Легкий сверхзвуковой многоцелевой самолет

Легкий сверхзвуковой многоцелевой самолет

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к компоновке и оборудованию самолета, повышающих его функциональные возможности, в том числе в отрыве от основного аэродрома, расширяющие его возможности по применению на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета, и может быть использовано при создании многоцелевых самолетов, к которым предъявляются повышенные требования по маневренным характеристикам и скорости полета, в том числе при создании учебно-тренировочных самолетов.

Известен маневренный учебно-тренировочный самолет ЯК-130 (см. патент РФ №2144885 от 27.01.2000).

Основным недостатком известного самолета являются сравнительно невысокая транспортная эффективность, недостаточные летно-технические характеристики, отсутствие конструктивных элементов, необходимых для выполнения функций многоцелевого самолета, а именно:

отсутствие на крыле универсальных устройств для крепления внешних подвесных объектов;

отсутствие вспомогательной силовой установки, позволяющей производить автономный запуск в условиях базирования в отрыве от основного аэродрома;

отсутствие на воздухозаборнике клапанов-жалюзи.

Наиболее близким техническим решением как по конструкции, так и по выполняемым задачам, выбранным в качестве прототипа, является маневренный легкий многоцелевой самолет (см. патент РФ №2210522 С1 от 20.08.2003).

Основным недостатком известного самолета являются недостаточные летно-технические характеристики, отсутствие конструктивных элементов, необходимых для выполнения функций сверхзвукового многоцелевого самолета, а именно:

отсутствие носовой части для обтекания сверхзвуковым потоком;

отсутствие удлиненного наплыва крыла;

отсутствие обратной стреловидности задней кромки крыла;

отсутствие щелевого слива пограничного слоя воздухозаборника;

отсутствие расширенной хвостовой части фюзеляжа для размещения сверхзвуковых двигателей основной силовой установки;

отсутствие возможности размещения вспомогательной силовой установки вдоль оси самолета в центральной части фюзеляжа;

отсутствие дифференциально-управляемых стабилизаторов горизонтального оперения;

отсутствие универсального устройства для крепления на летательном аппарате внешних подвесных объектов;

отсутствие интегрированного комплекса бортового радиоэлектронного оборудования;

отсутствие комплексной системы управления самолетом;

отсутствие системы управления общесамолетным оборудованием;

отсутствие комплекса электронной индикации;

отсутствие комплексной системы электроснабжения самолета;

отсутствие автономной бортовой кислородной системы.

К техническим результатам, получаемым от использования данного изобретения, можно отнести обеспечение эффективного использования легкого сверхзвукового многоцелевого самолета для выполнения полетов в различных условиях, в том числе и в условиях автономного базирования в отрыве от основного аэродрома, путем устранения вышеуказанных недостатков известного технического решения.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что в самолете, содержащем фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, тормозным щитком в его верхней части, ограниченные крылом боковые воздухозаборники, шасси, основную силовую установку с двумя турбореактивными двигателями, размещенными в средней части фюзеляжа, стреловидное крыло с передним корневым наплывом оживальной формы, механизацией и отклоняемыми носками с уступами передней кромки, однокилевое вертикальное оперение и горизонтальное оперение, согласно изобретению, корневой наплыв крыла выполнен с размахом l_н не менее 0,15 и не более 0,18 размаха l_k консоли крыла от основания наплыва и с хордой b_н не менее 0,55 и не более 0,6 величины местной хорды b_k крыла, уступ передней кромки отклоняемого носка крыла выполнен на расстоянии 0,55-0,65 величины размаха l_k консоли крыла от основания наплыва с хордой b_н не менее 0,075 величины местного крыла без учета уступа,

крыло имеет обратную стреловидность задней кромки крыла и снабжено универсальными устройствами для крепления на самолете внешних подвесных объектов, размещенных симметрично на каждой его консоли,

горизонтальное оперение выполнено в виде дифференциально управляемых стабилизаторов, ось вращения которых пересекается с осью двигателей основной силовой установки, а задняя кромка выступает за торец сопловых аппаратов,

содержит сверхзвуковые двигатели основной силовой установки, размещенные в хвостовой части фюзеляжа таким образом, что корневая часть горизонтального оперения находится между ними, для чего хвостовая часть фюзеляжа выполнена расширенной;

содержит вспомогательную силовую установку, размещенную в низу средней части фюзеляжа за кабиной экипажа так, что ее продольная ось направлена вдоль оси самолета, а выхлопная труба выведена под фюзеляж в левую сторону,

