Результат интеллектуальной деятельности: СВЕРХЗВУКОВОЙ САМОЛЕТ С КРЫЛЬЯМИ ЗАМКНУТОЙ КОНСТРУКЦИИ

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания реактивных самолетов с разнонаправленными крыльями замкнутой конструкции, переднее крыло из которых низкорасположенное и заднее высокорасположенное крыло типа "чайка", выполненные соответственно с положительным и отрицательным углами их поперечного V, имеющие консоли с переменной стреловидностью передних и задних их кромок, нижние и верхние концы которых с каждой стороны объединены концевыми крылышками, и оснащенные гондолами реактивных двигателей, передние и задние части которых смонтированы в округленных изломах соответственно под задним крылом типа "чайка" и над стабилизатором с переменной стреловидностью U-образного оперения.

Известен сверхзвуковой стратегический самолет-разведчик модели SR-71A фирмы «Локхид» (США), имеющий конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов и по схеме «бесхвостка» с плавным сопряжением дельтовидного в плане крыла и фюзеляжа, имеющего плоскую снизу форму и вдоль всей передней его части в продолжение крыла наплывы, смонтированные в корневых частях крыла, оснащенного трапециевидными концевыми частями, два турбореактивных двухконтурных двигателя, установленных в крыльевых гондолах, двухкилевое оперение, смонтированное на последних, и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой и главными опорами.

Признаки совпадающие - наличие того, что дельтовидное в плане крыло со стреловидностью по передней кромке +60°, имеющее при его размахе L_кр=16,95 м удлинение λ=2,1 и тонкий профиль с относительной толщиной 3,2%, выполнено по задней его кромке с обратной стреловидностью и углом χ=-10°, оснащено впереди крыла наплывами, плавно переходящими к фюзеляжу и увеличивающими несущую способность комбинации «крыло-фюзеляж», чему способствует плоская снизу форма фюзеляжа. Конструкция планера самолета на 95% состоит из титановых сплавов, вертикальное двухкилевое оперение, смонтированное на крыльевых гондолах, имеет кили, расположенные внутрь под углом 15°. Два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) смонтированы в крыльевых гондолах и создают на форсажном режиме при взлетном его весе 77,11 т тяговооруженность до 0,382, обеспечивают также на высоте 24,4 км максимальную скорость полета до 3608…3869 км/ч и дальность полета около 5 тыс. км.

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 ТРДД смонтированы в крыльевых 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 треугольные 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 на внешних поверхностях, так как треугольное крыло больше всего расположено к концевому срыву. Четвертая - это то, что 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.

