самолет короткого и/или вертикального взлета и посадки

Формула изобретения

1. Самолет короткого и/или вертикального взлета и посадки имеет крыло, фюзеляж, два двигателя, например воздушно-реактивных двигателя (ВРД), расположенных в фюзеляже один над другим в плоскости симметрии самолета, отличающийся тем, что нижний двигатель имеет поворотное в вертикальной плоскости реактивное сопло, выполненное с возможностью создания вертикальной составляющей силы тяги, реактивное сопло нижнего двигателя расположено ближе к носовой части фюзеляжа, чем реактивное сопло верхнего двигателя.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что вектор тяги нижнего двигателя при его повернутом в вертикальной плоскости реактивном сопле, проходит через центр масс самолета.

3. Самолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что воздухозаборник верхнего двигателя расположен с верхней стороны носовой части фюзеляжа, а воздухозаборник нижнего двигателя расположен с нижней стороны носовой части фюзеляжа.

4. Самолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что верхний двигатель имеет поворотное в вертикальной плоскости реактивное сопло, выполненное с возможностью создания вертикальной составляющей силы тяги.

5. Самолет по п.3, отличающийся тем, что верхний двигатель имеет поворотное в вертикальной плоскости реактивное сопло, выполненное с возможностью создания вертикальной составляющей силы тяги.

6. Самолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что он выполнен сверхзвуковым, крыло выполнено по схеме высокоплан, треугольным с изломом передней кромки и отрицательным углом поперечного V, вышеуказанные двигатели имеют сверхзвуковые воздухозаборники, в которых в качестве генераторов скачков уплотнения использована носовая часть фюзеляжа, выполненная в виде горизонтального клина, например, многоступенчатого, неизменяемой геометрии.

7. Самолет по п.3, отличающийся тем, что он выполнен сверхзвуковым, крыло выполнено по схеме высокоплан, треугольным с изломом передней кромки и отрицательным углом поперечного V, вышеуказанные двигатели имеют сверхзвуковые воздухозаборники, в которых в качестве генераторов скачков уплотнения использована носовая часть фюзеляжа, выполненная в виде горизонтального клина, например, многоступенчатого, неизменяемой геометрии.

8. Самолет по п.4, отличающийся тем, что он выполнен сверхзвуковым, крыло выполнено по схеме высокоплан, треугольным с изломом передней кромки и отрицательным углом поперечного V, вышеуказанные двигатели имеют сверхзвуковые воздухозаборники, в которых в качестве генераторов скачков уплотнения использована носовая часть фюзеляжа, выполненная в виде горизонтального клина, например, многоступенчатого, неизменяемой геометрии.

9. Самолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что он выполнен сверхзвуковым, крыло выполнено по схеме высокоплан, треугольным с изломом передней кромки и отрицательным углом поперечного V, вышеуказанные двигатели имеют сверхзвуковые воздухозаборники, в которых в качестве генераторов скачков уплотнения использована носовая часть фюзеляжа, при этом верхняя сторона носовой части фюзеляжа выполнена в виде горизонтального клина, например, многоступенчатого, неизменяемой геометрии, а нижняя сторона носовой части фюзеляжа выполнена в виде многоступенчатого полуконуса.

10. Самолет по п.3, отличающийся тем, что он выполнен сверхзвуковым, крыло выполнено по схеме высокоплан, треугольным с изломом передней кромки и отрицательным углом поперечного V, вышеуказанные двигатели имеют сверхзвуковые воздухозаборники, в которых в качестве генераторов скачков уплотнения использована носовая часть фюзеляжа, при этом верхняя сторона носовой части фюзеляжа выполнена в виде горизонтального клина, например, многоступенчатого, неизменяемой геометрии, а нижняя сторона носовой части фюзеляжа выполнена в виде многоступенчатого полуконуса.

11. Самолет по п.4, отличающийся тем, что он выполнен сверхзвуковым, крыло выполнено по схеме высокоплан, треугольным с изломом передней кромки и отрицательным углом поперечного V, вышеуказанные двигатели имеют сверхзвуковые воздухозаборники, в которых в качестве генераторов скачков уплотнения использована носовая часть фюзеляжа, при этом верхняя сторона носовой части фюзеляжа выполнена в виде горизонтального клина, например, многоступенчатого, неизменяемой геометрии, а нижняя сторона носовой части фюзеляжа выполнена в виде многоступенчатого полуконуса.

