Сверхзвуковой конвертируемый самолет

Сверхзвуковой конвертируемый самолет

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания реактивных самолетов с низкорасположенным крылом, представляющим собой комбинацию двух с близким расположением друг к другу крыльев, переднее крыло из которых типа "чайка", оснащенное от задней кромки под изломами его консолей разнесенными балками с поворотными вокруг их продольных осей трапециевидными консолями заднего крыла, которые, поворачиваясь на угол 85°, преобразуют его полетную конфигурацию.

Известен сверхзвуковой стратегический самолет модели В-70 «Валькирия» (США), имеющий планер, выполненный из титановых сплавов и по схеме «бесхвостка» с передним горизонтальным оперением и низкорасположенным треугольным крылом, имеющим отклоняемые в вертикальной плоскости вниз треугольные развитые его законцовки, содержит фюзеляж, турбореактивные двухконтурные двигатели форсажные (ТРДДФ), смонтированные в общей гондоле под центропланом, двухкилевое вертикальное оперение и трехопорное колесное шасси, убирающееся с носовой вспомогательной и главными боковыми опорами.

Признаки, совпадающие - наличие того, что треугольное в плане крыло со стреловидностью по передней кромке +65,6°, имеющее при его размахе L_кр=32,0 м удлинение λ=1,75 и тонкий профиль с относительной толщиной 2,5%, оснащено впереди крыла передним горизонтальным оперением (ПГО), увеличивающими несущую способность комбинации «ПГО-крыло», и выполнено с отклоняемыми на 65° вниз его развитыми законцовками, удерживающими под крылом сверхзвуковую ударную волну. Отклонение треугольных в плане законцовок во время полета вниз давало сразу три эффекта: дополнительные треугольные кили, повышающие путевую устойчивость, позволили уменьшить размеры вертикального оперения, а сокращение площади задней части крыла уменьшало свойственное треугольному крылу смещение фокуса подъемной силы назад при увеличении скорости, снижая тем самым балансировочное сопротивление в сверхзвуковом полете. Из-за кинетического нагрева при высокой скорости (при числе Маха, равным М=3,03, некоторые части планера нагревались до 320°C), самолет В-70 был сконструирован из титановых и стальных сотовых панелей. Для улучшения обзора при заходе на посадку верхняя панель носовой части его фюзеляжа перед лобовым стеклом опускалась. Силовая установка с шестью ТРДДФ, смонтированными в задней части фюзеляжа в общей гондоле под центропланом, имела на форсажном режиме при взлетном его весе 236,34 т тяговооруженность до 0,322 и обеспечивала на высоте 23,0 км максимальную скорость полета до 3187 км/ч и дальность его полета до 5499 км. Общая гондола разделена на левую и правую части так, что образует два плоских воздухозаборника, имеющих на верхних стенках каждого из них регулируемые поверхности, обеспечивающие необходимое торможение потока воздуха, и шесть створок регулируемых сечение их прохода, чем достигаются оптимальные условия эксплуатации шести ТРДДФ во всем диапазоне чисел М от трансзвуковых до сверхзвуковых скоростей его полета.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что треугольное в плане крыло с отклоняемыми законцовками также ухудшает естественное ламинарное сверхзвуковое обтекание профиля крыла, что не способствует за счет преждевременного срыва потока с его концов повышению аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов. Вторая - это то, что использование закрылков ПГО для парирования момента тангажа, возникающего при взлетно-посадочном зависании элевонов крыла, что предопределяло преждевременный срыв потока с ПГО при скорости полета М<0,88 и даже при отклонении расположенных на нем закрылков и, как следствие, приводило к довольно сильной тряске самолета на малых скоростях. Третья - это то, что отклоняемые вниз треугольные концевые части крыла для увеличения компрессионной подъемной его силы остается противоречивой теорией, и на сегодняшний день В-70 «Валькирия» - единственный самолет такого размера, когда-либо имевший гидравлически отклоняемые части крыла площадью 48,39 м² (с размахом более 6 м по задней кромке), был самым большим подвижным аэродинамическим устройством из когда-либо используемых, что усложняет конструкцию и ухудшает надежность. Четвертая - это то, что на взлетно-посадочных режимах вертикальное двухкилевое оперение не обеспечивает продольно-поперечной стабильности, и для улучшения этого фюзеляж самолета имеет увеличенную длину, почти вдвое превышающую размах крыла, что значительно увеличивает его массу и предопределяет высокую посадочную скорость до 296 км/ч.