содержит воздухозаборники, выполненные так, что входное отверстие размещено в нижней части фюзеляжа, канал воздухозаборника в передней части наклонен вверх, а затем на уровне двигателя плавно переходит в горизонтальное положение, в верхней части воздухозаборника, ограниченной крылом, выполнены управляемые щелевые жалюзи подпитки воздухом, между верхней кромкой воздухозаборника и крылом выполнена щель слива пограничного слоя,

содержит интегрированный комплекс бортового радиоэлектронного оборудования (ИК БРЭО), в состав которого входят:

система информационного обмена,

бортовая цифровая вычислительная система управления полетом и учебно-боевыми действиями,

внешнее запоминающее устройство и система ввода информации,

инерциальная система,

радиотехническая система ближней навигации и посадки и ответчик системы управления воздушным движением и госопознавания,

автоматический радиокомпас,

радиовысотомер с приемопередатчиком и антенным устройством,

маркерный приемник,

комплексная система управления самолетом с установленными в кабине летчика и оператора пультами системы,

система управления вооружением с установленными в кабине летчика и оператора пультами системы,

комплексная система электронной индикации, управления и прицеливания,

информационные табло аварийной сигнализации, установленные в кабинах экипажа,

система спутниковой связи,

двукратно резервированная система управления общесамолетным оборудованием,

бортовая система объективного контроля,

связная радиостанция,

модуль самолетного переговорного устройства,

система электроснабжения,

внешнее и внутреннее светотехническое оборудование,

комплексная система аварийного покидания самолета,

двукратно резервированная электронная система управления силовой установкой,

содержит комплексную систему управления (КСУ) самолетом, в состав которой входят:

четырехкратно резервированная цифровая вычислительная часть с блоками питания и контроля, датчиками и пультами управления,

четырехкратно резервированные по электрической части и двукратно по гидравлической части электрогидравлические рулевые приводы, два из которых установлены в канале крена и один - в канале направления,

четырехкратно резервированный по электрической части и двукратно по гидравлической части электрогидравлический рулевой привод стабилизатора,

вращательный электрогидравлический привод закрылков,

трехпозиционные гидравлические цилиндры привода носков крыла,

электрогидравлические краны управления отклоняемыми носками крыла,

привод тормозного щитка,

посты управления первой и второй кабины, механически связанные между собой,

механизмы триммерного эффекта по каналам тангажа, крена и направления,

пульты управления КСУ,

гибкие валы управления закрылками,

планетарные редукторы-шарниры выпуска-уборки закрылков,

система управления тормозным щитком,

содержит систему управления общесамолетным оборудованием (СУ ОСО), в состав которой входят:

пульт управления (ПУ ОСО),

табло светосигнальное с кнопками-лампами типа ПКН (ТС ПКН),

центральный светосигнальный огонь (ЦСО),

мультиплексный канал информационного обмена,

блок преобразований и вычислений (БПВ),

блок управления и контроля (БУК),

системы общесамолетного оборудования (ОСО),

система кондиционирования воздуха (СКВ),

комплексная система управления (КСУ),

многофунуциональные индикаторы (МФЦИ),

междусамолетное переговорное устройство (МСПУ),

пневмогидросистема (ПГС),

система торможения колес (СТК),

система пожарной защиты (СПЗ),

система воздушной защиты стекла козырька фонаря (СВЗС),

комплекс средств аварийного покидания (КСАП),

система запуска, управления и контроля силовой установки (ЭСУ),

система электроснабжения (СЭС),

система управления и контроля топлива (СУИТ),

система запуска и управления вспомогательной силовой установкой (ВСУ),

кислородная система (КС),

система управления шасси (СШ),

радиовысотомер,

радиокомпас (АРК),

система сигнализации замков фонаря (ССЗФ),

система внешнего светотехнического оборудования (ВСТО),

топливная система (ТС),

система управления створками жалюзи (УСВЗ),

система централизованной маслозаправки (СЗМ),

аппаратура наведения и посадки,

дальномер,

бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ)

содержит комплексную систему электроснабжения самолета, в состав которой входят:

подсистема переменного тока в составе:

левый привод-генератор (ГПЗ 1),

правый привод-генератор (ГПЗ 1),

генератор ВСУ (P/N 20032),

узел подключения аэродромного источника электроэнергии (ШРАП-400-3Ф),

шины переменного тока (115 В, 400 Гц) левого и правого бортов,

контакторы (К1), (К3), (К11), (К10), (К2),

блоки регулирования, защиты и управления (БРЗУ 15 ВО 3 сер.),

блок чередования фаз (БЧФ-208),

блоки датчиков тока (БДТ16К и DPCT P/N 20732),

левое выпрямительное устройство (ВУ) (ВУ6БКФ),

правое ВУ (ВУ6БКФ),

подсистема постоянного тока в составе:

левая аккумуляторная батарея (KSX25P-A-TCC),

правая аккумуляторная батарея (KSX25P-A-TCC),

аварийные шины постоянного тока (27 В) левого и правого бортов,

отключаемые шины постоянного тока (27 В) левого и правого бортов,

контакторы (К2), (К6), (К5), (К1), (К4), (К3), (К2),

аппараты защиты и управления ВУ (АЗУВУ200Б),

электростартер ВСУ,

содержит комплекс электронной индикации, в состав которого входят:

первая управляющая БЦВМ,

мультиплексный канал информационного обмена (МКИО),

локальный круговой канал информационного обмена (ЛКИО),

левый, центральный и правый МФЦИ,

каллимоторный авиационный индикатор (КАИ),

многофункциональные пульты управления (МФПУ),

система электроснабжения с генератором основной силовой установки (СУ), генератором вспомогательной силовой установки (ВСУ),

аккумуляторная батарея,

система датчиков режимных параметров,

вторая управляющая БЦВМ,

межмашинные каналы информационного обмена,

первый (левый) и второй (правый) локальные радиальные каналы информационного обмена резервные,

блок коммутации телевизионных сигналов (БКТС),

содержит универсальное устройство для крепления на самолете внешних подвесных объектов, в состав которого входят:

пилон с крыльевыми узлами крепления,

узлы беззамковой подвески,

замок держателя,

отсеки для размещения блоков отсоединения и/или запуска объектов,

лючок,

съемный хвостовой обтекатель,

содержит автономную бортовую кислородную систему, в состав которой входят:

противоперегрузочный костюм,

кислородная система катапультного кресла,

датчик подачи воздуха на дыхание,

обратный клапан,

кислородный шланг,

автомат давления,

регулятор давления,

кислородные шланги,

кислородный прибор,

кислородная маска,

защитный шлем,

клапан кабины,

шланг уравнительной линии,

бортовая кислорододобывающая установка,

шланги,

устройство воздухоподготовки.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг.1, 2, 3 показан схематично общий вид самолета, соответственно вид сбоку, вид в плане, вид спереди;

на фиг.4 - компоновка самолета и расположение основной и вспомогательной силовой установки;

на фиг.5, 6 - схема расположения основной силовой установки, соответственно вид сзади и вид сверху;

на фиг.7 - конструкция щели слива пограничного слоя воздухозаборника и размещение вспомогательной силовой установки;

на фиг.8 - схема интегрированного комплекса бортового радиоэлектронного оборудования;

на фиг.9 - схема комплексной системы управления самолетом;

на фиг.10 - схема системы управления общесамолетным оборудованием;

на фиг.11 - схема подсистемы переменного тока комплексной системы электроснабжения;

на фиг.12 - схема подсистемы постоянного тока комплексной системы электроснабжения;

на фиг.13 - схема комплекса электронной индикации;

на фиг.14 - схема подвески полезной нагрузки;

на фиг.15 - схема автономной бортовой кислородной системы.

Самолет содержит фюзеляж 1 с кабиной экипажа 2 в носовой части, тормозным щитком 3 в его верхней части, ограниченные крылом 4 боковые воздухозаборники 5, шасси 6, основную силовую установку с двумя размещенными в средней части фюзеляжа турбореактивными двигателями 7, стреловидное крыло 4 имеет передние корневые наплывы 8 оживальной формы, механизацию 9 и отклоняемые носки 10 с уступами передней кромки 11, однокилевое вертикальное оперение 12 и горизонтальное оперение 13, корневой наплыв 8 крыла 4 выполнен с размахом l_н не менее 0,15 и не более 0,18 размаха l_k консоли крыла 4 от основания наплыва 8 и с хордой b_н не менее 0,55 и не более 0,6 величины местной хорды крыла b_k, уступ 11 передней кромки отклоняемого носка 10 крыла 4 выполнен на расстоянии 0,55-0,65 величины размаха консоли крыла l_k от основания наплыва 8 с хордой b_н не менее 0,075 величины местной хорды b_k крыла 4 без учета уступа 11, крыло 4 имеет обратную стреловидность задней кромки крыла и снабжено универсальными устройствами 14 для крепления на самолете внешних подвесных объектов 15, размещенных симметрично на каждой его консоли, горизонтальное оперение 13 выполнено в виде дифференциально управляемых стабилизаторов, ось вращения которых пересекается с осью двигателей 7 основной силовой установки, а задняя кромка выступает за торец сопловых аппаратов 16, сверхзвуковые двигатели 7 основной силовой установки размещены в хвостовой части фюзеляжа 1 таким образом, что корневая часть горизонтального оперения 13 находится между ними, для чего хвостовая часть фюзеляжа 1 выполнена расширенной, вспомогательную силовую установку 17 (ВСУ), размещенную в низу средней части фюзеляжа 1 за кабиной экипажа 2 так, что ее продольная ось направлена вдоль оси самолета, а выхлопная труба 18 выведена под фюзеляж 1 в левую сторону, воздухозаборники 5, выполненные так, что входное отверстие 19 размещено в нижней части фюзеляжа 1, канал 20 воздухозаборника 5 в передней части наклонен вверх, а затем на уровне двигателя 7 плавно переходит в горизонтальное положение, в верхней части воздухозаборника 5, ограниченной крылом 4, выполнены управляемые щелевые жалюзи 21 подпитки воздухом, между верхней кромкой воздухозаборника 5 и крылом 4 выполнена щель 22 слива пограничного слоя.

