многорежимный самолет интегральной аэродинамической компоновки

Формула изобретения

1. Многорежимный самолет интегральной аэродинамической компоновки, содержащий единый несущий корпус, образованный крылом и фюзеляжем, головная часть которого включает в себя носовой обтекатель, одно- или двухместную кабину экипажа и корневые наплывы, средняя часть которого плавно сопряжена с механизированными консолями стреловидного крыла и включает в себя по меньшей мере один сверхзвуковой воздухозаборник силовой установки, расположенный ниже консолей крыла, хвостовая часть фюзеляжа включает в себя по меньшей мере одну мотогондолу под турбореактивный двигатель силовой установки и две боковые хвостовые балки, несущие механизированные вертикальное и горизонтальное оперение, а также убираемое шасси, включающее в себя переднюю и две основные опоры, электродистанционную систему управления, включающую в себя ограничитель нормальной перегрузки и величины угла атаки и систему искусственной устойчивости, взаимодействующую с приводом хвостового горизонтального оперения, при этом центр тяжести самолета расположен вблизи или несколько позади аэродинамического фокуса при дозвуковом полете, отличающийся тем, что он снабжен средством минимизации несимметричности обтекания при дозвуковом полете на углах атаки 40 - 50^o, расположенным в головной части фюзеляжа, а также средством обеспечения устойчивости работы силовой установки при дозвуковом полете на углах атаки до 150^o, электродистанционная система управления дополнительно снабжена системой ручной корректировки положения хвостового горизонтального оперения при дозвуковом полете на закритических углах атаки и средством перенастройки на режим управления хвостовым горизонтальным оперением при таком полете, содержащим устройство отключения ограничителя нормальной перегрузки и величины угла атаки, устройство отключения системы искусственной устойчивости и устройство включения системы ручной корректировки, при этом самолет выполнен с площадью хвостового горизонтального оперения, составляющей 9 - 12% площади плановой проекции несущего корпуса, возможной скоростью перекладки хвостового горизонтального оперения не менее 30^o/с, отношением продольного момента инерции самолета к произведению площади плановой проекции несущего корпуса на вес самолета не более 0,20, отношением его массы к площади плановой проекции несущего корпуса не более 220 кг/м², отношением площади плановой проекции части несущего корпуса перед центром тяжести самолета к площади плановой проекции части несущего корпуса позади центра тяжести не более 0,9.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что он выполнен с двумя сверхзвуковыми воздухозаборниками под центропланом, разнесенными относительно плоскости симметрии, и с двумя мотогондолами в хвостовой части фюзеляжа под турбореактивные двигатели, выполненные форсажными, соединенными центральной балкой, несущей центральной обтекатель, выступающий за расположенные ниже его сопла указанных турбореактивных двигателей, средство минимизации несимметричности обтекания при дозвуковом полете снабжено симметричным пластинчатым турбулизатором, установленным перед носовым обтекателем, а средство обеспечения устойчивости работы силовой установки при дозвуковом полете снабжено устройством длительной подачи к форсажному турбореактивному двигателю топлива при нулевых и отрицательных перегрузках, при этом высота кабины экипажа составляет 6 - 7% длины самолета, центр тяжести самолета расположен относительно аэродинамического фокуса при дозвуковом полете на расстоянии до 1% средней аэродинамической хорды консоли крыла, имеющего прямую стреловидность 40 - 45^o, отношение продольного момента инерции самолета к произведению площади плановой проекции несущего корпуса на вес самолета составляет 0,17 - 0,18, отношение массы самолета к площади плановой проекции несущего корпуса составляет 180 - 210 кг/м², отношение площади плановой проекции части несущего корпуса перед центром тяжести самолета к площади плановой проекции части несущего корпуса позади центра тяжести составляет 0,50 - 0,55, возможная скорость перекладки хвостового горизонтального оперения, выполненного дифференциальным, составляет 30 - 35^o/с.

