способ управления режимами обтекания крыла потоком для улучшения основных характеристик аэрогидродинамического устройства и самолет для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ управления режимами обтекания крыла потоком для улучшения основных характеристик аэрогидродинамического устройства, заключающийся в том, что крыло устанавливают под углом атаки, отделяют стабилизатором - разделительной шайбой часть крыла при нешарнирной ее установке относительно оси вращения крыла с углом атаки, опережающим угол атаки крыла при движении, и поворачивают крыло до тех пор, пока на этой части крыла не наступает срыв потока, после чего уменьшают угол атаки крыла, отличающийся тем, что часть крыла, отделенную разделительной шайбой, устанавливают на активно-пассивномом элементе, выполненном так же, как часть крыла, при шарнирной его установке относительно продольной оси крыла и отделенном разделительной шайбой, далее переустанавливают часть крыла как минимум в одно из трех положений, с углом атаки, равным углу атаки активно-пассивного элемента, с углом атаки, опережающим угол атаки активно-пассивного элемента, с углом атаки, опережающим угол атаки части крыла при втором положении, и поворачивают часть крыла вместе с активно-пассивным элементом до срыва потока с части крыла, и при любых значениях величины и направления относительной скорости набегающего на крыло потока реализуют требуемые режимы обтекания на активно-пассивном элементе путем его поворота, без отрыва потока, либо с отрывом потока, либо с частичным отрывом потока, либо колебательный режим в интервале от режима с частичным отрывом до режима без отрыва потока, затем либо поворачивают крыло на тот же самый угол, либо меньший угол, либо совершают крылом колебательные движения вокруг его продольной оси, либо не поворачивают крыло, и тем самым достигают как максимально возможных и минимально возможных или отрицательных значений подъемной силы и углов атаки, в том числе закритических углов атаки на крыле, с возможностью динамичного возврата на докритические углы атаки и безотрывное обтекание для крыла любого профиля, при этом срыв потока на части крыла используют для упреждения срыва потока на активно-пассивном элементе и на крыле.

2. Самолет с управляемыми режимами обтекания крыла потоком для улучшения основных характеристик, содержащий корпус-фюзеляж, установленную на нем посредством гасителей ускорений кабину, маршевые двигатели с поворотом вектора тяги, хвостовой стабилизатор, крылья, каждое из которых содержит отделенную разделительной шайбой часть крыла, и установленных с возможностью поворота относительно корпуса-фюзеляжа и относительно собственной продольной оси за счет собственного привода, отличающийся тем, что кабина оснащена собственными крыльями, оперением и двигателем с поворотом вектора тяги, в хвостовой части самолета установлен стабилизирующий двигатель с поворотом вектора тяги, каждое крыло содержит выполненный как часть крыла, активно-пассивный элемент, который отделен разделительной шайбой, установлен шарнирно относительно продольной оси крыла с возможностью поворота относительно собственной продольной оси за счет собственного привода, отделенная разделительной шайбой часть крыла установлена на активно-пассивном элементе с возможностью занимать одно из трех положений, с углом атаки равным углу атаки активно-пассивного элемента, с углом атаки опережающим угол атаки активно-пассивного элемента, с углом атаки опережающим угол атаки части крыла при втором положении, при этом соотношение площади активно-пассивного элемента и крыла выбрано таким, что площади только крыльев достаточно для полета с работающими двигателями, а площади крыльев в совокупности с площадью активно-пассивных элементов, достаточно для планирования при безмоторном полете, части крыла и активно-пассивные элементы снабжены датчиками срыва потока, которые расположены на входных кромках и спинках профилей, включены в электрическую цепь приводов посредством усилителя, и включены в электрическую цепь, передающую сигнал о начале срыва потока в кабину пилота, величина опережения по углу атаки во втором положении зависит от чувствительности датчиков срыва потока и быстродействия системы управления приводами, величина опережения по углу атаки в третьем положении зависит от чувствительности датчиков срыва потока, быстродействия системы управления приводами и величины гарантированного упреждения по углу атаки.