Интегрированный комплекс бортового радиоэлектронного оборудования 23 (ИК БРЭО) содержит бортовую автоматизированную систему управления 24, бортовую цифровую вычислительную систему 25 (БЦВС) с бортовыми цифровыми вычислительными машинами 26, 27, внешнее запоминающее устройство (ВЗУ) 28, комплексную систему электронной индикации 29 (КСЭИ), прицельно-пилотажный индикатор (ППИ) 30, многофункциональные цифровые индикаторы (МФЦИ) 31-33, многофункциональные пульты управления (МФПУ) 34, блок коммутации телевизионных сигналов (БКТС) 35, речевую информационно-управляющую систему (РИУС) 36, систему ввода информации (СВИ) 37, нашлемную систему целеуказания (НСЦ) 38, системные мультиплексные каналы информационного обмена (СМКИО) 39-41, бесплатформенную инерциальную навигационную систему (БИНС) 42, интегрированную со спутниковой навигационной системой 43, радиотехническую систему ближней навигации и посадки (РСБН) 44, автоматический радиокомпас (АРК) 45, маркерный радиоприемник (МРП) 46, ответчик управления воздушным движением (УВД) 47, радиовысотомер (РВМ) 48, бортовой радиоэлектронный комплекс (БРЭК) 49, бортовую радиолокационную станцию (БРЛС) переднего обзора 50, бортовую радиолокационную станцию (БРЛС) заднего обзора 51, бортовую цифровую вычислительную систему (БЦВС) 52, оптико-электронный прицельный комплекс (ОЭПК) 53, оптико-электронную прицельную систему (ОЭПС) передней полусферы 54 (в подвесном контейнере), обзорно-следящий теплопеленгатор (ОСТП) задней полусферы 55, малогабаритную тепловизионную систему (ТПС) 56 (в подвесном контейнере), обнаружитель лазерного пятна 57, запросчик опознавания (ЗГО) 58, локальный мультиплексный канал информационного обмена (ЛМКИО) 59, бортовой комплекс обороны (БКО) 60, комплекс радиоэлектронного противодействия (КРЭП) 61, бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) 62, приемные модули радиотехнической разведки с антеннами (ПРМРР) 63, передающие модули радиопомех с антеннами (ПМР) 64, аппаратуру заднего обзора (АЗО) 65, станцию предупреждения об облучении (СПЛО) 66, технические средства постановки завес 67, интегрированный бортовой комплекс связи (ИБКС) 68, модуль радиотехнической связи в МВ-ДМВ диапазоне 69, модуль ТЛК связи в МВ-ДМВ диапазоне 70, модуль спутниковой связи 71, аппаратуру ЗАС-ТЛФ 72, аппаратуру ЗАС-ТЛК 73, аппаратуру внутренней связи и коммутации (АВСК) 74, специализированный цифровой вычислитель (СЦВ) 75, локальный мультиплексный канал информационного обмена (ЛМКИО) 76, комплексную систему управления самолетом (КСУ) 77 с установленными в кабине экипажа пультами системы, систему управления оружием (СУО) 78, бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) 79, локальный мультиплексный канал информационного обмена 80, блоки сопряжения с ЛМКИО (ОУ СУО) 81, блоки исполнительные (БИ) 82, обеспечивающие разгрузку внешних подвесных объектов 15, в том числе аварийную, устройства выброса пороховых патронов (УВ) 83, систему управления общесамолетным оборудованием (СУ ОСО) 84, систему объективного контроля (СОК) 85, бортовое устройство регистрации (БУР) 86 с блоком сбора и обработки цифровой и параметрической информации (БСПИ), защищенным бортовым накопителем (ЗБН), эксплуатационным бортовым накопителем (ЭБН), телевизионную систему объективного контроля (Т-СОК) 87, телекамеры закабинного пространства и видеомагнитофон, систему автоматического управления и контроля силовой установки (САУ СУ) 88, 89, малоходовую ручку управления двигателем (РУД) в кабинах экипажа 2, систему аварийного покидания самолета (КСАПС) 90, систему электроснабжения (СЭС) 91, генератор 92 на ВСУ 17, бортовые панели техобслуживания 93.