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 законцовки, содержит фюзеляж, турбореактивные двухконтурные двигатели форсажные, смонтированные в общей гондоле под центропланом, двухкилевое вертикальное оперение и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой и главными 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), увеличивающим 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, равном М=3,03, некоторые части планера нагревались до 320°С) 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 ТРДД, 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 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, регулирующих сечение их прохода, чем достигаются оптимальные условия эксплуатации шести ТРДД во всем диапазоне чисел M 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, 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), которые были 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.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является сверхзвуковой самолет проекта «Артемида» Университета Центральной Флориды, г. Орландо (США) [1], имеющий планер, выполненный из титановых сплавов, переднее горизонтальное оперение, двухкилевое вертикальное оперение и систему параллельно размещенных крыльев, объединяющую низкорасположенное переднее крыло, имеющее концевые крылышки, соединенные по дуге с концами высокорасположенного заднего крыла, корневые части которого в свою очередь соединены с соответствующими концами, отклоненными наружу, вертикальных килей, содержит фюзеляж, форсажные турбореактивные двухконтурные двигатели, смонтированные в гондолах на конце и верхней части фюзеляжа, и трехопорное колесное шасси, убирающееся с носовой и главными 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%, оснащено впереди крыльев передним горизонтальным оперением (ПГО), увеличивающим несущую способность комбинации «ПГО-крылья», и выполнено с серповидной в плане задней его кромкой в системе крыльев замкнутой конструкции (КЗК). Второе высокорасположенное в системе КЗК стреловидное крыло, имеющее также серповидную в плане заднюю его кромку, совмещенную при виде сверху с аналогичной кромкой треугольного крыла, смонтировано параллельно последнему по схеме биплана с объединенными их концами вертикальными концевыми крылышками, повышающими площадь неразвитых вертикальных поверхностей двукилевого оперения. Кроме того, система КЗК с повышенной подъемной силой позволит самолету садиться, снизив до минимума мощность реактивных двигателей, что позволит сократить и 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 ТРДД, смонтированными в двух гондолах на верхней части и конце фюзеляжа, 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 полета до 7800 км.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что нижнее треугольное крыло с серповидной в плане задней его кромкой является нижним крылом в схеме биплана, в которой ярусное расположение разнотипных крыльев ухудшает естественное ламинарное сверхзвуковое обтекание профиля каждого крыла, так как между этими крыльями был маленький зазор, и большой объем воздуха, проходя через него во время преодоления звукового барьера, падал до уровня, который не мог обеспечить сохранение достаточной подъемной силы, что не способствует повышению аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов. Вторая - это то, что второе высокорасположенное стреловидное крыло, имеющее также серповидную в плане заднюю его кромку, смонтировано параллельно первому низкорасположенному крылу и, имея меньшую его площадь, не улучшало 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 форсажные ТРДД располагаются в гондолах на верхней части и конце фюзеляжа и их передними частями между двумя килями хвостового оперения, что это в какой-то мере «изолирует» производимый ими шум, но реактивные струи и, особенно, на форсажных режимах их работы направлены назад и к земле, а параллельно расположенные крылья системы КЗК и кили не отводят звуковые удары, возникающие в момент преодоления звукового барьера, назад. 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 весьма увеличивает его массу.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше сверхзвуковом самолете проекта «Артемида» улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профиля системы крыльев, располагающей формой в плане, однотипной форме нижнего крыла, 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, а также уменьшения сопротивления от балансировки и звукового удара при преодолении самолетом звукового барьера, но и повышения бесшумности полета.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного сверхзвукового самолета проекта «Артемида», наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он, имея продольную компоновку триплана с разнонаправленными в поперечной плоскости стреловидными крыльями замкнутой конструкции, имеющими наплывы и переменные стреловидности передних и задних их кромок как нижнего, так и верхнего крыла, консоли которых, смонтированные соответственно с положительным и отрицательным углами их поперечного V, имеют с каждой стороны соответствующие нижний и верхний их концы, выполненные соответственно с большей и меньшей концевыми хордами, объединены стреловидными концевыми крылышками, имеющими равновеликие хорды с соответствующими концевыми хордами крыльев, и оснащенными круглого сечения гондолами двигателей, передние и задние части которых смонтированы в соответствующих изломах соответственно по низу левого и правого округленных изломов заднего крыла типа "чайка" и по верху левого и правого округленных изломов стабилизатора U-образного оперения, имеющего на левой и правой его консолях как внутренние рулевые поверхности, размещенные от внутренних бортов соответствующих гондол, так и переднюю и заднюю кромки, каждая из которых, имея переменную стреловидность от внутренней части к внешней с большим углом ее стреловидности, размещены в плане параллельно соответствующим как скосам передних и задних частей соответствующих гондол, так и соответствующим кромкам заднего крыла типа "чайка", передняя кромка последнего совмещена в плане с задней кромкой переднего крыла, при этом с целью улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех близко расположенных в продольном направлении несущих поверхностей: двух крыльев и стабилизатора, расположенных со сдвигом и по вертикали, и по горизонтали как бы в "шахматном порядке", а первые два крыла, образующие как бы схему биплан-тандем, представляющую собой при виде спереди левую и правую трапециевидной формы рамки, имеющие высоту упомянутых вертикальных концевых крылышек, равную 30% средней аэродинамической хорде заднего крыла, оснащенного в плоскости корневой его части наплывами, причем упомянутое высокорасположенное переднее горизонтальное оперение, смонтированное с положительным углом поперечного V=+27° параллельно средней линии корневой части заднего крыла, снабженной в ее плоскости и от задней ее кромки обтекателями, и имеющее положительные углы стреловидности по передней и задней его кромкам соответственно χ=+72° и χ=+60°, образующие заостренное сужение его законцовок, и обеспечивающим с наплывами двух крыльев и обтекателями заднего крыла, имеющими соответственно положительную χ=+72°и отрицательную χ=-48° стреловидности, приемлемую их эффективность на режимах взлета-посадки, усиленную суперциркуляцией, позволяющей уменьшить потери на балансировку, а используя средства автоматики для отклонения рулевых поверхностей стабилизатора U-образного хвостового оперения, решать вопросы устойчивости и балансировки при изменении скорости с дозвуковой до сверхзвуковой скорости полета.