Описание изобретения к патенту

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение имеет отношение к летательным аппаратам (ЛА) и касается, в частности, самолетов короткого и/или вертикального взлета и посадки (СКВВП).

Уровень техники

С момента начала практической эксплуатации самолетов возникло желание уменьшить длину их разбега и пробега по взлетно-посадочной полосе (ВПП) аэродрома, так как стоимость ВПП велика.

В 60-е годы 20-го века в разных странах мира была популярна идея улучшения взлетно-посадочных характеристик (ВПХ) самолетов с маршевыми турбореактивными двигателями (ТРД) за счет установки дополнительных ТРД - подъемных двигателей (ПД). В это время в СССР было построено несколько экспериментальных самолетов с укороченным взлетом и посадкой.

Один из них был разработан в ОКБ Сухого на базе серийного двухдвигательного истребителя «нормальной» аэродинамической схемы Су-15 (http://www.airwar.ru/enc/xplane/t58vd.html, [1]). Самолету присвоили обозначение Т-58ВД. При этом пришлось доработать фюзеляж. Внутри фюзеляжа за кабиной летчика, в районе центра масс самолета, между воздушными каналами двух маршевых ТРД, в ряд, под углом 10° к вертикали установили три ПД РД-36-35 тягой по 2540 кгс каждый, которые включались только на режимах взлета и посадки, создавая ощутимую прибавку к подъемной силе крыла самолета. Эти ПД использовались только для сокращения длины взлетно-посадочных дистанций и в полете не работали. В верхней части фюзеляжа разместили две открывающиеся створки воздухозаборника: переднюю для одного ПД, а заднюю для двух ПД. В нижней части фюзеляжа установили профилированные управляемые жалюзи, которые имели два рабочих положения, обеспечивая отклонение струи газов. Было установлено, что при включенных ПД взлетная скорость уменьшилась с 390 до 285 км/ч, а посадочная скорость уменьшилась с 315 до 225 км/ч, длина разбега сократилась с 1170 до 500 м, а пробега сократилась с 1000 до 560 м. Поведение самолета с включенными ПД на взлете практически не отличалось от обычного Су-15.

После испытаний самолета стало ясно, что схема истребителя с дополнительными ПД не имеет больших перспектив. Дополнительные ПД занимали много места в фюзеляже, значительно сокращая полезные объемы для топлива и грузоподъемность, а использовались в полете всего несколько минут.

Существующие компоновки боевых самолетов (например, отечественных истребителей МиГ-29 и Су-27), у которых сопла ТРД расположены в задней части фюзеляжа, невозможно использовать для короткого взлета и посадки, так как при установки ТРД в хвостовой части самолета дестабилизирующий момент от двигателей нельзя скомпенсировать ни стабилизатором, ни струйной системой управления.

В принципе, короткие взлет и посадку могут совершать известные самолеты вертикального взлета и посадки (СВВП), тем самым увеличивая относительную массу полезной нагрузки. Однако у СВВП потребная тяговооруженность равна 1,2 (у самолетов истребителей обычного взлета и посадки (ОВП) она равна ~0,8), что увеличивает относительную массу силовой установки и стоимость самолета и сокращает полезные объемы.

Из (Цихош Э. Сверхзвуковые самолеты. М.: Мир, 1983. с.218÷221, [2]) известен английский перехватчик Лайтнинг. Он имеет два ТРД, установленных в хвостовой части фюзеляжа друг над другом в плоскости симметрии самолета. Общий для двух ТРД воздухозаборник расположен в носовой части фюзеляжа. Кабина пилота расположена над воздушными каналами двигателей. Самолет выполнен по «нормальной» аэродинамической схеме со средне-расположенным крылом и с однокилевым вертикальным оперением.