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что для вертикального взлета используются все четыре двигателя: два маршевых двигателя, двигатель, установленный на кабине, и двигатель, установленный в хвостовой части самолета.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к областям авиастроения, ракетостроения, судостроения, энергетического машиностроения, в частности к способам и устройствам, в которых используется помещенное в поток и перемещающееся в этом потоке крыло (лопасть пропеллера, лопасть гребного винта, руль, стабилизатор, лопатка и т.п.) в условиях аэро- или гидродинамического взаимодействия этого крыла с потоком.

Изобретение может найти широкое применение в авиации - движители, крылья или элементы управления полетом летательных аппаратов всех типов, в том числе экранопланов, в ракетостроении - стабилизаторы, рули или элементы управления полетом ракет, в энергетике - приводы ветроэлектростанций или гидроэлектростанций, в судостроении - движители или элементы управления движением надводных и подводных судов и аппаратов всех типов, а также и судов на "воздушной подушке", в энергомашиностроении - вентиляторы, нагнетатели, компрессоры, насосы, в индустрии товаров для спорта, отдыха и развлечений.

Терминология

Крыло - основной элемент конструкции аэро- или гидродинамических устройств (лопасть пропеллера, лопасть гребного винта, руль, стабилизатор, лопатка турбинного колеса и т.п.), на котором в процессе взаимодействия с потоком первично возникает полезная сила, называемая подъемной силой.

Активно-пассивный элемент - часть крыла, на котором независимо от крыла реализуется любой угол атаки, от нулевого, когда активно-пассивный элемент пассивен, до максимального значения любого знака.

Известны различные способы и устройства взаимодействия крыла и потока, в которых реализуется безотрывное обтекание крыла потоком, например способ управления крылом, помещенным в текучую среду, при его взаимодействии с этой средой и устройство для его осуществления, см. заявку № 2005134570, опубликовано, официальный бюллетень ФИПС от 2007.05.20, заключающийся в том, что часть крыла отделяют стабилизатором при нешарнирной ее установке относительно оси вращения крыла с углом атаки, опережающим угол атаки крыла при движении, и поворачивают крыло до тех пор, пока на этой части крыла не наступает срыв потока, после чего уменьшают угол атаки крыла.

Однако данному способу и устройству присущ такой недостаток, как продольные и поперечные колебания, связанные с периодическим действием системы управления (периодическое изменение угла атаки), что может привести к резонансу и раскачке крыла. Данный способ не позволяет реализовать такие режимы взаимодействия крыла и потока, в которых на крыле достигают различные требуемые и контролируемые значения подъемной силы как положительные, так и отрицательные, контролируемые срывы потока с возможностью гарантированного возврата в режим безотрывного обтекания, т.е. имеются ограничения по маневренности, управляемости и безопасности.

Известны другие способы и устройства взаимодействия крыла и потока, например в конструкции самолета элементы механизации крыла, позволяющие изменять несущую способность крыла. Они могут устанавливаться по передней кромке крыла - предкрылок, отклоняемый носок, по задней кромке - щитки, закрылки (одно-, двух-, трехщелевые), элероны, тормозные щитки и гасители подъемной силы. Однако действие, вызванное отклонением механизации, кроме уменьшения или увеличения подъемной силы, сопровождается увеличением профильного сопротивления, изменением в распределении давления по контуру профиля (смещение фокуса давления) и увеличением пикирующего момента. При взлете увеличение профильного сопротивления нежелательно, увеличение пикирующего момента обязательно должно компенсироваться регулируемым по углам атаки стабилизатором, который для сохранения своей эффективности при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях также должен быть оборудован механизацией, мощности гидроусилителя которой на низких высотах зачастую не хватает. На сверхзвуковых скоростях изменяется характер обтекания, резко изменяется положение фокуса давления, а вследствие низкой плотности воздуха на сверхвысотах резко уменьшается эффективность рулей высоты и рулей поворота, по этой причине маневренность самолета на сверхвысотах ограничена. Кренение самолета при развороте или, наоборот, удержание по курсу осуществляется отклонением закрылков, а это не что иное, как торможение набегающего потока на всей траектории полета. Многократное торможение закрылками на всей траектории полета приводит к лишнему расходу топлива. Кроме этого, маневры, связанные со срывом потока, приводят к большой потере скорости и высоты, что крайне опасно при полетах на малых высотах, восстановить которые можно только за счет высокой тяговооруженности (мощности и количества двигателей), обеспечивающей быстрый разгон и более быстрое восстановление энергии. Механизация утяжеляет и усложняет крыло, усложняет управление при наличии множества элементов, каждый из которых требует своего специального алгоритма управления в зависимости от маневра, скорости, высоты и загрузки самолета. Увеличение тяговооруженности снижает экономические показатели, уменьшает максимальную дальность полета.

