Результат интеллектуальной деятельности: КРЫЛАТЫЙ РАКЕТОНОСЕЦ-ДОСТАВЩИК ДЛЯ ДОСТАВКИ БОЕВОГО РАКЕТНОГО ВООРУЖЕНИЯ В ЗОНУ ПОРАЖАЮЩЕГО РАДИУСА ДЕЙСТВИЯ (ВАРИАНТЫ)

Изобретение относится к области бесконтактных способов ведения боевых действий, а именно к летательным аппаратам предназначенным для полета в атмосфере для доставки боевого крылатого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия. Известны летающие ракетоносцы-доставщики (РНД) для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия Ту-95К(Д), Ту-95КМ, Ту-95МС, (Затучный A.M., Ригмант В.Г., Синеокий П.М. «Турбовинтовые самолеты Ту-95, Ту-114, Ту-142, Ту-95МС», М., 2017 г., ИИГ «Полигон-Пресс»), Ту-160 (Затучный A.M., Ригмант В.Г., Синеокий П.М. «Стратегический ракетоносец-бомбардировщик Ty-160»», М., 2016 г., ИИГ «Полигон-Пресс»). Следует отметить высокую степень уязвимости данных летающих ракетоносцев в современных условиях обнаружения на дальних подступах к территории нанесения удара из-за прогнозируемой траектории полета и невысокой скорости полета по сравнению со скоростями ракет-перехватчиков, а также относительно небольшой доставляемый бортовой боекомплект для решения боевых задач в современных условиях ведения боевых действий. Известно расчетное исследование С.А. Чаплыгина («Теория решетчатого крыла», Избранные работы по теории крыла., Ленинград, Гос. Издат. технико-теоретической литературы, 1949 г. ) в котором доказано, что подъемная сила крыла входящего в состав многопланного крыла значительно превосходит подъемную силу аналогичного отдельного крыла. Известно исследование многоразрезного крыла С.А. Чаплыгина («Экспериментальная аэродинамика», Мартынов А.К., Гос. Издат. оборонной промышленности., 1949 г. см. фиг. 8.56, стр. 312), в котором приведены данные по значительному увеличению подъемной силы многоразрезного крыла. Недостатком вышеприведенных конструкций крыла является высокое аэродинамическое сопротивление при крейсерском режиме полета. Известно также техническое решение самолета, (патент РФ N 2670161, автор Сушенцев Б.Н., публикация 18.10.1018 г.), включающее фюзеляж, силовую установку из нескольких двигателей, составные крылья содержащие основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла в виде надкрылков и подкрылков, при этом при крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей при различных режимах полета происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла. Известно также техническое решение крыла летательного аппарата с изменяемыми аэродинамическими характеристиками (патент РФ N2675287, автор Сушенцев Б.Н., публикация 18.12.2018 г. ), включающее основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла, при этом в крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом, при различных режимах полета летательного аппарата связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой для изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены в виде двух либо более надкрылков последовательно выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде двух либо более подкрылков, последовательно выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде двух либо более последовательно выдвигаемых надкрылков и подкрылков, при этом в сложенном положении подкрылки формируют нижнюю обтекаемую поверхность крыла, а надкрылки в сложенном положении формируют верхнюю обтекаемую поверхность крыла, при этом первый подкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль верхней поверхности первого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый следующий выдвигаемый подкрылок выдвигается из ниши предыдущего подкрылка, при этом профиль верхней поверхности последовательно выдвигаемого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности предыдущего подкрылка, при этом первый надкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль нижней поверхности первого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый следующий выдвигаемый надкрылок выдвигается из ниши предыдущего надкрылка, при этом профиль нижней поверхности последовательно выдвигаемого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности предыдущего надкрылка, при этом профиль выдвигаемых надкрылков и подкрылков выполнен каплеобразного сечения ассиметричной формы, при этом подкрылки выполнены плоско-выпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль надкрылков выполнен в виде вогнуто-плоского либо двояко-вогнутого сегментного профиля, при этом при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках и подкрылках имеет обтекаемую форму профиля. К недостаткам вышеприведенных технических решений составного крыла следует отнести отсутствие оптимальной схемы выдвижения дополнительных выдвигаемых профильных элементов составного крыла. Целью данного изобретения является оптимизация схемы выдвижения дополнительных выдвигаемых надкрылков и подкрылков трансформируемого многопланного крыла для улучшения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата при различных режимах полета летательного аппарата связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой, кроме этого целью предлагаемого изобретения также является создание отпимальной компоновочной схемы РНД способного к высокоскоростной, высокоманевренной доставке достаточного боекомплекта крылатых ракет для решения масштабной боевой задачи, путем запуска либо отстрела крылатых ракетных снарядов класса воздух - земля, с программным управлением траектории полета до назначенной цели по разведанным координатам в комбинации с самонаведением из зоны поражающего радиуса действия. Данная цель достигается путем выполнения пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия, с горизонтальным взлетом, горизонтальной посадкой, включающего центральный модуль фюзеляжа обтекаемой интегральной формы, силовую установку из реактивных маршевых двигателей и взлетно-разгонно-посадочных двигателей, интегрированную систему управления, две пары несущих консолей трансформируемых составных крыльев с элементами механизации, располагаемых в разных уровнях в носовой и