Преимущества такого технического решения: расположение двух двигателей друг над другом в плоскости симметрии самолета позволяет иметь минимальный суммарный мидель фюзеляжа и двигателей, что повышает аэродинамическое качество самолета; принятое расположение двигателей позволяет иметь вертикальное оперение минимальной площади, так как при отказе одного из двигателей не возникает дестабилизирующего (разворачивающего) момента по курсу, что повышает аэродинамическое качество самолета.

Недостаток такого технического решения: кабина пилота и силовая установка выполнены как независимые агрегаты, что не позволяет иметь самолету максимально возможное аэродинамическое качество, а следовательно, не позволяет иметь максимально возможную дальность полета.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является самолет, известный из патента Российской Федерации № 2486105 [3]. Этот самолет имеет интегральную компоновку планера и силовой установки. Он имеет фюзеляж, треугольное крыло с отрицательной геометрической круткой и с отрицательным углом поперечного V, установленное по схеме высокоплан. Два ТРД установлены в хвостовой части фюзеляжа друг над другом в плоскости симметрии самолета на минимальном расстоянии относительно друг друга. Воздухозаборник верхнего ТРД расположен с верхней стороны фюзеляжа, а воздухозаборник нижнего ТРД расположен с нижней стороны носовой части фюзеляжа. Носовая часть фюзеляжа выполнена в виде горизонтального многоступенчатого клина неизменяемой геометрии и является одновременно генератором скачков уплотнения для воздухозаборников ТРД.

Преимущества прототипа. За счет принятой компоновки прототип имеет высокое аэродинамическое качество и минимальный суммарный относительный вес планера и силовой установки. Из-за принятой у прототипа компоновки увеличивающийся при переходе от дозвуковой скорости полета к сверхзвуковой скорости полета момент от пары сил (силы тяги двигателей и силы аэродинамического сопротивления) на кабрирование частично (или полностью) компенсирует увеличивающийся (из-за смещения аэродинамического фокуса самолета назад) момент на пикирование от пары сил (силы тяжести и аэродинамической подъемной силы). Это снижает у прототипа потери на балансировку при сверхзвуковой скорости полета, а следовательно, увеличивает его аэродинамическое качество.

Раскрытие изобретения

Задачей заявляемого изобретения является создание самолета короткого и/или вертикального взлета и посадки, у которого не было бы «мертвых» в горизонтальном полете грузов и потерянных объемов.

Очевидно, если такая задача может быть решена, то это "неочевидное" решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техники, поскольку у прототипа она не решена.

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, имеет следующие общие с прототипом существенные признаки: самолет короткого и/или вертикального взлета и посадки имеет крыло, фюзеляж, два ТРД, размещенных в фюзеляже друг над другом в плоскости симметрии самолета, воздухозаборник верхнего ТРД расположен с верхней стороны носовой части фюзеляжа, а воздухозаборник нижнего ТРД расположен с нижней стороны носовой части фюзеляжа, носовая часть фюзеляжа, выполненная в виде горизонтального многоступенчатого клина неизменяемой геометрии, выполняет функцию генератора скачков уплотнения воздухозаборников ТРД.

Отличительными от прототипа существенными признаками являются: нижний ТРД имеет поворотное в вертикальной плоскости реактивное сопло, выполненное с возможностью создания вертикальной составляющей силы тяги, реактивное сопло нижнего ТРД расположено ближе к носовой части фюзеляжа, чем реактивное сопло верхнего ТРД.

Наличие у заявляемого изобретения вышеуказанных отличительных существенных признаков позволяет ему совершать короткие взлет и посадку. При этом у заявляемого изобретения оба ТРД маршевые (они работают во время всего полета), то есть у него нет потерь полезных объемов в фюзеляже и нет «мертвых» (в горизонтальном полете)грузов.

Краткое описание чертежей

На ФИГ.1÷4 показан один из возможных вариантов исполнения заявляемого изобретения, где обозначено: 1 - фюзеляж; 2 - треугольное, с тремя изломами передней кромки, крыло малого удлинения; 3 и 4 - нижний и верхний ТРД соответственно; 5 - поворотное реактивное сопло нижнего ТРД 3; 6 - реактивное сопло верхнего ТРД 4; 8 и 8 - входная дверь-фонарь при ее расположении на фюзеляже и при катапультировании соответственно; 9÷11 - окна кабины летчика; 12 и 12 - катапультное кресло летчика при его расположении в кабине летчика и при катапультировании соответственно; 13 - воздухозаборник нижнего ТРД 3; 14 - воздухозаборник верхнего ТРД 4; 15÷18 - боковые продольные щеки горизонтального многоступенчатого клина неизменяемой геометрии (носовой части фюзеляжа 1) воздухозаборников ТРД 3 и 4; 19÷22 - элевоны; 23 и 24 - расщепляющиеся щитки; 25÷28 - отклоняемые носки.