Известен способ и устройство ограничения угла атаки и перегрузки самолета", см. патент № 2248304. Способ заключается в том, что на управляющий сигнал системы управления рулем высоты летательного аппарата, идущий от органа управления, который управляет рулем высоты, вводят ограничение с упреждением до момента выхода летательного аппарата на максимальный угол атаки. Однако данный способ также не позволяет реализовать такие режимы взаимодействия крыла самолета и потока, при которых на крыле достигают различные требуемые и контролируемые значения подъемной силы как положительные, так и отрицательные, контролируемые срывы потока с возможностью гарантированного возврата в режим безотрывного обтекания крыла потоком, т.е. имеются ограничения по маневренности, управляемости и безопасности.

Целью данного изобретения является разработка способа и устройства, позволяющих создавать различные аэро- или гидродинамические устройства с улучшенными характеристиками и, в частности, летательные аппараты с улучшенными летно-техническими характеристиками: более широким диапазоном режимов скоростей и высот, более высоких показателей маневренности, управляемости и безопасности на всех режимах скоростей и высот при упрощении алгоритма управления; летательные аппараты, в которых крыло одного профиля может эффективно применяться на всех режимах скоростей и высот, летательные аппараты, способные динамично и безопасно восстанавливать режимы безотрывного обтекания крыла после любого маневра, независимо от степени подготовки пилота, летательные аппараты, способные длительно и управляемо планировать при безмоторном полете, осуществлять полет на сверхнизких высотах, в том числе осуществлять полет с использованием экранного эффекта.

В способе указанный технический результат достигается тем, что часть крыла, отделенную разделительной шайбой, устанавливают на активно-пассивном элементе. выполненном так же, как часть крыла, при шарнирной его установке относительно продольной оси крыла и отделенном разделительной шайбой, далее переустанавливают часть крыла как минимум в одно из трех положений с углом атаки, равным углу атаки активно-пассивного элемента, с углом атаки, опережающим угол атаки активно-пассивного элемента, с углом атаки, опережающим угол атаки части крыла при втором положении, и поворачивают часть крыла вместе с активно-пассивным элементом до срыва потока с части крыла, и при любых значениях величины и направления относительной скорости набегающего на крыло потока реализуют требуемые режимы обтекания на активно-пассивном элементе путем его поворота, без отрыва потока, или с отрывом потока, или с частичным отрывом потока, поворачивают крыло вокруг его продольной оси на тот же самый угол или меньший угол и тем самым достигают на крыле как минимально возможных или максимально возможных, в том числе закритических углов атаки, так и промежуточных значений углов атаки и подъемной силы для крыла любого профиля. При достижении максимальных значений подъемной силы на крыле для получения предельных (закритических) значений подъемной силы поворачивают активно-пассивный элемент в сторону увеличения угла атаки до начала срыва потока с его передней кромки, поворачивают активно-пассивный элемент в обратную сторону до восстановления безотрывного обтекания на нем и снова поворачивают активно-пассивный элемент в сторону увеличения угла атаки и т.д. и синхронно поворачивают крыло. При этом часть времени активно-пассивный элемент и крыло находятся в режиме затягивания безотрывного обтекания на закритических углах атаки. Колебательно-вращательные движения крыла вместе с частью крыла и активно-пассивным элементом вокруг продольной оси крыла, которые могут осуществляться в автоматическом режиме, создают эффект повышенных (предельных) интегральных значений подъемной силы. Колебательно-вращательные движения крыла вместе с частью крыла и активно-пассивным элементом вокруг продольной оси крыла также можно с успехом использовать при любых маневрах летательного аппарата, например при взлете, для уменьшения разбега, увеличения скороподъемности или уменьшения скорости отрыва, при пикировании или кабрировании, для выполнения сверхманевра, что особенно важно в условиях воздушного боя или для ухода от средств ПВО противника. Это позволяет достигать более высоких значений подъемной силы или обеспечить необходимую ее величину при меньшей скорости.