Комплексная система управления (КСУ) 77 содержит четырехкратно резервированную цифровую вычислительную часть 94 с блоками питания и контроля, датчиками и пультами управления, четырехкратно резервированные по электрической части и двукратно по гидравлической части электрогидравлические рулевые приводы 95 (РПД-15А) два в канале крена и один в канале направления, четырехкратно резервированный по электрической части и двукратно по гидравлической части электрогидравлический рулевой привод 96 стабилизатора (РПД-17А), вращательный электрогидравлический привод 97 закрылков (РПЗ-130), трехпозиционные гидравлические цилиндры привода 98 (трехпозиционные цилиндры приводов 98 отклоняемых носков 10 крыла 4 расположены в крыле 4 в зоне первого лонжерона перпендикулярно оси вращения носков 10 и непосредственно связаны с ними) носков крыла 10, электрогидравлические краны управления (ЭГК) 99 отклоняемыми носками 10 крыла 4, привод 100 тормозного щитка 3, посты управления 101 первой и второй кабины, механически связанные между собой, механизмы триммерного эффекта 102 по каналам тангажа, крена и направления (МП-10С6А14), пульты управления 103 КСУ (с пульта управления КСУ предусмотрен переход вручную на резервное программное обеспечение в случае отказа основного), гибкие валы (на фиг.6 не показаны) управления закрылками 104, планетарные редукторы-шарниры 105 выпуска-уборки закрылков 104 (РШ-43), систему управления 106 тормозным щитком 3, приводы 107 элеронов 108, расположенные вдоль третьего лонжерона крыла 4 и связанные с элеронами 108 через качалку 109 и тягу 110, шарнир-редукторы 111, приводимые от расположенного в фюзеляже привода при помощи гибких валов, установлены на пятом лонжероне крыла 4 и связаны с закрылками 104 приводными рычагами 112 и тягами 113.

Универсальная система управления общесамолетным оборудованием (СУ ОСО) 84 (фиг.7) содержит пульт управления (ПУ ОСО) 114, табло светосигнальное с кнопками-лампами типа ПКН (ТС ПКН) 115, центральный светосигнальный огонь (ЦСО) 116, мультиплексный канал информационного обмена (МКИО) 39, блок преобразований и вычислений (БПВ) 117, блок управления и контроля (БУК) 118, системы общесамолетного оборудования (ОСО) 119, система кондиционирования воздуха (СКВ) 120, комплексная система управления (КСУ) 77, многофунуциональные индикаторы (МФЦИ) 31, междусамолетное переговорное устройство (МСПУ) 121, пневмогидросистема (ПГС) 122, система торможения колес (СТК) 123, система пожарной защиты (СПЗ) 124, система воздушной защиты стекла козырька фонаря (СВЗС) 125, комплекс средств аварийного покидания (КСАП) 90, система запуска, управления и контроля силовой установки (ЭСУ) 126, система электроснабжения (СЭС) 91, система управления и контроля топлива (СУИТ) 126, система запуска и управления вспомогательной силовой установкой (ВСУ) 127, кислородная система (КС) 128, система управления шасси (СШ) 129, радиовысотомер 48, радиокомпас (АРК) 45, система сигнализации замков фонаря (ССЗФ) 130, система внешнего светотехнического оборудования (ВСТО) 131, топливная система (ТС) 132, система управления створками жалюзи (УСВЗ) 133, система централизованной маслозаправки (СЗМ) 134, аппаратура наведения и посадки 135, дальномер 136, БЦВМ 26, 27.

СУ ОСО 84 сопряжена по мультиплексному каналу 39 с комплексом бортовых цифровых вычислительных машин 26, 27, электронной системой управления левым и правым двигателем 126, системой регистрации и контроля, комплексной системой управления 77. А по кодовым линиям связи (КЛС) с системой управления и контроля топлива 126, аппаратурой речевых сообщений 121, комплексной системой электронной индикации 31 и вспомогательной силовой установкой 127. СУ ОСО 84 имеет два контура управления, конструктивно оформленных в основной и резервный блоки БПВ 117, работающие в "горячем резерве", подключенные к исполнительным устройствам через БУК 118.