На ФИГ.1 показан вид слева летательного аппарата.

На ФИГ.2 показан вид сверху летательного аппарата.

На ФИГ.3 показан вид спереди летательного аппарата.

На ФИГ.4 показано продольное сечение летательного аппарата.

На ФИГ.5 показан вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него на концах крыла (с нижней его стороны) расположено двухкилевое вертикальное оперение 30 и 31.

На ФИГ.6 показан вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него концы крыла 32 и 33 отогнуты вниз и выполняют, таким образом, функцию двухкилевого вертикального оперения.

Осуществление изобретения

Заявляемый самолет, например, в варианте истребителя (или штурмовика), в одном из возможных вариантов его исполнения, представляет собой следующее. Имеется (ФИГ.1÷4) фюзеляж 1, треугольное крыло 2 малого удлинения с тремя изломами его передней кромки, с отрицательной геометрической круткой и с отрицательным углом поперечного V, установленное по схеме высокоплан. Самолет имеет два маршевых (работающих во время всего полета) ТРД 3 и 4, размещенных в задней части фюзеляжа 1 друг над другом в плоскости симметрии самолета, на минимальном расстоянии относительно друг друга. При этом реактивное сопло 5 нижнего ТРД 3 расположено ближе к носовой части фюзеляжа, чем реактивное сопло 6 верхнего ТРД 4 (нижний ТРД 3 расположен ближе к носовой части фюзеляжа 1, чем верхний ТРД 4). Реактивное сопло 5 нижнего ТРД 3 выполнено поворотным в вертикальной плоскости (например, на 90°) с возможностью создания вертикальной составляющей силы тяги ТРД 3. Однако реактивное сопло 5 нижнего ТРД 3 может поворачиваться в вертикальной плоскости и на любой иной угол, например на угол 65°. В носовой части фюзеляжа 1 расположена кабина летчика с катапультным креслом 12, окнами 9÷11 и входной дверью-фонарем 8. Носовая часть фюзеляжа 1 выполняет также функцию генератора скачков уплотнения (горизонтального клина) воздухозаборников 13 и 14 двигателей 3 и 4 соответственно. Горизонтальный клин воздухозаборников 13 и 14 (носовая часть фюзеляжа 1) выполнен многоступенчатым (например, трехступенчатым), неизменяемой (но может быть и изменяемой) геометрии. При этом углы наклона поверхностей горизонтального клина оптимизированы для сверхзвуковой крейсерской скорости полета (то есть углы наклона ступеней (поверхностей) горизонтального клина подобраны такой величины, чтобы при сверхзвуковой крейсерской скорости полета затормозить набегающий поток воздуха на входе в двигатели до дозвуковой скорости). По бокам горизонтального клина (сверху и снизу носовой части фюзеляжа 1) расположены продольные щеки 15÷18, которые служат для исключения воздействия течения воздуха в одном воздухозаборнике (например, при его помпаже) на течение воздуха в другом воздухозаборнике. Фюзеляж 1 прикреплен к крылу 2 с нижней его стороны (то есть крыло самолета установлено по схеме высокоплан). Крыло 2 имеет элевоны 19÷22, расщепляющиеся щитки 23 и 24, расположенные на концах крыла, и отклоняемые носки 25÷28. Крыло 2 имеет отрицательную геометрическую крутку и отрицательный угол поперечного V. У самолета нет ни горизонтального, ни вертикального оперения - он выполнен по схеме бескилевая «бесхвостка».

Заявляемый самолет в полете управляется: по крену и тангажу - элеронами 18÷22; по курсу - расщепляющимися щитками 23 и 24.