3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что он снабжен подвижным горизонтальным оперением, установленным на корневых наплывах в головной части фюзеляжа с возможностью установки в нейтральном положении под отрицательным углом при дозвуковом полете на углах атаки, превышающих критический, и турбулизации обтекающего потока, достаточной для минимизации несимметричности обтекания, с двумя сверхзвуковыми воздухозаборниками под центропланом, разнесенными относительно плоскости симметрии, и с двумя мотогондолами в хвостовой части фюзеляжа под турбореактивные двигатели, выполненные форсажными, соединенными центральной балкой, несущей центральный обтекатель, выступающий за расположенные ниже его сопла указанных турбореактивных двигателей, средство обеспечения устойчивости работы силовой установки при дозвуковом полете снабжено устройством длительной подачи к форсажному турбореактивному двигателю топлива при нулевых и отрицательных перегрузках, при этом высота кабины экипажа составляет 6 - 7% длины самолета, его центр тяжести смещен назад относительно аэродинамического фокуса при дозвуковом полете на расстояние 3 - 7% средней аэродинамической хорды консоли крыла, имеющего прямую стреловидность 40 - 45^o, возможная скорость перекладки хвостового горизонтального оперения, выполненного дифференциальным, составляет 50 - 60^o, отношение продольного момента инерции самолета к произведению площади плановой проекции несущего корпуса на вес самолета составляет 0,175 - 0,185, отношение массы самолета к площади плановой проекции несущего корпуса составляет 180 - 210 кг/м², отношение площади плановой проекции части несущего корпуса перед центром тяжести самолета к площади плановой проекции части несущего корпуса позади центра тяжести составляет 0,55 - 0,65.

4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что он снабжен подвижным горизонтальным оперением, установленным на корневых наплывах в головной части фюзеляжа с возможностью установки в нейтральном положении под отрицательным углом при дозвуковом полете на сверхкритических углах атаки и турбулизации обтекающего потока, достаточной для минимизации несимметричности обтекания, вертикальное оперение выполнено поворотным, самолет выполнен с одним сверхзвуковым воздухозаборником под центропланом и одной мотогондолой в хвостовой части фюзеляжа под турбореактивный двигатель, выполненный форсажным, средство обеспечения устойчивости работы силовой установки при дозвуковом полете снабжено устройством длительной подачи к форсажному турбореактивному двигателю топлива при нулевых и отрицательных перегрузках, при этом высота кабины экипажа составляет 9 - 10% длины самолета, его центр тяжести смещен назад относительно аэродинамического фокуса при дозвуковом полете на расстояние 6 - 8% средней аэродинамической хорды консоли крыла, имеющего прямую стреловидность 40 - 45^o, возможная скорость перекладки хвостового горизонтального оперения, выполненного дифференциальным, составляет 30 - 35^o/с, отношение продольного момента инерции самолета к произведению площади плановой проекции несущего корпуса на вес самолета составляет 0,15 - 0,16, отношение массы самолета к площади плановой проекции несущего корпуса составляет 150 - 200 кг/м², отношение площади плановой проекции части несущего корпуса перед центром тяжести самолета к площади плановой проекции части несущего корпуса позади центра тяжести составляет 0,75 - 0,85.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к самолетам интегральной аэродинамической компоновки, предназначенным для эксплуатации, как при сверхзвуковом полете, так и при дозвуковом полете, в том числе на режимах сверхманевренности со сверхкритическими углами атаки.

Преимущественной областью применения изобретения являются многорежимные самолеты оборонного назначения.

Предшествующий уровень техники.

Обеспечение широкого диапазона высотно-скоростных характеристик таких самолетов обеспечивается большой тяговооруженностью, малой нагрузкой на крыло, большим значением коэффициента подъемной силы, тонким профилем крыла с малым вредным сопротивлением и с высоким аэродинамическим качеством при больших внутренних объемах для размещения топлива и электронного оборудования.

В девяностых годах наиболее совершенными самолетами такого типа являются самолеты типа Су-27 и его модификации. Описание этих самолетов приведено в журналах: -

- "Техника воздушного флота", 1990 г., N 2.

- "Военный парад", 1994 г., июль-август.

- "Вестник воздушного флота", 1995 г., N 2.

Наиболее полно конструкция такого самолета раскрыта в описании полезной модели по свидетельству N 4109 РФ.

К самолетам такого типа могут быть отнесены также Су-35, Су-37 и С-55, описанные журнале "Air and Cosmos" N 1589, 1996, p.56.