Кроме того, с целью достижения формы вихревого следа и его распределения перетекания от переднего крыла меньшей площади к заднему крылу большей площади и увеличения эффективного размера вдоль оси симметрии трапециевидной формы в плане несущей общей системы крыльев, включающей наряду с передним стреловидным крылом располагающее формой в плане общей системы заднее трапециевидное крыло, имеющее заднюю кромку обратной переменной стреловидности и предопределяющее конечные вихри, интенсивность циркуляции которых соответствует изменению циркуляции системы крыльев, и которые необходимы для ослабления звукового удара, при этом переднее крыло, имеющее положительный угол стреловидности по передней его кромке χ=+48°, выполнено с углом положительной стреловидности по задней его кромке χ=+33°, а заднее трапециевидное в плане крыло, имеющее положительный угол стреловидности по передней его кромке χ=+33°, выполнено с углом отрицательной стреловидности по задней его кромке в корневой его части χ=-18° и имеет задний срез законцовок с углом отрицательной стреловидности по задней его кромке χ=-48°.

Кроме того, с целью упрощения конструкции самолет выполнен в виде моноплана с упомянутым трапециевидным малого удлинения крылом типа "чайка", имеющим положительный угол стреловидности по передней его кромке χ=+33° и передний срез законцовок с углом положительной стреловидности по передней его кромке χ=+60° и выполненным с углом отрицательной стреловидности по задней его кромке χ=-18°.

Кроме того, силовая установка, содержащая наряду с основными разгонно-маршевыми подкрыльными двигателями, оснащена по оси симметрии в кормовой части фюзеляжа маршевым вспомогательным прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД), снабженным сверхзвуковым воздухозаборником и соплом, конвертируемым в разгонный двигатель в комбинации с основными двигателями, имеющими каждый степень сжатия воздуха (π_к) не менее 15,0 в статических условиях в их компрессорах высокого давления, которые оснащены системами отвода части объема сжатого воздуха и доставки его потока к вспомогательному ПВРД, использующему при взлете его основную камеру сгорания как дополнительную форсажную камеру, затем после взлета системы отвода сжатого воздуха от основных двигателей и его доставки к вспомогательному ПВРД перекрываются и, работая два основных двигателя, обеспечивают его полет на транс- и сверхзвуковых скоростях, при этом для обеспечения больших сверхзвуковых скоростей его полета на вспомогательном ПВРД установлен автоматический регулятор расхода топлива, реагирующий на изменение давления и температуры, причем топливо, подаваясь при достижении соответствующей сверхзвуковой скорости полета с числом Маха (M) M=1,51, воспламеняется с помощью запала и создается маршевая тяга вспомогательного ПВРД, обеспечивающего возможность использования его в полете как сверхзвукового самолета со скоростями, превышающими число M=1,51, и самолета с большими сверхзвуковыми скоростями, соответствующими числу M≥3,0, соответственно при работе одного вспомогательного ПВРД, имеющего подвод тепла в дозвуковом потоке, и всех трех двигателей его комбинированной силовой установки.

Кроме того, что с целью отвода ударной волны от турбопрямоточных двигателей с осевым компрессором 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 подкрыльной 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 кормовой автоматически регулируемый плоский воздухозаборник вспомогательного двигателя, обеспечивая устойчивую его работу в широком диапазоне скоростей и углов атаки, выполнен с подвижной рампой со щелями для слива пограничного слоя с ее плоскости и имеет верхнюю его часть с плоскостью для отсечения пограничного слоя воздуха с фюзеляжем, но и створки перепуска воздуха, при этом автоматически изменяя положение рампы - изменяется не только площадь входа воздушного потока, но и система скачков, возникающих при сверхзвуковых скоростях на передних кромках плоского воздухозаборника и на отдельных участках подвижной рампы, причем при достижении сверхзвуковой скорости полета подвижная рампа, выполняющая роль входной ступени компрессора, и 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.