Самолет содержит корпус-фюзеляж, кабину с собственными крыльями, двигателем с поворотом вектора тяги и оперением, маршевые двигатели с поворотом вектора тяги, хвостовой стабилизатор, крылья, каждое из которых установлено с возможностью поворота относительно корпуса-фюзеляжа, относительно собственной продольной оси за счет собственного привода, части крыльев, установленный в хвостовой части стабилизирующий двигатель с поворотом вектора тяги, каждое крыло содержит выполненный как часть крыла активно-пассивный элемент, который отделен разделительной шайбой, установлен шарнирно относительно продольной оси крыла с возможностью поворота относительно собственной продольной оси за счет собственного привода, отделенная разделительной шайбой часть крыла установлена на активно-пассивном элементе с возможностью занимать одно из трех положений, с углом атаки, равным углу атаки активно-пассивного элемента, с углом атаки, опережающим угол атаки активно-пассивного элемента, с углом атаки, опережающим, угол атаки части крыла при втором положении, при этом соотношение площади активно-пассивного элемента и крыла выбрано таким, что площади только крыльев достаточно для полета с работающими двигателями, а площади крыльев в совокупности с площадью активно-пассивных элементов достаточно для планирования при безмоторном полете, часть крыла и активно-пассивный элемент снабжены датчиками срыва потока, которые включены в электрическую цепь приводов посредством усилителя, и включены в электрическую цепь, передающую сигнал о начале срыва потока в кабину пилота.

Это обеспечивает расширение диапазона скоростей и высот, достижение сверхманевренности и управляемости самолета на всех режимах скоростей и высот при упрощении алгоритма управления, возможность динамичного и безопасного восстановления безотрывного обтекания крыла после любого маневра независимо от степени подготовки пилота, обеспечивает возможность эффективного использования крыла, сконструированного для сверхскоростного режима на больших высотах в промежуточных режимах, начиная от взлета, набора высоты, снижения и посадки, получить сверхманевренность самолета без существенной потери энергетики для повторного продолжения маневра или начала нового маневра и позволяет получить новые возможности летательных аппаратов.

На фиг.1 изображено крыло, активно- пассивный элемент, и часть крыла.

На фиг.2, 3, 4 предоставлены чертежи устройства по изобретению.

На фиг.5-14 предоставлены чертежи, на которых показаны положения активно-пассивного элемента и крыла при маневрах.

Способ управления режимами обтекания крыла потоком для улучшения основных характеристик аэрогидродинамического устройства осуществляется следующим образом. Крыло устанавливают под углом атаки, часть крыла отделяют разделительной шайбой и устанавливают ее на активно-пассивном элементе, выполненном так же, как часть крыла, при шарнирной его установке относительно продольной оси крыла и отделенном разделительной шайбой, далее часть крыла переустанавливают как минимум в одно из трех положений, первое положение - с углом атаки, равным углу атаки активно-пассивного элемента, второе положение - с углом атаки, опережающим угол атаки активно-пассивного элемента, третье положение - с углом атаки, опережающим угол атаки части крыла при втором положении, далее поворачивают часть крыла вместе с активно-пассивным элементом до срыва потока с части крыла и при любых значениях величины и направления относительной скорости набегающего на крыло потока реализуют требуемые режимы обтекания на активно-пассивном элементе путем его поворота, без отрыва потока, или с отрывом потока, или с частичным отрывом потока, и поворачивают крыло вокруг его продольной оси на тот же самый угол, и тем самым достигают на всем крыле как минимально возможных или максимально возможных, в том числе закритических углов атаки, так и промежуточных значений углов атаки и подъемной силы для крыла любого профиля.