Известен сверхзвуковой деловой самолет проекта QSST консорциума «SAI» г. Невада (США), имеющий конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов, фюзеляж с плавным сопряжением дельтовидного в плане крыла, переднее горизонтальное оперение, вертикальное оперение, выполненное совместно с инвертированным V-образным прямоугольным в плане стабилизатором, содержит два ТРДДФ в гондолах, передние и задние части которых смонтированы соответственно под крылом типа "чайка" и по внешним их бортам с законцовками прямоугольного стабилизатора и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой вспомогательной и главными опорами.

Признаки, совпадающие - наличие того, что дельтовидное в плане крыло со стреловидностью по передней кромке +60°, имеющее при его размахе L_кр=19,2 м удлинение λ=2,0 и тонкий профиль с относительной толщиной 3,2%, выполнено по типу "чайка, оснащено впереди крыла трапециевидное ПГО, увеличивающим несущую способность комбинации «ПГО - крыло», и в задней части крыла гондолами ТРДДФ, передние и задние части которых смонтированы соответственно под округленными изломами крыла типа "чайка" и под законцовками прямого обратной стреловидности стабилизатора обратной V-образности. Конструкция планера самолета выполнена из титановых сплавов, имеет развитое вертикальное оперение, смонтированное на конце фюзеляжа длиной 40,35 м, консоли стабилизатора которого расположены вниз под большим отрицательным углом поперечного V=-25°. Два ТРДДФ силовой установки смонтированы в подкрыльных гондолах и создают на форсажном режиме при взлетном его весе 40,9 т тяговооруженность до 0,435, обеспечивают на высоте 15,5 км крейсерскую скорость полета до 1909 и максимальную - 2147 км/ч, но и дальность его полета около 4 тыс. миль.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что дельтовидное в плане крыло без дополнительного управления подъемной силой не обеспечивает способности повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и, особенно, уменьшения скорости взлета-посадки. Вторая - это то, что два ТРДДФ смонтированы в подкрыльных гондолах, имеющих площадь миделя почти сопоставимую с площадью миделя центральной части фюзеляжа, также не способствуют уменьшению аэродинамического сопротивления, снижению удельного расхода топлива и увеличению дальности полета, а при отказе одного из них увеличивается также и асимметричность горизонтальной тяги. Третья - это то, что концевые части крыла для увеличения его подъемной силы имеют значительную кривизну и крутку, что создает приемлемое протекание концевого срыва, но треугольная форма крыла в плане ухудшает естественное ламинарное сверхзвуковое обтекание его профиля и, особенно, на внешних поверхностях, так как треугольное крыло больше всего расположено к концевому срыву. Четвертая - это то, что вертикальное оперение не обеспечивает продольно-поперечной стабильности, и для улучшения этого фюзеляж самолета имеет увеличенную длину, превышающую размах крыла в 2,1 раза, что значительно увеличивает массу его планера. Пятая - это то, что стойки главного колесного шасси смонтированы под изломами высокорасположенного крыла типа "чайка" и, следовательно, весьма осложняет в сложенном их состоянии размещение в нишах корневой части крыла и фюзеляжа, но и увеличивает их высоту, что также ведет к увеличению массы его планера.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является сверхзвуковой самолет проекта «Цессна-414» (США), имеющий конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов, переднее горизонтальное оперение, Т-образное оперение и несущие поверхности, размещенные в системе крыльев замкнутой конструкции, включающей треугольное крыло со стреловидными концевыми частями и вертикальными крылышками, соединенными с законцовками стреловидного стабилизатора, корневые части которого, в свою очередь, соединены с соответствующими внешними бортами общей гондолы, смонтированной на верхней части вертикального оперения с двумя турбореактивными двухконтурными двигателями форсажными (ТРДДФ), и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой вспомогательной и главными боковыми опорами.