Как известно, фактами являются: современные самолеты истребители ОВП имеют взлетную тяговооруженность 0,8÷1,0 (например, у отечественного истребителя МиГ-29 - 0,9); современные магистральные пассажирские самолеты имеют взлетную тяговооруженность 0,3÷0,35 (например, у отечественного самолета Ту-204 - 0,34, у самолета Эрбас А-320 - 0,3).

Следовательно, у современных истребителей ОВП в конце разбега (после отрыва самолета от ВПП) для дальнейшего разгона в воздухе нет необходимости иметь тяговооруженность, равную 0,8÷1,0, а достаточно иметь тяговооруженность, равную 0,3÷0,35. Следовательно, оставшуюся тяговооруженность (0,5÷0,65) в конце разбега (перед отрывом самолета от ВПП) можно использовать для создания вертикальной составляющей силы тяги для увеличения взлетного веса самолета. То есть несущие свойства несущей системы самолета (состоящей из крыла и одного из двигателей) могут быть увеличены на 50÷65%.

При взлете (и посадке) заявляемого изобретения поворотное реактивное сопло 5 нижнего ТРД 3 поворачивается в вертикальной плоскости, например, на угол 90° (но может поворачиваться и на любой иной угол, например на 65°), что позволяет нижнему ТРД 3 создавать вертикальную составляющую силы тяги. На ФИГ.1÷4 сопло 5 в горизонтальном положении показано сплошными линиями, а в повернутом на 90° положении показано штрихпунктирными линиями. При этом эту вертикальную составляющую силы тяги нижнего ТРД 3 можно использовать: или для сокращения дистанции разбега самолета; или для увеличения относительного веса полезной нагрузки (или топлива, или целевой нагрузки) при той же дистанции разбега, что и у самолетов истребителей ОВП.

У заявляемого изобретения два маршевых ТРД 3 и 4 расположены в хвостовой части фюзеляжа друг над другом в плоскости симметрии самолета на минимальном расстоянии относительно друг друга. Следовательно, при отказе одного из двигателей не возникает дестабилизирующего момента по курсу, что позволяет отказаться от вертикального оперения как такового. Это снижает аэродинамическое сопротивление и увеличивает аэродинамическое качество самолета в целом. Необходимая статическая устойчивость заявляемого самолета по курсу обеспечивается за счет стреловидности крыла и отрицательного угла поперечного V крыла. Принятое в заявляемом изобретении расположение двух маршевых ТРД 3 и 4 позволяет имеет минимальный суммарный мидель фюзеляжа и двигателей, что также повышает аэродинамическое качество самолета.

В заявляемом изобретении крыло может иметь любую приемлемую форму в плане: малого удлинения; большого удлинения; прямую (не стреловидную); стреловидную (прямая или обратная стреловидность); треугольную; скользящую и др.

В заявляемом изобретении крыло может быть установлено по любой приемлемой схеме: низкоплап, среднеплан, высокоплан, парасоль.

Заявляемый самолет может быть выполнен по любой приемлемой аэродинамической схеме: «бесхвостка», «утка», «нормальная» и др.

Заявляемое изобретение может быть использовано в качестве пилотируемого ЛА любого типа (истребителя, штурмовика, административного и др.) или в качестве беспилотного ЛА.

В заявляемом изобретении поворотное реактивное сопло нижнего ТРД может поворачиваться как на взлетно-посадочных режимах полета, так и в горизонтальном полете, например, для увеличения маневренных возможностей самолета (например, как это имеет место у известного английского СВВП Хариер).

Заявляемое изобретение может быть выполнено как в варианте самолета короткого взлета и посадки (как рассмотрено выше), так и в варианте СВВП. В последнем случае, например, верхний ТРД может иметь меньшую силу тяги, чем нижний ТРД, а сила тяги нижнего ТРД больше взлетного (или посадочного) веса заявляемого самолета.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него вектор тяги верхнего ТРД может изменять свое направление, например, в вертикальной плоскости. Это может осуществляться путем использования у верхнего ТРД поворотного реактивного сопла. В этом варианте исполнения, если поворотное реактивное сопло верхнего ТРД может поворачиваться на угол до 90° (так же, как поворотное реактивное сопло нижнего ТРД), то заявляемое изобретение может совершать вертикальные взлет и посадку. При этом поворотные реактивные сопла нижнего и верхнего ТРД должны располагаться на некотором расстоянии относительно друг друга (в направлении продольной оси самолета), а центр масс самолета должен лежат между поворотными реактивными соплами нижнего и верхнего ТРД.