Самолет (фиг.2, 3, 4), осуществляющий предлагаемый способ, содержит корпус-фюзеляж 1, хвостовой стабилизатор, шасси, навесное оборудование (дополнительные баки и др.), неподвижное крыло 2, установленную посредством гасителей ускорения 3 кабину пилота 4 с собственным двигателем с поворотом вектора тяги, собственными крыльями, хвостовым оперением и системой управления для самостоятельного полета, маршевые двигатели с поворотом вектора тяги 5, крылья 6 и 7, каждое из которых установлено с возможностью поворота относительно корпуса-фюзеляжа 1 и относительно собственной продольной оси за счет собственного привода 8 и 9, установленный в хвостовой части стабилизирующий двигатель 10 с поворотом вектора тяги. Крыло 6 содержит активно-пассивный элемент 11 с датчиком срыва потока 12, активно-пассивный элемент 11 выполнен как часть крыла и установлен с возможностью поворота относительно собственной продольной оси за счет собственного привода 13, часть 14 крыла с датчиком срыва потока 15 установлена на активно-пассивном элементе 11 с возможностью занимать одно из трех положений, первое положение - с углом атаки, равным углу атаки активно-пассивного элемента, второе положение - с углом атаки, опережающим угол атаки активно-пассивного элемента, третье положение - с углом атаки, опережающим угол атаки части крыла при втором положении. Крыло 7 содержит активно-пассивный элемент 16 с датчиком срыва потока 17, активно-пассивный элемент 16 выполнен как часть крыла и установлен с возможностью поворота относительно собственной продольной оси за счет собственного привода 18, часть 19 крыла с датчиком срыва потока 20 установлена на активно-пассивном элементе 16 с возможностью занимать одно из трех положений, первое положение - с углом атаки, равным углу атаки активно-пассивного элемента, второе положение - с углом атаки, опережающим угол атаки активно-пассивного элемента, третье положение - с углом атаки, опережающим угол атаки части крыла при втором положении. Соотношение площадей активно-пассивных элементов 11, 16 и крыльев 6, 7 выбрано таким, что площади только крыльев 6 и 7 достаточно для полета с работающими двигателями, а площади крыльев 6 и 7 в совокупности с площадью активно-пассивных элементов 11 и 16 достаточно для планирования при безмоторном полете. Части 14 и 19, активно-пассивные элементы 11 и 16 отделены между собой и отделены от крыльев 6 и 7 разделительными шайбами 21. Датчики срыва потока 12, 15, 17, 20 выполнены так, что их показания преобразуются в электрический сигнал, например, при безотрывном обтекании значение электросигнала выше, чем при срыве потока. Приводы 8, 9, 13, 18 и датчики срыва потока 12, 15, 17, 20 объединены в единую электрическую цепь, в состав которой входят источник питания и блок управления. Величина опережения по углу атаки во втором положении зависит от чувствительности датчиков срыва потока и быстродействия системы управления приводами, величина опережения по углу атаки в третьем положении зависит от чувствительности датчиков срыва потока, быстродействия системы управления приводами и величины гарантированного упреждения по углу атаки.

Заявляемое устройство работает следующим образом.