Признаки, совпадающие - наличие того, что треугольное в плане крыло, имеющее при его размахе L_кр=19,57 м удлинение λ=2,1 и тонкий профиль с относительной толщиной 2,5% и оснащенное впереди его передним горизонтальным оперением (ПГО), увеличивающим несущую способность комбинации «ПГО - крыло», выполнено с развитыми стреловидными концевыми частями и вертикальными крылышками в системе крыльев замкнутой конструкции (КЗК). Высокорасположенный стреловидный стабилизатор в системе КЗК, имеющий переднюю его кромку, размещенную при виде сверху с вылетом вперед по полету от задней кромки треугольного крыла, смонтирован параллельно последнему по схеме биплана с вертикальными крылышками, объединяющими их законцовки и повышающими площадь неразвитого вертикального оперения. Кроме того, система КЗК, повышая подъемную силу, позволит самолету садиться, снизив до минимума мощность реактивных двигателей, и, как следствие, сократить уровень шума на 35 децибел. При этом система КЗК, треугольное и стреловидное из которых способны также уменьшить индуктивное сопротивление, что приводит к снижению расхода топлива и возможности при преодолении самолетом звукового барьера улучшения бесшумности полета. Силовая установка с двумя ТРДДФ, смонтированными в двух гондолах на верхней части вертикального оперения, должна обеспечить на форсажном их режиме при взлетном его весе 40823 кг тяговооруженность до 0,43, что позволит на высоте 15,5 км создать максимальную скорость полета до 1486 км/ч и дальность его полета до 5600 км.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что треугольное крыло с развитыми стреловидными концевыми частями, являясь нижним крылом в схеме биплана, в которой ярусное расположение разнотипных крыльев, ухудшает естественное ламинарное сверхзвуковое обтекание профиля каждого крыла и, особенно, между консолями крыльев, имеющих при виде спереди прямоугольные левую и правую рамки, и большой объем воздуха, проходя через них во время преодоления звукового барьера, падает до уровня, который не может обеспечить сохранение достаточной подъемной силы, что не способствует повышению аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов. Вторая - это то, что высокорасположенный стреловидный стабилизатор, имеющий прямоугольную форму в плане, смонтирован параллельно низкорасположенному крылу и, имея меньшую его площадь, не улучшает свойственное треугольному крылу большей площади смещение фокуса подъемной его силы назад при достижении сверхзвуковой скорости, ухудшая тем самым балансировочное сопротивление в сверхзвуковом его полете. Третья - это то, что силовая установка располагается в общей гондоле на верхней части киля и в перекрестии Т-образного хвостового оперения, стабилизатор которого не обхватывает гондолы и, следовательно, недостаточно «изолирует» производимый ими шум, а наличие в силовой установке только двух ТРДДФ предопределяет использовать с большей их реактивной тягой и, как следствие, увеличивают габариты общей гондолы, что, увеличивая лобовое сопротивление, не способствуют улучшению аэродинамического качества и увеличению дальности полета. Четвертая - это то, что на взлетно-посадочных режимах Т-образное оперение не обеспечивает продольной стабильности, и для улучшения этого фюзеляж самолета имеет увеличенную длину, почти вдвое превышающую размах крыла, что весьма увеличивает его массу и ухудшает весовую отдачу. Пятая - это то, что параллельно расположенные крылья системы КЗК и все вертикальные поверхности не отводят звуковые удары, возникающие в момент преодоления звукового барьера, обратно вперед по полету и удерживающим их вверху и приглушающим хлопок перехода через звуковой барьер, что не способствуют уменьшению бесшумности полета за счет образования модифицированной инвертированной ударной волны, движущейся навстречу головной.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше сверхзвуковом самолете проекта «Цессна-414» является улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профиля комбинации системы крыльев и повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов, решения на сверхзвуковых скоростях полета проблемы увеличения продольного наклона на пикирование при смещении назад аэродинамического фокуса крыльев за счет удвоения эффективной площади вертикальных поверхностей, а также уменьшения сопротивления от балансировки и звукового удара при преодолении самолетом звукового барьера, но и повышения бесшумности полета за счет образования модифицированной инвертированной ударной волны, движущейся навстречу головной, уменьшенной гасителем звукового удара.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного сверхзвукового самолета проекта «Цессна-414», наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он оснащен гасителем звукового удара, выполненным в виде удлиненной конусной штанги, имеющей в задней ее части за заостренным ее носом две разновеликие секции с соответствующими седлообразными круговыми утонченностями, образующими две конфигурации разновеликих знаков бесконечности меньшую и большую соответственно первая меньшая утонченность с большей второй и последняя утонченность с эллипсоидной развитой формой головной части фюзеляжа до передней кромки переднего горизонтального оперения (ПГО), увеличивающего площадь сечения носового обтекателя и, следовательно, распределение мощности ударной волны по большей площади приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии и снабжен низкорасположенным крылом, представляющим собой комбинацию двух с близким расположением друг к другу крыльев, переднее переменной стреловидности крыло из которых типа "чайка" с заостренными развитыми законцовками, снабженными флапперонами, оснащенное от задней кромки удобообтекаемыми разнесенными подкрыльными балками в изломах его