Благодаря наличию этих признаков обеспечивается возможность программирования тяги двигателей комбинированной силовой установки (СУ), создающей различные режимы полета как сверхзвукового самолета с крыльями замкнутой конструкции, двухкилевым U-образным оперением при работающих двух основных ТРДД или одном вспомогательном ПВРД, так и самолета с большими сверхзвуковыми скоростями при работающих трех двигателях СУ. При этом он выполнен по аэродинамической схеме продольного триплана с разнонаправленными крыльями замкнутой конструкции, переднее из которых стреловидное в плане крыло и заднее крыло типа "чайка", имеющими переменные стреловидности передних и задних их кромок и консоли соответственно с положительным и отрицательным углами их поперечного V, нижние и верхние концы которых наряду с тем, что с каждой стороны между собой объединены стреловидными концевыми крылышками, выполнены с равновеликими соответствующими концевыми их хордами, и оснащенными гондолами ТРДД, передние и задние части которых смонтированы в округленных изломах соответственно под внутренней частью заднего крыла типа "чайка" и над внутренней частью стабилизатора переменной стреловидности U-образного оперения, имеющего на левой и правой консолях как корневые рулевые поверхности, так и переднюю и заднюю кромки, каждая из которых, имея переменную стреловидность от корневой части к концевой с большим углом стреловидности, размещена в плане параллельно соответствующим как скосам передних и задних частей соответствующих гондол, так и соответствующим кромкам заднего крыла типа "чайка", передняя кромка последнего совмещена в плане с задней кромкой переднего крыла.

Для естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех несущих поверхностей: двух крыльев и стабилизатора, расположенных со сдвигом и по вертикали, и по горизонтали как бы в "шахматном порядке", а первые два крыла, образующие как бы схему биплан-тандем, представляющую собой с каждой стороны при виде спереди трапециевидной формы соответствующую рамку, имеющую высоту упомянутых стреловидных концевых крылышек, равную 30% средней аэродинамической хорде заднего крыла. Поэтому только у такой системы крыльев, если форма вихревого их следа и его распределение перетекания изменится таким образом, что поперечные сечения вихревого следа под прямым углом к направлению воздушного потока всегда принимает форму или крыла, или однотипную ему форму системы КЗК, в которой течет воздух, то только размещение крыльев в схеме биплан-тандем со сдвигом одного крыла относительно другого в продольном направлении вдоль оси симметрии позволит достичь улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профиля каждого крыла как бы расположенного и по вертикали, и по горизонтали в "шахматном порядке" и, как следствие, как бы увеличивая зазоры по вертикали между как первым и вторым крылом, так и вторым крылом и стабилизатором, обеспечит и больший объем воздуха, проходящий через общий зазор с соответствующими перепадами во время преодоления звукового барьера, который также обеспечит сохранение достаточной подъемной силы. До создания газотурбинных прямоточных двигателей изменяемого цикла возможно взамен единой СУ использовать комбинированную СУ, содержащую наряду с основными двумя разгонно-маршевыми ТРДД, оснастить ее вспомогательным маршевым ПВРД, при этом последний, используя при взлете его основную камеру сгорания как дополнительную форсажную камеру, может конвертироваться и в разгонный двигатель в комбинации с основными ТРДД. Причем у ПВРД, рассчитанного на большие сверхзвуковые скорости полета с числом M≥3, торможение потока в воздухозаборнике производится до дозвуковых скоростей, т.е. подвод тепла осуществляется в дозвуковом потоке.

Предлагаемое изобретение сверхзвукового самолета с крыльями замкнутой конструкции (ССКЗК), имеющего систему из двух крыльев и комбинированную силовую установку (СУ), иллюстрируется общими видами, представленными на фиг. 1 и 2.

На фиг. 1 изображен ССКЗК, общий вид его спереди с задним крылом типа "чайка" и двухкилевым U-образным с размещенными наружу вертикальными оперениями.

На фиг. 2а изображен ССКЗК, общий вид его сверху с двумя стреловидными крыльями замкнутой конструкции и стреловидным стабилизатором U-образного оперения, имеющими переменные стреловидности передних и задних их кромок.

На фиг. 2б изображен ССКЗК, общий вид его сверху со стреловидным и трапециевидным крыльями замкнутой конструкции и стреловидным стабилизатором U-образного оперения, имеющими переменные стреловидности передних и задних их кромок.