Комплексная система электроснабжения 91 самолета (фиг.8, 9) содержит в подсистеме переменного тока (фиг.8) левый привод-генератор 137 (ГПЗ 1), правый привод-генератор 138 (ГПЗ 1), генератор ВСУ 139, узел подключения аэродромного источника электроэнергии 140 (ШРАП), шины переменного тока (115 В, 400 Гц) левого 141 и правого 142 бортов, контакторы К1 143, К3 144, К11 145, К10 146, К2 147, блоки регулирования, защиты, управления 148-150 (БРЗУ), блок чередования фаз 151 (БЧФ), блоки датчиков тока 152-154 (БДТ), левое выпрямительное устройство 155 (ВУ) и правое 156 (ВУ), в подсистеме постоянного тока левое ВУ 155, правое ВУ 156, левая аккумуляторная батарея 157, правая аккумуляторная батарея 158, аварийные шины постоянного тока (27 В) левого 159 и правого 160 бортов, отключаемые шины постоянного тока (27 В) левого 161 и правого 162 бортов, контакторы К2 163, К6 164, К5 165, К1 166, К4 167, К3 168, К2 163, аппараты защиты и управления ВУ 169 и 170, электростартер ВСУ 171.

Комплексная система электронной индикации 29 содержит (фиг.10) первую управляющую БЦВМ 26, мультиплексный канал информационного обмена (МКИО) 39, локальный круговой канал информационного обмена (ЛКИО) 172, левый, центральный и правый МФЦИ 31, 32, 33, КАИ 173, МФПУ 34, систему электроснабжения 91 с генератором основной силовой установки 137, с генератором ВСУ 139, с аккумуляторной батареей 157, систему датчиков режимных параметров 174, вторую управляющую БЦВМ 27, межмашинные каналы информационного обмена 175, первый (левый) и второй (правый) локальные радиальные каналы информационного обмена резервные 176, 177, блок коммутации телевизионных сигналов (БКТС) 35.

Универсальное устройство для крепления на летательном аппарате внешних подвесных объектов содержит (фиг.11) пилон 14 с крыльевыми узлами крепления 178, узлы беззамковой подвески 179, замок держателя 180, отсеки для размещения блоков 181 отсоединения и/или запуска объектов, лючок 182 и съемный хвостовой обтекатель 183.

Бортовая автономная кислородная система 128 (фиг.12) включает противоперегрузочный костюм 184, кислородную систему катапультного кресла 185, датчик подачи воздуха на дыхание 186, обратный клапан 187, кислородный шланг 188, автомат давления 189, регулятор давления 190, кислородный шланг 191, 192, кислородный прибор 193, кислородную маску 194, защитный шлем 195, клапан кабины 196, шланг 197 уравнительной линии 198, бортовую кислорододобывающую установку (БКДУ) 199, шланги 200, устройство воздухоподготовки 201.

Легкий сверхзвуковой многоцелевой самолет (ЛСМС) представляет собой самолет нормальной аэродинамической схемы со среднерасположенным стреловидным крылом, однокилевым вертикальным оперением и цельноповоротным стабилизатором, состоящим из двух независимых поверхностей. Механизация крыла включает в себя управляемые носки (по две секции на каждой консоли) и однощелевые закрылки с малой степенью выдвижения.

Компоновочная схема самолета реализует летно-технические характеристики, позволяющие осваивать маневры, аналогичные выполняемым на самолетах 4-5-го поколений.

Компоновка с развитыми наплывами крыла обеспечивает возможность устойчивого и управляемого полета на углах атаки не менее 25° с гидромеханической системой управления и системой улучшения устойчивости (СУУ) и не менее 30° с системой дистанционного управления (СДУ). СЛМС имеет гидромеханическую систему в каналах тангажа, курса и крена с системой улучшения устойчивости.

Кабина самолета одно- двухместная. Катапультные кресла обеспечивают спасение экипажа во всем диапазоне скоростей и высот, в том числе при V=0 и Н=0. В двухместной кабине экипаж расположен друг за другом. Обеспечена возможность пилотирования самолета одним летчиком из передней кабины. Информационно-управляющее поле кабины, приборов, пультов управления идентичны самолетам 4-5 поколений. Оборудование позволяет имитировать режим работы бортовых прицельно-обзорных систем, режимы подготовки и применения основных типов управляемого вооружения самолетов 4-5-го поколений.