В указанных источниках отсутствует информация об особенностях конструкции самолета, обеспечивающих способность его сверхманевренности при дозвуковом полете.

Анализ условий, необходимых для обеспечения сверхманевренности самолета при дозвуковом полете, приведен в следующих журналах:

- "AE Technical Paper Series", Dauton, USA, 1990, N 901001;

- "Техническая информация", ЦАГИ, N 21, 1991 г.

- "Техника воздушного флота", 1994 г., N 1-2.

В этих источниках также отсутствует информация, достаточная для реализации на самолете режимов сверхманевренности.

Сущность изобретения.

В основу изобретения положено решение задачи создания многорежимного самолета интегральной аэродинамической компоновки, способного как к эксплуатации при сверхзвуковом полете, так и к сверхманевренности при дозвуковом полете с динамическим выходом на большие закритические углы атаки.

Для решения поставленной задачи в многорежимном самолете интегральной аэродинамической компоновки, содержащем единый несущий корпус, образованный крылом и фюзеляжем, в котором головная часть включает в себя носовой обтекатель, одно- или двухместную кабину экипажа и корневые наплывы, средняя часть плавно сопряжена с механизированными консолями стреловидного крыла и включает в себя, по меньшей мере один, сверхзвуковой воздухозаборник силовой установки, расположенный ниже консолей крыла, а хвостовая часть включает в себя, по меньшей мере одну, мотогондолу под турбореактивный двигатель силовой установки и две боковые хвостовые балки, несущие механизированное вертикальное и горизонтальное хвостовое оперение, а также убираемое шасси, включающее в себя переднюю и две основные опоры, при том, что центр тяжести самолета расположен вблизи или несколько позади аэродинамического фокуса при дозвуковом полете, а его электродистанционная система управления включает в себя ограничитель нормальной перегрузки и величины угла атаки и систему искусственной устойчивости, взаимодействующую с приводом хвостового горизонтального оперения, согласно изобретению электродистанционная система управления включает в себя: систему ручной корректировки положения хвостового горизонтального оперения при дозвуковом полете на закритических углах атаки и средство перенастройки на режим управления хвостовым горизонтальным оперением при таком полете, содержащее устройство отключения ограничителя нормальной перегрузки и величины угла атаки, устройство отключения системы искусственной устойчивости и устройство включения системы ручной корректировки, при том, что самолет выполнен с

- площадью хвостового горизонтального оперения, составляющей 9-12% площади плановой проекции несущего корпуса,

- возможной скоростью перекладки подвижного хвостового горизонтального оперения не менее 30^o/с;

- отношением продольного момента инерции самолета к произведению веса самолета и площади плановой проекции несущего корпуса не более 0,20;

- отношением его массы к площади плановой проекции несущего корпуса не более 220 мг/м²;

- отношением площади плановой проекции части несущего корпуса перед центром тяжести самолета к площади плановой проекции части несущего корпуса позади центра тяжести не более 0,9;

- средством минимизации несимметричности обтекания при дозвуковом полете на углах атаки 40 - 50^o, расположенным в головной части фюзеляжа, и

- средством обеспечения устойчивости работы силовой установки при дозвуковом полете на углах атаки до не менее чем 150^o.

Устройства отключения ограничителя и системы искусственной устойчивости служат для настройки электродистанционной системы управления либо на штатный режим полета с углами атаки до, приблизительно, 24^o, либо на режим полета с углами атаки, значительно превышающими 24^o. При этом система ручной корректировки позволяет устанавливать горизонтальное оперение в нужное положение. Продольная балансировка самолета при ручной корректировке осуществляется до угла атаки, приблизительно, 45^o. При максимально возможной скорости перекладки горизонтального оперения и указанных отношениях момента инерции к произведению массы самолета и площади несущего корпуса самолет приобретает угловую скорость по углу атаки, достаточную для динамического выхода на угол атаки, приблизительно до 120^o при непрерывном увеличении аэродинамического момента на уменьшение угла атаки. Указанное соотношение площадей частей несущего корпуса перед и позади центра тяжести таково, что возросший момент на уменьшение угла атаки достаточен для возврата самолета в положение, при котором возможна его продольная балансировка. Средство минимизации несимметричности обтекания нейтрализует воздействие на боковую устойчивость самолета несимметричных вихревых структур в диапазоне улов атаки, приблизительно 40-50^o. Средство обеспечения устойчивости работы силовой установки на указанных углах атаки способствует управляемости самолета при продольной балансировке и восстановлению скорости, необходимой для продолжения полета по завершению маневра.