В показанном на ФИГ.1-4 варианте исполнения у заявляемого изобретения входная дверь-фонарь 8 расположена с верхней стороны носовой части фюзеляжа 1. Входная дверь-фонарь 8 представляет собой конструкцию, состоящую из части верха кабины летчика и передней части воздухозаборника верхнего ТРД 4. На ФИГ.1÷4 входная дверь-фонарь 8 в закрытом положении показана сплошными линиями, в открытом положении показана штрихпунктирными линиями, а в положении при катапультировании летчика показана сплошными линиями и обозначена цифрой 8 . Кресло летчика при катапультировании показано сплошными линиями и обозначено цифрой 12 .

Катапультирование летчика в аварийной ситуации происходит в следующей последовательности. Вначале происходит аварийный сброс входной двери-фонаря 8 , затем происходит собственно катапультирование летчика в кресле 12 (летчик на фигурах не показан).

Однако возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда дверь-фонарь 8 используется только для аварийного покидания самолета, а в штатной ситуации летчик входит в кабину через боковую дверь, расположенную с левой стороны носовой части фюзеляжа, например, как это было сделано на истребителе Аэрокобра американской фирмы Белл во времена второй мировой войны. Такой вариант исполнения входной двери на фигурах не показан.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.5), отличающийся от показанного на ФИГ.1÷4 тем, что у него имеется двухкилевое цельноповоротное вертикальное оперение 30 и 31, размещенное на концах крыла с его нижней задней стороны.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.6), отличающийся от показанного на ФИГ.1÷4 тем, что у него законцовки 32 и 33 крыла отогнуты вниз (они выполняют функцию вертикального оперения для создания статической устойчивости по курсу).

Заявляемый ЛА может иметь любую приемлемую скорость полета: дозвуковую; сверхзвуковую; гиперзвуковую.

В варианте сверхзвукового или гиперзвукового самолета у заявляемого изобретения при полете на сверхзвуковой или гиперзвуковой скорости скачки уплотнения от боковых поверхностей фюзеляжа садятся только на нижнюю поверхность крыла, что повышает аэродинамическое качество самолета в целом. То есть в заявляемом изобретении имеет место полезная сверхзвуковая и гиперзвуковая интерференция между частями самолета.

В заявляемом изобретении могут использоваться двигатели любого типа: одноконтурные или двухконтрурные ТРД; прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД); жидкостные ракетные двигатели (ЖРД); и др. При этом верхний и нижний двигатели могут быть: одного типа (например, оба двигателя - ТРД) и одной или разной (например, верхний двигатель имеет меньшую величину силы тяги, чем нижний двигатель) величины силы тяги; разного типа (например, нижний - ТРД, а верхний - ПВРД) и одной или разной (например, верхний двигатель имеет меньшую величину силы тяги, чем нижний двигатель) величины силы тяги.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него каждый из двух двигателей выполнен комбинированным, например комбинация ТРД и ПВРД.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него помимо воздушно-реактивного двигателя используется и другой тип двигателя, например ЖРД.

В сверхзвуковом варианте исполнения заявляемого изобретения у него или оба воздухозаборника верхнего и нижнего двигателей выполнены в виде горизонтального клина (как рассмотрено выше), или воздухозаборник верхнего двигателя выполнен в виде горизонтального клина, а воздухозаборник нижнего двигателя выполнен в виде полуконуса.

В заявляемом изобретении сверхзвуковые воздухозаборники могут иметь как неизменяемую геометрию (как рассмотрено выше), так и изменяемую геометрию.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него воздухозаборники двигателей расположены иным образом (не так, как рассмотрено выше) при прочих равных условиях.

В заявляемом изобретении вектор силы тяги нижнего двигателя, когда у него поворотное реактивное сопло повернуто в вертикальной плоскости для создания вертикальной составляющей силы тяги, проходит через центр масс самолета (но может и не проходить).