в хвостовой части центрального модуля фюзеляжа, состоящих из основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполняют в виде одного либо нескольких надкрылков выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного либо нескольких подкрылков выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо одновременно в виде одного либо нескольких надкрылков выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла и одного либо нескольких подкрылков выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, при этом в маршевом режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, кроме этого РНД включает системы активной и пассивной тепловой защиты наружных элементов конструкций, при этом реактивные маршевые двигатели выполняются прямоточными воздушно-реактивными и располагаются в хвостовой части центрального модуля фюзеляжа, при этом воздухозаборники для маршевых прямоточных воздушно-реактивных двигателей располагаются с верхней и нижней стороны центрального модуля фюзеляжа, при этом взлетно-разгонно-посадочные двигатели выполняются турбореактивными и установлены в носовой части по боковым сторонам фюзеляжа, при этом воздухозаборники для турбореактивных взлетно-разгонно-посадочных двигателей располагаются по боковым стронам центрального модуля фюзеляжа, при этом в режиме горизонтального взлета, горизонтальной посадки дополнительные профильные элементы трансформируемых несущих консолей крыла выдвигаются в положение увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом выдвигаемые надкрылки выдвигаются над основным профилем крыла вперед и вверх, при этом в выдвинутом положении расстояние Δ Нn между основным профилем крыла и надкрылком, либо между выдвинутыми надкрылками составляет не менее 0,5Ci (где Ci - максимальная толщина основного крыла в вертикальной плоскости воздушного потока), при этом выдвигаемые подкрылки выдвигаются под основным профилем крыла назад и вниз, при этом в выдвинутом положении расстояние Δ Нn между основным профилем крыла и подкрылком, либо между выдвинутыми подкрылками составляет не менее 0,5Ci, при этом при выдвинутом положении надкрылков величина нахлеста Δ Ln между носком основного крыла и хвостовой частью надкрылка составляет не менее Ci, при этом при выдвинутом положении подкрылков величина нахлеста Δ Ln между носком подкрылка и хвостовой частью основного крыла, составляет не менее Ci, при этом величина нахлеста Δ Ln между носком второго подкрылка и хвостовой частью первого подкрылка составляет не менее Ci, при этом выдвигаемые профильные элементы крыла, в выдвинутом положении, для изменения угла атаки, имеют возможность поворота вокруг горизонтальной оси, при этом при маршевом режиме полета при работающих маршевых двигателях, входные отверстия воздухозаборников взлетно-разгонно-посадочных двигателей закрыты выдвижными обтекателями. Второй вариант пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия, с горизонтальным взлетом, горизонтальной посадкой, включает центральный модуль фюзеляжа обтекаемой интегральной формы, силовую установку из реактивных маршевых двигателей и взлетно-разгонно-посадочных двигателей, интегрированную систему управления, две пары несущих консолей трансформируемых составных крыльев с элементами механизации, располагаемых в разных уровнях в носовой и в хвостовой части центрального модуля фюзеляжа, состоящих из основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполняют в виде одного либо нескольких надкрылков выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного либо нескольких подкрылков выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо одновременно в виде одного либо нескольких надкрылков выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла и одного либо нескольких подкрылков выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, при этом в маршевом режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, включающий системы активной и пассивной тепловой защиты наружных элементов конструкций, кроме этого РНД включает системы активной и пассивной тепловой защиты наружных элементов конструкций, при этом маршевые двигатели выполняются реактивными на жидком топливе (ЖРД) и располагаются в хвостовой части центрального модуля фюзеляжа, при этом взлетно-разгонно-посадочные двигатели выполняются турбореактивными и установлены в носовой части по боковым сторонам фюзеляжа, при этом воздухозаборники для взлетно-разгонно-посадочных двигателей располагаются по боковым стронам центрального модуля фюзеляжа, при этом в режиме горизонтального взлета, горизонтальной посадки дополнительные профильные элементы трансформируемых несущих консолей крыла выдвигаются в положение увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом выдвигаемые надкрылки выдвигаются над основным профилем крыла вперед и вверх, при этом в выдвинутом положении расстояние Δ Нn между основным профилем крыла и надкрылком, либо между выдвинутыми надкрылками составляет не менее 0,5Ci (где Ci - максимальная толщина основного крыла в вертикальной плоскости воздушного потока), при этом выдвигаемые подкрылки выдвигаются под основным профилем крыла назад и вниз, при этом в выдвинутом положении расстояние Δ Нn между основным профилем крыла и подкрылком, либо между выдвинутыми подкрылками составляет не менее 0,5Ci, при этом при выдвинутом положении надкрылков величина нахлеста Δ Ln между носком основного крыла и хвостовой частью надкрылка составляет не менее Ci, при этом при выдвинутом положении подкрылков величина нахлеста Δ Ln между носком подкрылка и хвостовой частью основного крыла, составляет не менее Ci, при этом величина нахлеста Δ Ln между носком второго подкрылка и хвостовой частью первого подкрылка составляет не менее Ci, при этом выдвигаемые профильные элементы крыла, в выдвинутом положении, для изменения угла атаки, имеют возможность поворота вокруг горизонтальной оси, при этом при маршевом режиме полета при работающих маршевых двигателях, входные отверстия воздухозаборников взлетно-разгонно-посадочных двигателей закрыты выдвижными обтекателями.