В тех случаях, когда многорежимный самолет подобен по компоновке самолету Су-27 и выполнен с двумя сверхзвуковыми воздухозаборниками под центропланом, разнесенными относительно плоскости симметрии, и с двумя мотогондолами в хвостовой части фюзеляжа под соответствующие форсажные турбореактивные двигатели, соединенными центральной балкой, несущей центральный обтекатель, выступающий за расположенные несколько ниже его сопла форсажных турбореактивных двигателей, высота кабины экипажа составляет 6-7% длины самолета, согласно изобретению его центр тяжести расположен относительно аэродинамического фокуса при дозвуковом полете на расстоянии до 1,0% средней аэродинамической хорды консоли крыла, имеющего прямую стреловидность 40- 45^o,

отношение продольного момента инерции к произведению площади плановой проекции несущего корпуса на вес самолета составляет 0,17-0,18,

отношение массы самолета к площади плановой проекции несущего корпуса 2 составляет 180-210 кг/м²,

отношение площади плановой проекции части несущего корпуса перед центром тяжести самолета к площади плановой проекции части несущего корпуса позади центра тяжести самолета составляет 0,50 - 0,55,

возможная скорость перекладки хвостового горизонтального оперения - дифференциального стабилизатора составляет 30 - 35^o,

средство минимизации несимметричности обтекания при дозвуковом полете включает в себя симметричный пластинчатый турбулизатор, установленный перед носовым обтекателем, а средство обеспечения устойчивости силовой установки включает в себя устройство длительной подачи к турбореактивному двигателю топлива при нулевых и отрицательных перегрузках.

Возможность форсажа двигателей способствует кратчайшему восстановлению скорости после завершения маневра.

Отношение высоты кабины экипажа к длине самолета является его масштабным параметром.

Указанное смещение центра тяжести относительно фокуса достаточно для чувствительности самолета к изменению положения органов управления в продольном канале при маневрировании на больших углах атаки. Такая чувствительность возможна при указанных скорости перекладки хвостового горизонтального оперения и отношениях момента инерции и массы самолета к площади несущего корпуса.

Указанное соотношение площадей частей несущего корпуса достаточно для возврата самолета в положение полета с углом атаки 45^o после динамического выхода на угол атаки до 120^o.

Пластинчатые турбулизаторы уменьшают неравномерность вихревых структур до величины, при которой несимметричность обтекания самолета не имеет существенного значения с точки зрения боковой устойчивости самолета.

Дополнительное устройство подачи топлива способно обеспечить устойчивую работу силовой установки при отливе топлива от топливозаборника, функционирующего при неманевренном полете.

В тех случаях, когда многорежимный самолет подобен по компоновке самолету Су-35 и выполнен с подвижным передним горизонтальным оперением, установленным на корневых наплывах в головной части фюзеляжа с возможностью установки в нейтральном положении под отрицательным углом при дозвуковом полете на углах атаки, превышающих критический, и турбулизации обтекающего потока, достаточной для минимизации несимметричности обтекания, с двумя сверхзвуковыми воздухозаборниками под центропланом, разнесенными относительно плоскости симметрии, и с двумя мотогондолами в хвостовой части фюзеляжа под соответствующие форсажные турбореактивные двигатели, соединенными центральной балкой, несущей центральный обтекатель, выступающий за расположенные несколько ниже его сопла форсажных турбореактивных двигателей, высота кабины экипажа составляет 6 - 7% длины самолета, его центр тяжести смещен назад относительно аэродинамического фокуса при дозвуковом полете на расстояние 3 - 7% средней аэродинамической хорды консоли крыла, имеющего прямую стреловидность 40 - 45^o, отношение продольного момента инерции к произведению площади плановой проекции несущего корпуса на вес самолета составляет 0,175-0,185, отношение массы 2 самолета к площади плановой проекции несущего корпуса составляет 180-210 кг/м², отношение площади плановой проекции части несущего корпуса перед центром тяжести самолета к площади плановой проекции части несущего корпуса позади центра тяжести самолета составляет 0,55-0,65, возможная скорость перекладки хвостового горизонтального оперения - стабилизатора составляет 50-60^o/с, а средство обеспечения устойчивости работы силовой установки включает в себя устройство длительной подачи к каждому турбореактивному двигателю топлива при нулевых и отрицательных перегрузках.