Сверхзвуковой самолет с крыльями замкнутой конструкции, представленный на фиг. 1 и 2а, имеет конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов и с плавным сопряжением низкорасположенного стреловидного переднего крыла 1 его наплывов 2, имеющих стреловидность χ=+75°, и фюзеляжа 3, снабженного в носовой его части стреловидным ПГО 4. Высокорасположенное ПГО 4, имеющее положительные углы стреловидности по передней и задней его кромкам соответственно χ=+75° и χ=+70°, смонтировано по правилу площадей и с положительным углом поперечного V=+27° параллельно средней линии корневой части заднего крыла 5, выполненного по типу "чайка" и с обтекателями 6 обратной стреловидности. Нижние и верхние концы соответственно крыльев 1 и 5 с каждой стороны между собой объединены стреловидными концевыми крылышками 7. Переднее крыло 1 и заднее крыло 5 с наплывами 2, смонтированные по правилу площадей, имеют переменные стреловидности передних и задних их кромок, а их консоли, установленные соответственно с положительным и отрицательным углами их поперечного V, снабжены предкрылками (на фиг. 1 и 2а не показаны), закрылками нижнего 8 и верхнего 9 крыла с его флапперонами 10. Подкрыльные гондолы 11 реактивных двигателей, передние и задние части которых смонтированы в соответствующих изломах соответственно по низу левого и правого округленных изломов заднего крыла 5 типа "чайка" и по верху левого и правого округленных изломов стабилизатора 12 U-образного оперения 13, имеющего на левой и правой консолях внутренние и внешние рулевые поверхности, соответственно рули высоты 14 и направления 15, но и поверхности с теплостойкими материалами. Комбинируемая СУ, содержащая основные разгонно-маршевые форсажные ТРДД, оснащена вспомогательным маршевым ПВРД, смонтированным по оси симметрии в кормовой гондоле 16. При этом ПВРД, используя при взлете его основную камеру сгорания как дополнительную форсажную камеру, может конвертироваться и в разгонный двигатель в комбинации с работой двух ТРДД. В конструкции подкрыльных гондол 11 для изменения площади горла их воздухозаборников предусмотрено перемещение конусообразного центрального осесимметричного тела 17 вперед-назад. Вблизи передней части каждой крыльевой гондолы 11 для дополнительного всасывания или перепуска воздуха открываются дополнительные отверстия (на фиг. 1 и 2а не показаны). Конструкция надфюзеляжного плоского воздухозаборника 18 обеспечивает устойчивую работу вспомогательного ПВРД в широком диапазоне скоростей и углов атаки. Автоматически регулируемый воздухозаборник 18, выполненный с подвижной рампой со щелями для слива пограничного слоя с ее плоскости, имеет верхнюю его часть с плоскостью для отсечения пограничного слоя воздуха с фюзеляжем 3 и створки перепуска воздуха. При изменении положения рампы изменяется не только площадь входа воздушного потока, но и система скачков, возникающих при сверхзвуковых скоростях на передних кромках воздухозаборника 18 и на отдельных участках подвижной рампы. Поэтому при достижении скорости полета, соответствующей числу M=1,42, подвижная рампа, выполняющая роль входной ступени компрессора, и каждое центральное тело 17 автоматически сдвигаются, уменьшая площадь входа, отводят ударную волну соответственно от гондол ПВРД 16 и ТРДД 11 и от их воздухозаборников. В комбинируемой СУ истекающие из ТРДД и ПВРД продукты сгорания несколько охлаждаются подачей воздуха за их турбины и некоторого увеличения тяги благодаря подогреву воздуха, обтекающего сопла, и поглощаются теплостойкими материалами, расположенными позади сопел соответственно основных ТРДД и вспомогательного ПВРД, имеющих на конце теплопоглощающие кожухи, снижая тепловые нагрузки на стенки сопел, уменьшает инфракрасное излучение и уровень шума истекающих газов. Шасси убирающееся трехопорное с вспомогательной носовой опорой и колесом 19 убирается в нишу фюзеляжа 3, главные опоры с колесами 20 - в центроплан нижнего крыла 1.