консолей, внутренние и внешние секции которых, смонтированные соответственно с положительным и отрицательным углами их поперечного V, размещены при виде спереди выше уступом и параллельно от соответствующих секций трапециевидных консолей заднего крыла, снабженных возможностью их поворота в вертикальной поперечной плоскости вокруг продольной оси соответствующей подкрыльной балки и преобразующих его полетную конфигурацию с продольного триплана с оживальным как бы в плане крылом, имеющим пилообразную заднюю кромку, в продольный триплан со стреловидным крылом, имеющим заднюю кромку переменной стреловидности, предающей ей как бы серповидную конфигурацию в плане, и обеспечивающих выполнения после поворота левой и правой его трапециевидных консолей соответственно против и по часовой стрелке при виде спереди, функции двух дополнительных трапециевидных вертикальных поверхностей, имеющих подкрыльные и надкрыльные кили, расположенные при виде спереди соответственно вертикально си наклоном наружу, с образованием четырехкилевой схемы планера в полете, обеспечивая уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшения устойчивости по тангажу, рысканию и крену, но и обратно, при этом секции переднего и заднего крыльев, расположенные по обе стороны от продольной оси подкрыльных балок, смонтированы так, что между задней кромкой переднего крыла и передней кромкой заднего крыла располагается узкая щель, равная 2,75% средней аэродинамической хорды (САХ) переднего крыла, а при расстоянии между параллельно расположенными средними линиями профиля переднего и заднего крыла, равным ¹/₃ САХ заднего крыла, образуя между их соответствующими поверхностями щелевой проход, достигается сопоставимая сила лобового сопротивления, как бы у моноплана, причем внутренние и внешние секции как переднего, так и заднего крыльев имеют задние их кромки до и за как стационарных передних частей подкрыльных балок, так и поворотных средних их частей соответственно как с отрицательным и положительным, так и с положительным и отрицательным их углами стреловидности, при этом механизация комбинации системы крыльев включает предкрылки, установленные по передней кромке переднего крыла и схемотехнически синхронизированные с закрылками трапециевидных консолей заднего крыла, выполнены с возможностью автоматического их выпуска/уборки только перед/после выпуском/уборки закрылков соответственно, причем поворот левой и правой цельноповоротных трапециевидных консолей заднего крыла схемотехнически синхронизирован как между собой, так и с их развитыми закрылками и возможен только после их уборки, при этом каждая консоль инвертированного V-образного стабилизатора, имеющая внутренние и внешние рулевые поверхности, размещенные по всему ее размаху, но и переднюю и заднюю кромки, которые размещены в плане параллельно соответственно задним кромкам заднего крыла и трапециевидного ПГО и смонтированная ее законцовкой на конце стационарной части соответствующей подкрыльной балки и корневой ее частью соединенной по дуге, в свою очередь, с соответствующими концами килей V-образного оперения, образует как бы хвостовое оперение обратной W-образности, имеющей округленные левую и правую вершины, охватывающие при этом соответствующими поверхностями средние части по бокам и сверху гондол круглого сечения двух соответствующих задних двигателей, причем центральный двигатель, смонтированный между килями V-образного оперения, размещен над нижним плавно образованным утончением задней части фюзеляжа в кормовой гондоле, при этом скосы передних частей воздухозаборника гондол центрального и задних двигателей размещены при виде сбоку параллельно соответственно наклонной поверхности удобообтекаемого скоса, направленного назад и образующего кормовое утончение фюзеляжа, и передней кромке V-образного оперения, причем с целью улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех близко расположенных в продольном направлении несущих поверхностей: ПГО, переднего крыла и инвертированного V-образного стабилизатора, расположенных со сдвигом и по вертикали, и по горизонтали как бы в "шахматном порядке", а первые два в несущей системе «ПГО - крыло», образующие как бы схему «утка», оснащенной при виде спереди левой и правой Y-образной формы конфигурации поверхностей, образующие совместно с V-образным оперением как бы поперечную пилообразную гребенку, удерживающей вверху и приглушающей хлопок перехода через звуковой барьер за счет значительного увеличения сечения кормовой части фюзеляжа, при этом упомянутое высокорасположенное трапециевидное ПГО, смонтированное с положительным углом поперечного V=+27°, удерживающим вверху и приглушающим хлопок перехода через звуковой барьер за счет увеличения сечения головной части фюзеляжа, и имеющее положительный и отрицательный углы стреловидности соответственно по передней и задней его кромкам, размещенным в плане параллельно соответствующим кромкам переднего крыла и инвертированного V-образного стабилизатора и обеспечивающим наравне с последним и развитыми с углом стреловидности χ=+75° наплывами переднего крыла приемлемую их эффективность на режимах взлета-посадки, усиленную суперциркуляцией, позволяющей уменьшить потери на балансировку, а, используя средства автоматики для отклонения рулевых поверхностей инвертированного V-образного стабилизатора, решать вопросы устойчивости и балансировки при изменении скорости с дозвуковой до сверхзвуковой скорости полета, а также во время перехода через звуковой барьер с образованием от инвертированного V-образного стабилизатора обратной стреловидности совместно с V-образным стреловидным оперением модифицированной инвертированной ударной волны, движущейся навстречу головной и, как следствие, в результате их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается.

