпуса, струйные закрылки, установленные на задних частях крыльевых консолей и корпуса, органы управления и стабилизации в виде воздушных рулей, установленных на выходе из тоннеля, струйные рули, установленные на стабилизаторе и крыльевых консолях, элевоны, установленные на стабилизаторе. На передней части дискообразного корпуса сверху с 2-х сторон тоннеля установлены продольные аэродинамические гребни. Изобретение направлено на обеспечение устойчивого и управляемого полета, повышение безопасности, увеличение подъемной силы и снижение массы конструкции. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Устройство адаптивного регулирования аэродинамических характеристик элемента (1) крыла, к которому прикреплено крылышко (2) с возможностью поворота. Крылышко (2) или его части могут поворачиваться относительно элемента (1) крыла таким образом, что угол между соответствующей осью (7) вращения и основным направлением консоли (6) элемента (1) крыла отличается от 90°. Способ и летательный аппарат характеризуются использованием устройства. Предложено применение устройства на летательном аппарате. Группа изобретений направлена на снижение расхода топлива. 4 н. и 17 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиации. В хвостовой части самолета шарнирно установлена продольно сориентированная консоль с возможностью отклонения вверх-вниз и влево-вправо. На консоли неподвижно установлены элементы горизонтального и вертикального оперения, предназначенные для отклонения оперения заодно с консолью. Изобретение направлено на повышение надежности и улучшение маневренности самолета. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации. Способ планирующего полета заключается в том, что аэродинамическая поверхность летательного аппарата выполнена симметрично-обратимой в виде тандемной утки путем размещения в носовой части летательного аппарата дополнительного -образного оперения. Планирование характеризуется периодическими изменениями направления устойчивого движения летательного аппарата вперед-назад в режиме параметрического резонанса маятника с периодически опускаемой точкой подвеса по устойчивой, плоской зигзагообразной траектории, составленной из сопряженных отрезков волнообразной глиссады. Под влиянием экранного эффекта земной поверхности осуществляют замедленную вертикальную посадку летательного аппарата с критическими углами атаки его аэродинамической поверхности. Летательный аппарат выполнен симметрично-обратимым в виде тандемной утки путем размещения в носовой части летательного аппарата дополнительного -образного оперения. Изобретение направлено на сокращение длины посадочной полосы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет снабжен авиадвигателями в мотогондолах, прикрепленных к самолету симметрично его продольной оси. На хвостовой части фюзеляжа выполнен сквозной аэродинамический канал, конец которого подведен к отверстию в хвосте фюзеляжа. Дно конца фюзеляжа выполнено с проемом, закрытым донными воротами со съемными створками, подвешенными к боковым сторонам проема, заканчивающегося отверстием в конце фюзеляжа. Способ полета самолета характеризуется использованием самолета. Изобретение направлено на снижение уровня шума. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.