На иллюстрационных примерах данного изобретения показаны варианты исполнения РНД:

на фиг. 1 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия, включающего прямоточные воздушно-реактивные маршевые двигатели располагаемые в хвостовой части центрального модуля фюзеляжа, при этом воздухозаборники для маршевых прямоточных воздушно-реактивных двигателей расположены с верхней и нижней стороны центрального модуля фюзеляжа, включающего турбореактивные взлетно-разгонно-посадочные двигатели расположенные в носовой части по боковым сторонам фюзеляжа, при этом воздухозаборники для турбореактивных взлетно-разгонно-посадочных двигателей расположены по боковым стронам центрального модуля фюзеляжа, включающего две пары несущих консолей трансформируемых составных крыльев с элементами механизации расположенных в разных уровнях в носовой и в хвостовой части центрального модуля фюзеляжа, при этом в режиме горизонтального взлета дополнительные профильные элементы трансформируемых несущих консолей крыла выдвинуты в положение увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом выдвигаемые подкрылки выдвинуты над основным профилем крыла назад и вниз;

на фиг. 2 - компоновочная схема в плане пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия по фиг. 1 с работающими взлетно-разгонно-посадочными турбореактивными двигателями в режиме горизонтального взлета, разгона либо горизонтальной посадки; на фиг. 3 - компоновочная схема в плане пилотируемого либо беспилотного крылатого ракетоносца-доставщика для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия по фиг. 1 с работающими маршевыми прямоточными воздушно-реактивными двигателями в режиме маршевого полета;

на фиг. 4 - вид спереди пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия по фиг. 1 в режиме горизонтального взлета, разгона либо горизонтальной посадки;

на фиг. 5 - вид спереди пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия по фиг. 1 в режиме маршевого полета;

на фиг. 6 - сечение хвостовой части РНД в зоне расположения воздухозаборников для маршевых прямоточных воздушно-реактивных двигателей;

на фиг. 7 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия по фиг. 1 с работающими взлетно-разгонно-посадочными двигателями в режиме разгона; на фиг. 8 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия по фиг. 1 с работающими маршевыми прямоточными воздушно-реактивными двигателями в режиме маршевого полета;

на фиг. 9 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия по фиг. 1 с работающими взлетно-разгонно-посадочными двигателями в режиме горизонтальной посадки;

на фиг. 10 - вертикальный разрез схемы расположения боевого ракетного вооружения в полости центрального модуля фюзеляжа, пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия представленного на фиг. 1-9;

на фиг. 11 - схема расположения боевого ракетного вооружения в полости центрального модуля фюзеляжа в плане, пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия представленного на фиг. 1-9;

на фиг. 12 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия, включающего реактивные маршевые двигатели на жидком топливе (ЖРД), располагаемые в хвостовой части центрального модуля, фюзеляжа, включающего турбореактивные взлетно-разгонно-посадочные двигатели расположенные в носовой части по боковым сторонам фюзеляжа, при этом воздухозаборники для турбореактивных взлетно-разгонно-посадочных двигателей расположены по боковым стронам центрального модуля фюзеляжа, включающего две пары несущих консолей трансформируемых составных крыльев с элементами механизации расположенных в разных уровнях в носовой и в хвостовой части центрального модуля фюзеляжа, при этом в режиме горизонтального взлета дополнительные профильные элементы трансформируемых несущих консолей крыла выдвинуты в положение увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом выдвигаемые подкрылки выдвинуты над основным профилем крыла назад и вниз;

на фиг. 13 - компоновочная схема в плане пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия по фиг. 12 с работающими взлетно-разгонно-посадочными турбореактивными двигателями в режиме горизонтального взлета, разгона либо горизонтальной посадки; на фиг. 14 - компоновочная схема в плане пилотируемого либо беспилотного крылатого ракетоносца-доставщика для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия по фиг. 12 с работающими маршевыми реактивными ЖРД двигателями в режиме маршевого полета;