При разбеге и взлете, см. фиг.5, 6 и 7, переустанавливают части 14 и 19 крыла во второе положение, активно-пассивные элементы 11 и 16 поворачивают посредством собственных приводов 13 и 18 в сторону повышения угла атаки до того момента, когда на части 14 и части 19 произойдет отрыв потока, при этом на них резко упадет подъемная сила и изменится значение электросигнала датчиков 15 и 20, на активно-пассивных элементах 11 и 16 установится максимальный угол атаки и максимальная подъемная сила, при этом значение электросигнала датчиков 12 и 17 будет выше, чем значение электросигнала датчиков 15 и 20. Блок управления останавливает приводы 13 и 18 и включает приводы 8 и 9, которые поворачивают крылья 6 и 7 на установившийся угол активно-пассивных элементов 11 и 16. На крыльях 6 и 7 также установится максимальный угол атаки и максимальная подъемная сила. Совокупная, на активно-пассивных элементах 11 и 16 и крыльях 6 и 7, подъемная сила достигнет значения, максимального для данного взаимного положения частей 14 и 19, активно-пассивных элементов 11 и 16 и крыльев 6 и 7, но не максимально возможная. Для увеличения подъемной силы поворачивают крылья 6 и 7 вместе с активно-пассивными элементами 11 и 16 в сторону увеличения угла атаки до момента срыва потока с их передних кромок, при этом датчики 12 и 17 покажут наименьшее значение, после чего поворачивают активно-пассивные элементы в обратную сторону до восстановления безотрывного обтекания и поворачивают крылья 6 и 7 в обратную сторону до величины угла атаки активно-пассивного элемента, при этом датчики 12 и 17 покажут наибольшее значение. Затем повторно поворачивают крылья 6 и 7 вместе с активно-пассивными элементами 11 и 16 в сторону увеличения угла атаки до момента срыва потока с их передних кромок и т.д. В этом режиме используется эффект затягивания срыва потока и тем самым достигается режим работы крыльев 6 и 7 вместе с активно-пассивными элементами 11 и 16 при закритических углах атаки. При этом часть времени активно-пассивные элементы 11 и 16 находятся в режиме затягивания безотрывного обтекания на закритических углах атаки. Это позволяет достигать более высоких интегральных значений подъемной силы или обеспечить необходимую ее величину при меньшей скорости, т.е. снизить величину скорости сваливания, или увеличить грузоподъемность самолета при неизменной тяговооруженности, или увеличить скороподъемность при неизменной тяге, уменьшить разбег при взлете.

При установившемся горизонтальном полете, см. фиг.8, поворачивают активно-пассивные элементы 11 и 16 в ту или иную сторону до положения, когда датчики 15 и 20 показывают минимальное значение, а датчики 12 и 17 максимальное, далее поворачивают крылья 6 и 7 на тот же самый угол. Это позволяет при горизонтальном полете получить минимальное сопротивление и максимальную подъемную силу, получить экономию топлива.

При заходе на посадку, см. фиг.9, переустанавливают части 14 и 19 крыла во второе положение, устанавливают крыло как при установившемся горизонтальном полете, поворачивают активно-пассивные элементы 11 и 16 на угол от 45 до 90 градусов, и они работают как тормозные щитки (интерцепторы).

При посадке на полосе, см. фиг.10, поворачивают крылья 6 и 7 и устанавливают отрицательный угол атаки, поворачивают активно-пассивные элементы 11 и 16 на тот же угол в обратную сторону, при этом крылья 6, 7 и активно-пассивные элементы 11, 16 работают совместно как спойлеры, и создается сила, прижимающая самолет к полосе, при этом улучшается торможение и управляемость колесами, уменьшается пробег.

На малых скоростях полета, см. фиг.11, и при больших углах атаки, а также на сверхвысотах и сверхскоростях, когда эффективность аэродинамических поверхностей управления стремится к нулю, применяются специальные алгоритмы управления установленного в хвостовой части самолета стабилизирующего двигателя 10 с поворотом вектора тяги для создания управляющих моментов по тангажу и курсу. Это позволяет повысить маневренность при расширении режима скоростей и высот.