Кроме того, силовая установка, содержащая наряду с основным разгонно-маршевым центральными двигателем и имеющая упомянутые задние двигатели, каждый из которых выполнен в виде маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), снабженного сверхзвуковым воздухозаборником и соплом, конвертируемым в разгонный двигатель в комбинации с основным двигателем, имеющим степень сжатия воздуха (π_к) не менее 15,0 в статических условиях в его компрессоре высокого давления, который оснащен системой отвода части объема сжатого воздуха и доставки его потока к вспомогательным ПВРД, используемым при взлете их основные камеры сгорания как дополнительные форсажные камеры, затем после взлета системы отвода сжатого воздуха от основного двигателя и его доставки к вспомогательным ПВРД перекрываются, и, работая один, основной двигатель на без и фосажном режимах, обеспечивает его полет соответственно на транс- и сверхзвуковых скоростях, при этом для обеспечения больших сверхзвуковых скоростей его полета на вспомогательных ПВРД установлен автоматический регулятор расхода топлива, реагирующий на изменение давления и температуры, причем топливо, подаваясь при достижении соответствующей сверхзвуковой скорости полета с числом Маха (М) М=1,51, воспламеняется с помощью запала и создается маршевая тяга вспомогательными ПВРД, обеспечивающими возможность использования его в полете как сверхзвуковой самолет со скоростями, превышающими число М=2,5, и самолета с большими кратковременными сверхзвуковыми скоростями, соответствующими числу М=3,2, соответственно при работе двух вспомогательных ПВРД, имеющих подвод тепла в дозвуковом потоке, и всех трех двигателей его комбинированной силовой установки, при этом для достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей, соответствующих числу до М=2,8-3,0, центральная часть фюзеляжа перед кормовым утончением фюзеляжа снабжена от наклонной его поверхности выдвижным вдоль оси симметрии капотом, имеющим как в поперечнике при виде сверху в направлении полета обратную U-образность, так и возможность при полном его выдвижении укрытия гондолы центрального двигателя после его остановки с целью уменьшения аэродинамического сопротивления, при этом с целью упрощения конструкции и сокращения трасс системы отвода части объема сжатого воздуха и доставки его потока от ТРДДФ к задним левому и правому ПВРД, последние смонтированы по соответствующим внешним бортам поверхностей V-образного оперения на уровне центрального ТРДДФ, образуя как бы общий пакет гондол трехдвигательной системы управления.