Переднее горизонтальное оперение помимо функции органа управления в продольном канале при дозвуковом полете с докритическими углами атаки выполняет функцию средства минимизации несимметричности обтекания при дозвуковом полете на углах атаки 40^o-50^o, нейтрализуя влияние несимметричных вихревых структур на поперечную устойчивость самолета.

Возможность форсажа двигателей способствует восстановлению скорости полета после завершения маневра в кратчайшее время.

Указанное смещение центра тяжести относительно фокуса способствует возрастанию угловой скорости при увеличении угла атаки, вследствие чего происходит меньшее падение величины скорости полета при маневре.

Указанные соотношения продольного момента инерции, веса самолета и площади несущего корпуса достаточны для динамического выхода на требуемый угол атаки.

Указанное соотношение площадей частей несущего корпуса перед и позади центра тяжести способствует ускоренному возвращению самолета в положение, при котором возможна его продольная балансировка.

Указанная скорость перекладки стабилизатора также способствует ускоренному возврату самолета в исходное - до маневра - положение при меньшей потере скорости полета.

Устройство подачи топлива при нулевых и отрицательных перегрузках гарантирует подачу топлива при любом положении самолета в продолжение маневра.

Многорежимный самолет может быть выполнен с одним сверхзвуковым воздухозаборником под центропланом и одной мотогондолой под форсажный турбореактивный двигатель, с подвижным передним горизонтальным оперением, установленным на корневых наплывах в передней части фюзеляжа с возможностью установки в нейтральном положении под отрицательным углом при дозвуковом полете на сверхкритических углах атаки и турбулизации обтекающего потока, достаточной для минимизации несимметричности обтекания, и поворотным вертикальным оперением, притом, что высота кабины экипажа составляет 9 - 10% длины самолета, его центр тяжести смещен назад относительно аэродинамического фокуса при дозвуковом полете на расстояние 6 - 8% средней аэродинамической хорды консоли крыла, имеющего прямую стреловидность 40 - 45^o, возможная скорость перекладки хвостового горизонтального оперения - дифференциального стабилизатора составляет 30-35^o/с, отношение продольного момента инерции к площади плановой проекции несущего корпуса составляет 1400-1500 кг, отношение массы самолета к площади плановой проекции несущего корпуса составляет 150 - 200 кг/м², отношение площади плановой проекции несущего корпуса перед центром тяжести самолета к площади плановой проекции части несущего корпуса позади центра тяжести самолета составляет 0,75- 0,85, а средства обеспечения устойчивости работы силовой установки включают в себя устройство длительной подачи к турбореактивному двигателю топлива при нулевых и отрицательных перегрузках.

Переднее горизонтальное оперение помимо функции органа управления в продольном канале при дозвуковом полете с докритическими углами атаки выполняет функцию средства минимизации несимметричности обтекания при дозвуковом полете на углах атаки 40^o-50^o, нейтрализуя влияние несимметричных вихревых структур на поперечную устойчивость самолета.

Возможность форсажа двигателей способствуют восстановлению скорости полета после завершения маневра в кратчайшее время.

Указанное смещение центра тяжести относительно фокуса способствует возрастанию угловой скорости при увеличении угла атаки, вследствие чего происходит меньшее падение величины скорости полета при маневре.

Указанные соотношения продольного момента инерции, веса самолета и площади несущего корпуса таковы, что позволяют выполнить маневр при сравнительно небольшом уменьшении скорости полета.

Перечень фигур чертежей.

В дальнейшем изобретение поясняется конкретными примерами его осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображены:

Фиг. 1 - первая возможная модификация патентуемого самолета, вид сбоку.

Фиг. 2 - первая возможная модификация патентуемого самолета, вид в плане.

Фиг. 3 - первая возможная модификация патентуемого самолета, вид спереди.