За кабиной самолета установлен тормозной щиток, обеспечивающий во всем диапазоне скоростей эффективное торможение на режимах маневрирования, а также возможное управление предпосадочным планированием.

Гидравлическая система самолета состоит из двух автономных гидросистем: бустерной и общей, каждая из которых имеет свои источники давления равной мощности. В бустерной гидросистеме в качестве аварийного источника давления установлена аварийная насосная станция с электродвигателем постоянного тока.

Топливная система обеспечивает питание двигателей на всех режимах полета, включая полет при околонулевых перегрузках не менее 5 сек, а при отрицательных - 20 сек на максимальных бесфорсажных режимах работы двигателя. Система обеспечивает централизованную заправку топливом.

На самолете предусмотрена система пожаротушения, состоящая из огнетушителей и системы датчиков.

Система кондиционирования воздуха обеспечивает потребное избыточное давление в кабине на всех режимах полета. На режиме земного малого газа давление и температурный режим в кабине обеспечиваются вспомогательной силовой установкой (ВСУ). Самолет оборудован противообледенительной системой козырька фонаря кабины.

Силовая установка самолета включает два форсажных двухконтурных двигателя и вспомогательную силовую установку (ВСУ). Правый и левый двигатели взаимозаменяемы между собой. Силовая установка имеет автономную систему запуска от ВСУ. Нерегулируемые воздухозаборники разработаны в условиях обеспечения достаточных характеристик при М<1,0, включая большие углы атаки, а также с учетом минимизации потерь тяги при скорости полета на М=1,4.

Конструкция позволяет обеспечить ресурс самолета 10000 летных ч и 30 лет эксплуатации.

Нормальная аэродинамическая схема ЛСМС, приближающаяся к интегральной, с крылом умеренного удлинения λ=3,67, сужением η=3,4, стреловидностью по передней кромке χ_п.к.=31°, по задней кромке χ_з.к.=-5°, с уступом по передней кромке, с цельноповоротным горизонтальным оперением, однокилевым вертикальным оперением и двумя форсажными двигателями, размещенными в фюзеляже.

Аэродинамическое подобие современным самолетам обеспечивается использованием "полезного отрыва потока", реализуемого посредством корневых наплывов крыла готической формы, близостью формы крыла в плане, отклоняемыми носками крыла и применением относительно низких толщин несущих поверхностей для обеспечения достижения умеренных сверхзвуковых чисел М.

Для обеспечения работоспособности системы управления реализовано близкое к линейному протекание зависимости продольного момента от угла атаки m_z=f(α).

Относительная масса планера ЛСМС приближена к величине m_кон=0,31.

Сочетание высокой маневренности, устойчивого и управляемого полета на больших эксплуатационных углах атаки (α°=25-30) и сверхзвуковых скоростей полета делают ЛСМС сравнимым и/или превосходящим перспективные самолеты типа Т-50 и Mako.

Массовое совершенство ЛСМС на (7-12)% превосходит Hawk-100 и Alpha Jet и соизмеримо с Т-4, в конструкции которого использованы композиционные материалы.

Самолет в двухместном варианте с кабинами пилотов, расположенными одна за другой, имеет смещение задней кабины по высоте для обеспечения необходимого обзора вперед. Кабины имеют общий фонарь, открывающийся вбок. Обе кабины оснащены катапультными креслами, позволяющими покидать самолет на любой высоте при индикаторной скорости от 0 до 1200 км/час.

Два двигателя размещены рядом в хвостовой части фюзеляжа, воздухозаборники двигателей расположены по бокам фюзеляжа под наплывами и имеют отдельные "S"-образные каналы до входа в двигатели. Каналы оборудованы комбинированными управляемыми створками дополнительной подпитки и перепуска давления при сверхзвуковых скоростях типа "жалюзи". Конструкция воздухозаборника обеспечивает слив пограничного слоя, возникающего на боковой поверхности фюзеляжа и нижней поверхности наплыва.

Шасси трехопорное, с передней управляемой стойкой, убирающееся в фюзеляж. Главные опоры оснащены колесами с большой энергоемкостью тормозов и встроенными вентиляторами для охлаждения тормозов.

Фюзеляж типа полумонокок с интегральным сочленением с верхней поверхностью крыла имеет две продольные балки по обоим бортам, исходящие из крыла для крепления стабилизаторов, обеспечивающих необходимые аэродинамические плечи. Бортовое радиоэлектронное оборудование размещается в носовой части фюзеляжа, в кабинах пилотов, по бокам кабин и в закабинной части фюзеляжа. За второй кабиной, внизу, установлены агрегаты СКВ и вспомогательная силовая установка, обеспечивающая автономный запуск основных двигателей.