Кроме того, что с целью достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей полета, соответствующих числу до М=3,5, упомянутые ТРДДФ выполнены в виде турбопрямоточных двигателей с осевым компрессором и отвода ударной волны от них и от их воздухозаборников их гондолы для изменения площади входного их тракта выполнены с возможностью обеспечения комбинированного сжатия и автоматического перемещения конусообразного центрального осесимметричного тела вперед-назад, при этом для дополнительного всасывания или перепуска воздуха открываются заслонки и створки, размещенные в передней и задней части каждой соответствующей гондолы, имеющей и регулируемую обечайку воздухозаборника, исключающую возможность возникновения нестационарного и автоколебательных режимов течения, но и эжектор, работающий с максимальным разрежением в донной области, создаваемым при угле полураствора эжектора 8°, причем при достижении сверхзвуковой скорости полета каждое центральное тело автоматически сдвигаются, уменьшая площадь входа воздухозаборников соответствующих гондол, а истекающие при этом из их двигателей продукты сгорания несколько охлаждаются подачей потока воздуха за их турбины и некоторого увеличения тяги благодаря предварительному подогреву воздуха, обтекающего сопла, и поглощаются теплостойкими материалами, расположенными позади сопел на поверхностях стабилизатора и фюзеляжа соответственно основных и вспомогательного двигателей, имеющих на конце теплопоглощающие кожухи, снижая тепловые нагрузки на стенки сопел, уменьшает инфракрасное излучение и уровень шума истекающих газов, при этом с целью повышения аэродинамического качества крейсерского полета на трансзвуковой скорости, а также возможности достижения длительного крейсерского полета на сверхзвуковых скоростях, соответствующих числу до М=1,75, и, не изменяя при этом его полетной конфигурации, упомянутые левая и правая цельноповоротные консоли заднего крыла, выполненные треугольными в плане, имеющими серповидную заднюю кромку и соответствующие закрылки, обеспечивают при их использовании в качестве несущих поверхностей возможность предания комбинации крыльев как бы упомянутое оживального крыла типа "чайка" с серповидной задней кромкой.