На сверхскоростях, см. фиг.12, когда происходит смещение фокуса крыла в сторону хвоста самолета, для восстановления положения фокуса у крыла прямой стреловидности, после установки наивыгоднейшего по углу атаки положения крыла за счет изменения тангажного угла, применяя специальные алгоритмы управления установленного в хвостовой части самолета стабилизирующего двигателя 10 с поворотом вектора тяги, переустанавливают части 14 и 19 крыла в первое положение, устанавливают активно-пассивные элементы 12 и 16 в положение нулевого угла атаки, нулевой подъемной силы, при этом фокус крыла перемещается вперед, и одновременно уменьшается лобовое сопротивление. Это позволяет на самолете с неподвижным крылом при полете на сверхскорости получить наименьшее сопротивление.

При самопроизвольном кренении (валежке) самолета относительно вертикальной оси из-за конструктивной разницы в углах атаки левого и правого крыльев или из-за полетной деформации устанавливают для каждого крыла 6 и 7 свои собственные углы атаки, при которых кренение исчезает, или у самолета с неподвижным крылом устанавливают для каждого активно-пассивного элемента свои собственные углы атаки, при которых кренение исчезает.

При изменении тангажа и курса изменяют вектор тяги установленного в хвостовой части самолета стабилизирующего двигателя 10.

При вертикальном взлете, см. фиг.13, направляют вектор тяги маршевых двигателей 5 вниз или поворачивают каждый двигатель 5 соплом вниз, направляют вектор тяги стабилизирующего двигателя 10 вниз и направляют вектор тяги двигателя кабины 4 вниз, при этом получают четыре точки тяги - два маршевых двигателя 5, которые создают основную подъемную силу, а двигатель кабины 4 и стабилизирующий двигатель 10 создают дополнительную силу тяги и стабилизирующие и управляющие моменты, крылья вместе с активно-пассивными элементами при этом можно расположить вертикально для уменьшения сопротивления.

При резких возмущениях (тряска, болтанка и т.п.), а также при кратковременных перегрузках, возникающих в полете при маневрировании, гасители ускорения 3 уменьшают силу воздействия от перегрузок на экипаж.

При аварии, см. фиг.14, экипаж катапультируется вместе с кабиной 4, которая снабжена собственным двигателем, собственными крыльями, хвостовым оперением и системой управления для самостоятельного полета. Это позволяет безопасно катапультироваться на всех высотах, при любой скорости, при любой аварийной ситуации: авария на борту, разрушение самолета, неуправляемые режимы (пикирование, сваливание, штопор и другие), позволяет экипажу выбирать благополучное место приземления, посадив кабину по-самолетному, либо повторно катапультироваться с парашютом при благоприятных условиях.

Все это позволит создавать летательные аппараты с улучшенными летно-техническими характеристиками: более широким диапазоном режимов скоростей и высот, более высоких показателей маневренности, управляемости и безопасности на всех режимах скоростей и высот при упрощении алгоритма управления; летательные аппараты, в которых крыло одного профиля может эффективно применяться на всех режимах скоростей и высот, летательные аппараты, способные динамично и безопасно восстанавливать режимы безотрывного обтекания крыла после любого маневра, независимо от степени подготовки пилота, летательные аппараты, способные длительно и управляемо планировать при безмоторном полете, осуществлять полет на сверхнизких высотах, в том числе осуществлять полет с использованием экранного эффекта.

Возможность установки разных углов атаки для левого и правого крыльев и наличие установленного в хвостовой части самолета стабилизирующего двигателя позволяют получить гиперманевренность и безопасно восстановить безотрывное обтекание крыла после любого маневра независимо от степени подготовки пилота.

Конфигурация самолета (взлетная, полетная на малых высотах, полетная на сверхвысотах и сверхзвуке, посадочная и для движения по взлетно-посадочной полосе) определяется положением активно-пассивных элементов и направлением вектора тяги установленного в хвостовой части стабилизирующего двигателя.

Позволяет при установке активно-пассивного элемента на неподвижном крыле серийного самолета (модернизация) улучшить летные характеристики любого летательного аппарата, скорость, дальность, высота (потолок), скороподъемность, маневренность, взлетно-посадочные характеристики и грузоподъемность, в частности снизить скорость сваливания, что может позволить достигать гарантированного планирования при безмоторном полете.