Фиг. 4 - вторая возможная модификация патентуемого самолета, вид сбоку.

Фиг. 5 - вторая возможная модификация патентуемого самолета, вид в плане.

Фиг. 6 - вторая возможная модификация патентуемого самолета, вид спереди.

Фиг. 7 - третья возможная модификация патентуемого самолета, вид сбоку.

Фиг. 8 - третья возможная модификация патентуемого самолета, вид в плане.

Фиг. 9 - третья возможная модификация патентуемого самолета, вид спереди.

Фиг. 10 - электродистанционная система управления патентуемого самолета.

Фиг. 11 - моментная характеристика патентуемого самолета.

Фиг. 12 - положения патентуемого самолета при маневре "Кобра" или "ХУК".

Фиг. 13 - график области режимов сверхманевренности по угловой скорости.

Фиг. 14 - график области режимов сверхманевренности по путевой скорости.

Фиг.15 - сводный график зависимостей при выполнении маневров "Кобра" или "ХУК".

Фиг. 16 - сводный график зависимостей при выполнении маневра "Колокол"

В каждой позиции на чертежах фигур первая цифра обозначает номер модификации патентуемого самолета, а вторая и третья цифры - порядковый номер соответствующего элемента.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения.

Патентуемый многорежимный самолет интегральной аэродинамической компоновки в каждой модификации содержит единый несущий корпус, образованный крылом 101, 201 или 301 и фюзеляжем 102, 202 или 302.

Головная часть фюзеляжа включает в себя носовой обтекатель 103, 203 или 303, одно- или двухместную кабину 104, 204 или 304 экипажа и корневые наплывы 105, 205 или 305.

Средняя часть фюзеляжа плавно сопряжена с механизированными консолями стреловидного крыла и включает в себя по меньшей мере один сверхзвуковой воздухозаборник 106, 206 или 306 силовой установки, расположенный ниже консолей крыла.

Хвостовая часть фюзеляжа включает в себя по меньшей мере одну мотогондолу 107, 207 или 307 под турбореактивный двигатель 108, 208 или 308 силовой установки и две боковые хвостовые балки 109, 209 или 309, несущие механизированные вертикальное 110, 210 или 310 и горизонтальное 111, 211 или 311 оперение.

Убираемое шасси включает в себя переднюю 112, 212 или 312 и две основные 113, 213 или 313 опоры. Центр тяжести самолета расположен вблизи или несколько позади аэродинамического фокуса при дозвуковом полете.

Электродистанционная система управления включает в себя ограничитель 114 нормальной перегрузки и величины угла атаки и систему 115 искусственной устойчивости, взаимодействующую с приводом 116 хвостового горизонтального оперения.

Электродистанционная система управления включает в себя: систему 117 ручной корректировки положения хвостового горизонтального оперения при дозвуковом полете на закритических углах атаки и средство перенастройки на режим управления хвостовым горизонтальным оперением при таком полете. Средство перенастройки содержит устройство 118 отключения ограничителя нормальной перегрузки и величины угла атаки, устройство 119 отключения системы искусственной устойчивости и устройство 120-121 включения системы ручной корректировки.

Система ручной корректировки включает в себя сумматор 125, связанный с датчиком 126 положения ручки управления самолетом, преобразователь 127 сигнала скоростного напора и потенциометром 128 в канале обратной связи. Потенциометр 128 снабжен задатчиком 129 и указателем 130.

Площадь хвостового горизонтального оперения самолета составляет 9-12% площади плановой проекции несущего корпуса.

Возможная скорость перекладки хвостового горизонтального оперения не менее 30^o/с.

Отношение продольного момента инерции самолета J₂ к произведению веса самолета и площади плановой проекции несущего корпуса не более 0,20.

Отношение массы самолета к площади плановой проекции несущего корпуса не более 220 кг/м².

Отношение площади плановой проекции части несущего корпуса перед центром тяжести самолета к площади плановой проекции части несущего корпуса позади центра тяжести не более 0,9.

Самолет выполнен с не показанными на чертежах средством минимизации несимметричности обтекания при дозвуковом полете на углах атаки 40 - 50^o, расположенным в головной части фюзеляжа, и

- средством обеспечения устойчивости работы силовой установки при дозвуковом полете на углах атаки до не менее чем до 150^o.