Кроме того, что с целью достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей полета, соответствующих числу М=4,5, упрощения конструкции и исключения упомянутого заднего крыла с разнесенными подкрыльными балками он выполнен в виде моноплана, имеющего упомянутое малого удлинения оживальное крыло типа "чайка", выполненное с серповидной задней кромкой и оснащенное как соответствующими закрылками, так и под его изломами двумя турбопрямоточными двигателями, имеющими длину подкрыльных гондол равновеликую общей длине подкрыльных балок.

Кроме того, с целью улучшения поглощения ударной волны и теплового нагрева при прохождении звукового и теплового барьера, наружная поверхность передних кромок упомянутых ПГО, переднего с наплывами и заднего цельноповоротного крыльев и хвостового оперения обратной W-образности, но и входных обечаек гондол всех двигателей, а также и носового обтекателя фюзеляжа, имеющего в месте крепления гасителя звукового удара круглую наружную поверхность с треугольными формами, размещенными их вершинами от округлых их оснований в обратном направлении полета и в каждом из четырех квадрантов, выполнены соответственно с поверхностным нанесением углеродного волокна, но и нано напылением карбона.

Благодаря наличию этих признаков обеспечивается возможность программирования тяги реактивных двигателей комбинированной силовой установки (СУ) сверхзвукового конвертируемого малошумного самолета (СКМС), создающей различные режимы его полета как сверхзвукового самолета при работающих одном основном ТРДДФ на форсажном режиме его работы или двух вспомогательных ПВРД на скоростях полеты, так и самолета с работающими тремя двигателями комбинированной СУ при достижении больших сверхзвуковых скоростей полета, соответствующих числу как до М=1,51 или М=1,51-2,5, так М=2,8-3,0 соответственно. Кроме того, для достижения больших крейсерских сверхзвуковых скоростей его полета, соответствующих числу до М=3,5 ,помянутый основной ТРДДФ в центральной кормовой гондоле заменен на турбопрямоточный двигатель изменяемого цикла с осевым компрессором. При этом он снабжен низкорасположенным крылом, представляющим собой комбинацию двух с близким расположением друг к другу крыльев, переднее переменной стреловидности крыло из которых типа "чайка" с заостренными развитыми законцовками, снабженными флапперонами, оснащенное от задней кромки удобообтекаемыми разнесенными подкрыльными балками в изломах его консолей, внутренние и внешние секции которых, смонтированные соответственно с положительным и отрицательным углами их поперечного V, размещены при виде спереди выше уступом и параллельно от соответствующих секций трапециевидных консолей заднего крыла, снабженных возможностью их поворота в вертикальной поперечной плоскости вокруг продольной оси соответствующей подкрыльной балки и преобразующих его полетную конфигурацию с продольного триплана с оживальным как бы в плане крылом, имеющим пилообразную заднюю кромку, в продольный триплан со стреловидным крылом, имеющим заднюю кромку переменной стреловидности, предающей ей как бы серповидную конфигурацию в плане, и обеспечивающих выполнения после поворота левой и правой его трапециевидных консолей соответственно против и по часовой стрелке при виде спереди, функции двух дополнительных трапециевидных вертикальных поверхностей, имеющих подкрыльные и надкрыльные кили, расположенные при виде спереди соответственно вертикально и наклоном наружу, с образованием четырехкилевой схемы планера в полете, обеспечивая уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшения устойчивости по тангажу, рысканию и крену, но и обратно. Причем поворот левой и правой цельноповоротных трапециевидных консолей заднего крыла схемотехнически синхронизирован как между собой, так и с их развитыми закрылками и возможен только после их уборки, при этом каждая консоль инвертированного V-образного стабилизатора, имеющая внутренние и внешние рулевые поверхности, размещенные по всему ее размаху, но и переднюю и заднюю кромки, которые размещены в плане параллельно соответственно задним кромкам заднего крыла и трапециевидного ПГО и смонтированная ее законцовкой на конце стационарной части соответствующей подкрыльной балки и корневой ее частью соединенной по дуге, в свою очередь, с соответствующими концами килей V-образного оперения, образует как бы хвостовое оперение обратной W-образности, имеющей округленные левую и правую вершины, охватывающие при этом соответствующими поверхностями средние части по бокам и сверху гондол круглого сечения двух соответствующих задних двигателей, причем центральный двигатель, смонтированный между килями V-образного оперения, размещен над нижним плавно образованным утончением задней части фюзеляжа в кормовой гондоле, при этом скосы передних частей воздухозаборника гондол центрального и задних двигателей размещены при виде сбоку параллельно соответственно наклонной поверхности удобообтекаемого скоса, направленного назад и образующего кормовое утончение фюзеляжа, и передней кромке V-образного оперения.