Управление многоцелевым ССКЗК при взлете-посадке и при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета обеспечивается отклонением рулевых поверхностей 10, 14 и 15. Для соответствующего взлета и посадки на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса 19 и 20 убирающегося шасси. При этом подъемная сила создается ПГО 4, крылом 1 и крылом 5 типа "чайка" с обтекателями 6 обратной стреловидности, а горизонтальная реактивная тяга - двумя ТРДД 11 и одним ПВРД 16. Поверхности управления тангажом - флаппероны 10 с синфазным отклонением рулей 15 и рули высоты 14 улучшают управляемость соответственно при транс- и сверхзвуковой скорости. Система КЗК с крылом 1 и крылом 5 с наплывами 2 большой общей площади в комбинации с ПГО 4 позволяют при взлете значительно уменьшить длину разбега. Поскольку прирост подъемной силы от ПГО 4 на режимах взлета будет значительно больше (примерно в два раза) за счет большого момента от ПГО и соответствующего ему большого отклонения закрылков 8 и 9, то при транс- и сверхзвуковых режимах полета расположенные сзади и с внешних сторон мотогондол 11 двух ТРДД горизонтальные 12 и вертикальные 13 поверхности U-образного оперения улучшают устойчивость в продольном канале. Кроме того, наплывы 2 и обтекатели 6 крыльев 1 и 5 создают дополнительную подъемную силу и их эффективность как несущих поверхностей, достигается максимум в полете с большими сверхзвуковыми скоростями, когда подъемная сила требуется главным образом для того, чтобы парировать тенденцию к увеличению продольного наклона на пикирование при смещении назад аэродинамического фокуса и для уменьшения сопротивления от балансировки. Дополнительная подъемная сила от наплывов 2 создается у передней части фюзеляжа 3, это позволяет, повышая аэродинамическое качество, не отклонять вверх флаппероны 10 крыла 5, а достаточно, уменьшая потери на балансировку, небольшого отклонения вверх рулей высоты 14. После взлета и набора высоты производится со сверхзвуковой скоростью его полет, при котором работает в комбинированной СУ один ПВРД или два ТРДД и путевое управление обеспечивается дифференциальным отклонением рулей направления 15 U-образного оперения 13 (см. фиг. 2а). Продольное и поперечное управление может осуществляться соответственно рулевыми поверхностями - синфазным отклонением рулей высоты 14 (или флапперонов 10, или рулей направления 15) и дифференциальным - флапперонов 10. Для достижения на сверхзвуковых скоростях безопасных летных характеристик в его гидравлической и топливной системах максимально применены паяные их соединения, а при заправке системы топливом удаляют из него кислород и в полете надувают его топливные баки азотом.

Для повышения скорости полета в его СУ включаются два ТРДД с ПВРД, и производится полет на больших сверхзвуковых скоростях (с числом М>3). Поскольку в такой СУ удельный расход топлива может изменяться в более широких пределах, чем потери в самой СУ, то это обстоятельство используется, чтобы оптимизировать ее конструкцию и удельный расход топлива. Потому что для ТРДД, при прочих равных условиях, удельный расход топлива увеличивается при уменьшении тяги и, особенно, в разы при использовании форсажной камеры. Поэтому конвертируемость СУ позволяет оптимизировать эффективность крейсерского полета ССКЗК путем соответствующего программирования тяги: работают два ТРДД, один ПВРД или все три, используемые в полете на транс- и сверхзвуковых, но и больших сверхзвуковых скоростях, будут работать на режиме, близком к максимальному, и, следовательно, будут иметь низкий удельный расход топлива, что и обеспечит большую дальность сверхзвукового полета.

Таким образом, многоцелевой ССКЗК с комбинированной СУ и системой КЗК с ПГО позволяет, программируя тягу СУ в соответствии с режимами полета, достигать высокого аэродинамического качества и взлетно-посадочных характеристик, большого уровня безопасности и высокой степени наработки на отказ двигателей. В конструкции его планера широко используются наплывы и обтекатели для обеспечения достаточной устойчивости и уменьшения сопротивления от балансировки на различных режимах полета. Кроме того, объединение аэродинамических обводов конструкции его планера в интегральную компоновку с двумя поверхностями управления тангажом и обеспечение естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профиля каждого крыла позволяют уменьшить на 30% лобовое сопротивление, что создает возможность достижения больших сверхзвуковых скоростей (с числом М>3) на высоте полета не ниже 18 км. В качестве основного конструкционного материала планера может быть применен титан и титановые сплавы в виде панелей с сотовым заполнителем. Очевидно то, что, выполнив планер с покрытием его поверхностей радиопоглощающими материалами, это позволит реализовать возможность его малозаметности в радиолокационном, инфракрасном и визуальном диапазонах, но и предусмотреть в блочно-модульной его конструкции варианты исполнений, например, беспилотного ССКЗК-разведчика, одноместных ССКЗК-перехватчика и сверхманевренного ССКЗК. В СУ последнего используются основные ТРДД с форсажной камерой и УВТ, повышающие маневренность, но при этом создающие и явное увеличение инфракрасного излучения. В дальнейшем с созданием газотурбинных прямоточных двигателей изменяемого цикла, которые как минимум на 20% экономичнее современных ТРДД, обеспечивающих сверхзвуковой полет, позволит в перспективе использовать их в многоцелевых ССКЗК нового поколения со скоростями, соответствующими числу М=4,5…5, и с дальностью полета до 12…14 тыс. км.