В одной из модификаций (фиг. 1, 2 и 3) самолет выполнен с двумя сверхзвуковыми воздухозаборниками 106 под центропланом, разнесенными относительно плоскости симметрии, и с двумя мотогондолами 107 в хвостовой части фюзеляжа под соответствующие форсажные турбореактивные двигатели 108. Мотогондолы 107 соединены центральной балкой 122, несущей центральный обтекатель 123, выступающий за расположенные несколько ниже его сопла турбореактивных двигателей.

Высота кабины 104 экипажа составляет 6 - 7% длины самолета. Центр тяжести расположен относительно аэродинамического фокуса при дозвуковом полете на расстоянии до 1,0% средней аэродинамической хорды консоли крыла, имеющего прямую стреловидность 40 - 45^o.

Отношение продольного момента инерции к произведению площади плановой проекции несущего корпуса на вес самолета составляет 0,17 - 0,18.

Отношение массы самолета к площади плановой проекции несущего корпуса 2 составляет 180-210 кг/м².

Отношение площади плановой проекции части несущего корпуса перед центром тяжести самолета к площади плановой проекции части несущего корпуса позади центра тяжести самолета составляет 0,50- 0,55.

Возможная скорость перекладки хвостового горизонтального оперения - дифференциального составляет 30-35^o/с.

Средство минимизации несимметричности обтекания при дозвуковом полете включает в себя симметричный пластинчатый турбулизатор (не показан), установленный перед носовым обтекателем.

Средство обеспечения устойчивости силовой установки включает в себя устройство длительной подачи к турбореактивному двигателю топлива при нулевых и отрицательных перегрузках. Это устройство (не показано) включает в себя два насоса в расходном отсеке топливной системы (не показаны) с разнесенными по высоте топливозаборниками.

В другой модификации (фиг. 4, 5 и 6) самолет выполнен с подвижным передним горизонтальным оперением ПГО 224. ПГО 224 установлено на корневых наплывах 205 в головной части фюзеляжа с возможностью установки в нейтральном положении под отрицательным углом при дозвуковом полете на углах атаки, превышающих критический, и турбулизации обтекающего потока.

Система электродистанционного управления патентуемым самолетом 2-й модификации не показана. Она аналогична системе электродистанционного управления самолетом первой модификации и содержит элементы, подобные ее элементам. В системе электродистанционного управления самолетом 2-й модификации система искусственной устойчивости взаимодействует также и с приводом ПГО 224. Средство перенастройки системы электродистанционного управления самолетом 2-й модификации дополнительно содержит устройство отключения привода ПГО. Привод ПГО 224 включает в себя средство установки ПГО в нейтральное положение под отрицательным углом при отключении от системы искусственной устойчивости.

Турбулизация достаточна для минимизации несимметричности обтекания. Самолет выполнен с двумя сверхзвуковыми воздухозаборниками 206 под центропланом, разнесенными относительно плоскости симметрии, и с двумя мотогондолами 207 в хвостовой части фюзеляжа под соответствующие форсажные турбореактивные двигатели. Мотогондолы 207 соединены центральной балкой 222, несущей центральный обтекатель 223, выступающий за расположенные несколько ниже его сопла форсажных турбореактивных двигателей. Высота кабины 204 экипажа составляет 6 - 7% длины самолета.

Центр тяжести самолета смещен назад относительно аэродинамического фокуса при дозвуковом полете на расстояние 3 - 7% средней аэродинамической хорды консоли крыла, имеющего прямую стреловидность 40 - 45^o. Возможная скорость перекладки хвостового горизонтального оперения - дифференциального стабилизатора составляет 50-60^o/с. Отношение продольного момента инерции к произведению площади плановой проекции несущего корпуса на вес самолета составляет 0,175^oC0,185. Отношение массы самолета к площади плановой проекции 2 несущего корпуса составляет 180-210 кг/м². Отношение площади плановой проекции части несущего корпуса перед центром тяжести самолета к площади плановой проекции части несущего корпуса позади центра тяжести самолета составляет 0,55-0,65. Средство обеспечения устойчивости работы силовой установки включает в себя устройство длительной подачи к каждому турбореактивному двигателю топлива при нулевых и отрицательных перегрузках.