Для естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех близко расположенных в продольном направлении несущих поверхностей: ПГО, переднего крыла и инвертированного V-образного стабилизатора, расположенных со сдвигом и по вертикали, и по горизонтали как бы в "шахматном порядке", а первые два в несущей системе «ПГО - крыло», образующие как бы схему «утка», оснащенной при виде спереди левой и правой Y-образной формы конфигурации поверхностей, образующие совместно с V-образным оперением как бы поперечную пилообразную гребенку, удерживающей вверху и приглушающей хлопок перехода через звуковой барьер за счет значительного увеличения сечения кормовой части фюзеляжа. При этом упомянутое высокорасположенное трапециевидное ПГО, смонтированное с положительным углом поперечного V=+27°, удерживающим вверху и приглушающим хлопок перехода через звуковой барьер за счет увеличения сечения головной части фюзеляжа, и имеющее положительный и отрицательный углы стреловидности соответственно по передней и задней его кромкам, размещенным в плане параллельно соответствующим кромкам переднего крыла и инвертированного V-образного стабилизатора и обеспечивающим наравне с последним и развитыми большой стреловидности наплывами переднего крыла приемлемую их эффективность на режимах взлета-посадки, усиленную суперциркуляцией, позволяющей уменьшить потери на балансировку, а, используя средства автоматики для отклонения рулевых поверхностей инвертированного V-образного стабилизатора, решать вопросы устойчивости и балансировки при изменении скорости с дозвуковой до сверхзвуковой скорости полета, а также во время перехода через звуковой барьер с образованием от инвертированного V-образного стабилизатора обратной стреловидности совместно с V-образным стреловидным оперением модифицированной инвертированной ударной волны, движущейся навстречу головной и, как следствие, в результате их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается. До создания газотурбинных прямоточных двигателей изменяемого цикла возможно взамен единой СУ использовать комбинированную СУ, содержащую наряду с основным разгонно-маршевым ТРДДФ, оснастить ее вспомогательными маршевыми ПВРД, при этом последние, используя при взлете их основную камеру сгорания как дополнительные форсажные камеры, могут конвертироваться и в разгонные двигатели в комбинации с основным ТРДДФ. Причем у ПВРД, рассчитанного на большие сверхзвуковые скорости полета с числом М≥3, торможение потока в воздухозабонике производится до дозвуковых скоростей, т.е. подвод тепла осуществляется в дозвуковом потоке.

Предлагаемое изобретение СКМС, имеющее ПГО, хвостовое оперение обратной W-образности, включающее V-образное оперение, объединенное с инвертированным V-образным стабилизатором обратной стреловидности, содержит также комбинированную СУ с одним ТРДДФ и двумя ПВРД, но и комбинацию двух с близким расположением переднего и заднего крыльев с условным расположением цельноповоротных трапециевидных левой и правой консолей последнего соответственно при их использовании в качестве дополнительных вертикальных и горизонтальных несущих поверхностей (только на фиг. 1б и 1в), иллюстрируется общими видами, представленными на фиг. 1.

На фиг. 1a изображен СКМС общий вид его спереди с передним низкорасположенным крылом типа "чайка" и с расположенными ниже последнего цельноповоротными трапециевидными левой и правой консолями заднего крыла, но и хвостовым оперением обратной W-образности с округленными его вершинами для двух задних гондол ПВРД с условным расположением левой гондолы заднего ПВРД, смонтированной на уровне с центральной гондолой ТРДДФ, размещенной в кормовом утончении фюзеляжа.

На фиг. 1б изображен СКМС общий вид его сверху с ПГО, передним переменной стреловидности крылом с развитыми наплывами и заостренными его законцовками, а также с цельноповоротными трапециевидными левой и правой консолями заднего крыла, смонтированными на подкрыльных балках, но и с V-образным оперением, объединенным с инвертированным V-образным стабилизатором обратной стреловидности.

На фиг. 1в изображен СКМС общий вид его сбоку с конусообразным гасителем звукового удара в носовом обтекателе эллипсоидной формы головной части фюзеляжа и комбинацией переднего и заднего крыльев с ПГО и V-образным оперением, объединенным с инвертированным V-образным стабилизатором обратной стреловидности и центральной гондолой ТРДДФ, размещенной в кормовом утончении фюзеляжа.

Сверхзвуковой конвертируемый малошумный самолет, представленный на фиг. 1, имеет конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов и с плавным сопряжением низкорасположенного стреловидного переднего крыла 1 типа "чайка" его наплыва 2, имеющего стреловидность χ=+75°, и фюзеляжа 3, снабженного конусообразным гасителем 4 звукового удара в носовом обтекателе 5 эллипсоидной формы головной его части, имеющей трапециевидное ПГО 6, смонтированное с положительным углом поперечного V=+27°, имеет положительный и отрицательный углы стреловидности соответственно по передней и задней его кромкам, размещенным в плане параллельно соответствующим кромкам переднего крыла 1 и инвертированного V-образного стабилизатора 7 обратной стреловидности. Переднее крыло 1 с наплывами 2, смонтированное по правилу площадей и оснащенное предкрылками 8 и развитыми заостренными законцовками 9, снабженными флапперонами 10, имеет переменные стреловидности передних и задних их кромок, а их внутренние и внешние секции, образуя при виде сверху с задней кромкой законцовок 9