В средней части расположены топливный отсек, каналы двигателей и отсек основных опор шасси, а также отсек агрегатов СКВ и ВСУ. К средней части крепятся консоли крыла и тормозной щиток.

Сечения средней части фюзеляжа имеют верхние дугообразные обводы, плавно сопряженные с наплывом крыла и непосредственно с верхней поверхностью крыла, под наплывом овальные обводы воздухозаборника переходят в обводы фюзеляжа.

Фонарь кабины обеспечивает естественное освещение кабины, необходимый обзор на всех режимах полета и при рулении, а также защиту экипажа от внешних воздействий. Через остекление фонаря обеспечивается обзор внекабинного пространства:

- из первой кабины:

вперед-вниз при нулевом азимуте - 16°,

вперед-вверх - около 160° и практически круговой обзор по горизонтали,

вперед-вбок - существенно лучше требуемого по стандарту;

- из второй кабины:

вперед-вниз при нулевом азимуте - 6°,

вперед-вбок - до 45° за исключением зон, затеняемых крылом.

Конфигурации приборных досок обеих кабин выполнены из условия, чтобы они не создавали зон затенения внекабинного пространства.

В целом обеспечиваемый с рабочих мест обзор внекабинного пространства достаточен для безопасности выполнения полета и выполнения эксплуатационных задач. Для улучшения обзора задней полусферы на передней и средней дужках откидной части фонаря установлены регулируемые зеркала. Герметизация фонаря осуществляется автоматически при закрытии замков с помощью резинового шланга, проложенного в подфонарных профилях и дужках. Сжатый воздух для наддува шланга отбирается от системы кондиционирования через ресивер. Разгерметизацию кабины можно осуществить с помощью ручек аварийной разгерметизации. Для предотвращения запотевания внутренней поверхности остекленного фонаря применяется обдув его подогретым воздухом из коллекторов системы кондиционирования.

Вертикальное оперение и стабилизатор - стреловидные в плане. Стабилизатор состоит из двух консолей металлической конструкции, установленных с углом поперечного V=-4°. Каждая консоль устанавливается в фюзеляже на двух подшипниках и управляется установленным в фюзеляже приводом.

Киль - металлической трехлонжеронной конструкции. Законцовка киля - радиопрозрачный обтекатель из стеклопластика со встроенной антенной радиостанции.

Руль направления - металлической конструкции, управляется приводом, установленным в корневой части киля между лонжеронами 2 и 3.

Интегрированный комплекс бортового радиоэлектронного оборудования легкого многоцелевого сверхзвукового самолета предназначен для решения ряда неразрывно связанных между собой задач, направленных на успешное выполнение полетных заданий.

Задачи точной навигации и управления полетом, обеспечения режимов сверхзвукового полета и полета на малых высотах с отслеживанием рельефа местности, адаптации и самонастройки систем управления решаются только с использованием средств современной вычислительной техники.

ИК БРЭО обеспечивает алгоритмическую реализацию системы "электронный летчик" с применением методов искусственного интеллекта и принципов построения экспертных систем, помогающих летчику в принятии решений при управлении самолетом и оружием в типовых ситуациях. Система обеспечивает решение задач в реальном масштабе времени с возможностями активного управления самолетом и его системами в интересах решения следующих задач:

- накопления данных об обстановке, синтез обстановки на основе равнохарактерной информации с последующим анализом в реальном масштабе времени;

- выбора оптимальной траектории для облета зон ПВО противника;

- изменения и уточнения маршрута полета;

- выборки рекомендаций по применению тактических решений на различных этапах ведения воздушного боя;

- классификации и выбора целей (в части РЛПК одновременное обнаружения не менее 10 целей, сопровождение не менее 8 целей, пуска ракет по не менее 2-4 целям);

- определения количества одновременно обстреливаемых целей, последовательности и наряда расходуемых средств поражения;

- организации управления режимами работы комплексов, входящих в ИК БРЭО;

- оптимального применения средств обнаружения и средств радиоэлектронного подавления;

- определения взаимодействия и распределение функций между самолетами группы;

- контроля работы ИК БРЭО.

ИК БРЭО представляет собой глобальную систему информационного обмена с интеграцией подсистем (КСУ, НК, СУО, БРЭК, ИБКС, СУ ОСО) на основе локальных мультиплексных каналов информационного обмена, которые могут быть реализованы как с проводными, так и с волоконно-оптическими линиями связи в рамках логической организации комбинированных систем информационного обмена.

Многофункциональные средства отображения информации и органы управления реализуют принцип "интегр