на фиг. 15 - вид спереди пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия по фиг. 12 в режиме горизонтального взлета, разгона либо горизонтальной посадки;

на фиг. 16 - вид спереди пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия по фиг. 12 в режиме маршевого полета;

на фиг. 17 - сечение хвостовой части РНД в зоне расположения маршевых реактивных ЖРД двигателей;

на фиг. 18 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия по фиг. 12 с работающими взлетно-разгонно-посадочными двигателями в режиме разгона;

на фиг. 19 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия по фиг.1 с работающими маршевыми реактивными ЖРД двигателями в режиме маршевого полета;

на фиг. 20 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия по фиг. 12 с работающими взлетно-разгонно-посадочными двигателями в режиме горизонтальной посадки;

на фиг. 21 - вертикальный разрез схемы расположения боевого ракетного вооружения в полости центрального модуля фюзеляжа, пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия представленного на фиг. 12-20;

на фиг. 22 - схема расположения боевого ракетного вооружения в полости центрального модуля фюзеляжа в плане, пилотируемого либо беспилотного крылатого РНД для доставки боевого ракетного вооружения в зону поражающего радиуса действия представленного на фиг. 12-20;

на фиг. 23 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком атмосферного воздуха в режиме крейсерского полета, включающего основной профиль крыла поз. 3, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 4, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз. 5, при этом все элементы крыла поз. 3, 4, 5 находятся в сложенном положении;

на фиг. 24 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком атмосферного воздуха в режиме горизонтального взлета, либо торможения и горизонтальной посадки, включающего основной профиль крыла поз. 3, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз.5, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз. 4 и 5, при этом подкрылки имеют возможность поворота вокруг продольной оси для изменения угла атаки; на фиг. 25 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком атмосферного воздуха в режиме крейсерского полета, включающего основной профиль крыла поз. 3, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 8, поворотный закрылок поз. 6, выдвижной закрылок поз.7, при этом все элементы крыла поз. 3, 6, 7, 8 находятся в сложенном положении;

на фиг. 26 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком атмосферного воздуха в режиме горизонтального взлета, либо торможения и горизонтальной посадки, включающего основной профиль крыла поз. 3, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 8, поворотный закрылок поз.6, выдвижной закрылок поз. 7, при этом в повернутом положении находится поворотный закрылок поз. 6, и в выдвинутом положении находится закрылок поз. 7, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз. 8;

на фиг. 27 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком атмосферного воздуха в режиме крейсерского полета, включающего основной профиль крыла поз. 3, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 8, при этом все элементы крыла поз. 3, 4, 8 находятся в сложенном положении;

на фиг. 28 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком атмосферного воздуха в режиме горизонтального взлета, либо торможения и горизонтальной посадки, включающего основной профиль крыла поз. 3, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз. 4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 8, при этом в выдвинутом положении находятся надкрылок поз. 8, подкрылок поз. 4, при этом надкрылок и подкрылок имеют возможность поворота вокруг продольной оси для изменения угла атаки;

На представленных чертежах позициями обозначены:

поз. 1 - центральный модуль фюзеляжа обтекаемой интегральной формы;

поз. 2 - несущая консоль составного крыла с элементами механизации;

поз. 3 - основной профиль составного крыла;

поз. 4 - первый выдвигаемый подкрылок;

поз. 5 - второй выдвигаемый подкрылок;

поз. 6 - поворотный закрылок;

поз. 7 - выдвижной закрылок;

поз. 8 - выдвигаемый надкрылок;

поз. 9 - подъемно-разгонно-посадочный турбореактивный двигатель;

поз. 10 - канал воздухозаборника подъемно-разгонно-посадочного турбореактивного двигателя;

поз. 11 - сопло прямоточного воздушно-реактивного маршевого двигателя;

поз. 12 - канал воздухозаборника реактивного маршевого двигателя;

поз. 13 - выдвижной обтекатель подъемно-разгонно-посадочного турбореактивного двигателя;

поз. 14 - сопло реактивного двигателя на жидком топливе (ЖРД);

поз. 15 - вертикальная консоль;

поз. 16 - боевое ракетное вооружение в виде крылатых ракет (КР) размещенное на подающем устройстве (ПУ) в виде поворотного барабана для отделения КР от ПУ в режиме планирующего полета;

Δ Нn - расстояние между основным профилем крыла и подкрылком, либо между выдвинутыми подкрылками, либо расстояние между основным профилем крыла и надкрылком;

Δ Ln - величина нахлеста между носком основного крыла и хвостовой частью надкрылка, либо величина нахлеста между носком подкрылка и хвостовой частью основного крыла, либо величина нахлеста между носком второго подкрылка и хвостовой частью первого подкрылка;

Ci - максимальная толщина основного крыла в вертикальной плоскости воздушного потока.