В третьей модификации (фиг. 7, 8 и 9) самолет выполнен с одним сверзвуковым воздухозаборником 306 под центропланом и одной мотогондолой 307 под форсажный турбореактивный двигатель. Подвижное переднее горизонтальное оперение 324 установлено на корневых наплывах 305 в передней части фюзеляжа с возможностью установки в нейтральное положение под отрицательным углом при дозвуковом полете на сверхкритических углах атаки и турбулизации обтекающего потока.

Система электродистанционного управления патентуемым самолетом 3-й модификации не показана. Она аналогична системе электродистанционного управления самолетом первой модификации и содержит элементы, подобные ее элементам. В системе электродистанционного управления самолетом 3-й модификации система искусственной устойчивости взаимодействует также и с приводом ПГО 324. Средство перенастройки системы электродистанционного управления самолетом 3-й модификации дополнительно содержит устройство отключения привода ПГО. Привод ПГО 324 включает в себя средство установки ПГО в нейтральное положение под отрицательным углом при отключении от системы искусственной устойчивости.

Вертикальное оперение 310 поворотно. Высота кабины 304 экипажа составляет 9-10% длины самолета.

Центр тяжести самолета смещен назад относительно аэродинамического фокуса при дозвуковом полете на расстояние 6-8% средней аэродинамической хорды консоли крыла, имеющего прямую стреловидность 40-45^o. Возможная скорость перекладки хвостового горизонтального оперения - дифференциального стабилизатора 311 составляет 30-35^oC/с. Отношение продольного момента инерции к произведению площади плановой проекции несущего корпуса на вес самолета составляет 0,15-0,16. Отношение массы самолета к площади плановой проекции несущего корпуса составляет 150-200 кг/м². Отношение площади плановой проекции несущего корпуса перед центром тяжести самолета к площади плановой проекции части несущего корпуса позади центра тяжести самолета составляет 0,75-0,85.

Средства обеспечения устойчивости работы силовой установки включает в себя устройство длительной подачи к турбореактивному двигателю топлива при нулевых и отрицательных перегрузках.

Патентуемый самолет имеет минимальную устойчивость или статически неустойчив при дозвуковом полете. Искусственную устойчивость при этом обеспечивает электродистанционная система управления - ЭДСУ. Если устройства 118, 119, 120, 121 находятся в положении, показанном на фиг. 10, система ограничивает перегрузку n_y и угол атаки величиной 24^o. Для выхода самолета на большие углы атаки непосредственно перед началом маневра переводят устройства 118, 119, 120 и 121 из положения, показанного на фиг. 10, в положение "маневр".

При этом:

- устройство 118 отключает ограничитель 114;

- устройство 119 отключает систему 115;

- устройства 120 и 121 включают систему 117.

Одновременное срабатывание устройств 118, 119, 120 и 121 осуществляется при нажатии кнопки (не показана) на ручке управления самолетом в кабине экипажа.

Для ввода самолета в маневр летчик отклоняет ручку управления самолетом с максимально возможным темпом на перекладку стабилизатора в положение создания момента на кабрирование. Под действием кабрирующего момента m_z увеличивается угол атаки самолета до предельного балансировочного значения ^max_бал. За счет приобретенной кинетической энергии происходит дальнейшее увеличение угла атаки. При этом с ростом угла атаки увеличивается момент m_z на пикирование. Предельный угол атаки достигается, когда угловая скорость самолета станет равной нулю.

На патентуемом самолете предельный угол атаки равен, приблизительно _дин.= 120^o. Маневр такого типа, осуществляемый в вертикальной плоскости, назван "кобра Пугачева".

Подобный же маневр, осуществляемый в, приблизительно, горизонтальной плоскости, назван "хук".

Характер протекания процесса выхода самолета на предельный _дин. определяется соотношением его веса (G), площади плановой проекции (S) несущего корпуса, продольного момента инерции (J_z), а также аэродемпфирующих и моментных характеристик. Аэродемпфирующая характеристика самолета определяется отношением площадей несущего корпуса перед и позади центра тяжести самолета. Моментная характеристика определяет величину прибавки момента на пикирование после перекладки стабилизатора в соответствующее положение.