Результат интеллектуальной деятельности: ЛЕГКИЙ ТАКТИЧЕСКИЙ САМОЛЕТ

Изобретение относится к области авиации, в частности к легким тактическим самолетам, имеющим малую радиолокационную заметность.

Из уровня техники известен сверхзвуковой конвертируемый самолет (см. патент RU 2432299 С2, опубликованный 27.10.2011), который содержит фюзеляж с нижним воздухозаборником и V-образное хвостовое оперение.

Однако, конструкция известного самолета обладает недостатком, заключающимся в недостаточной устойчивости и управляемости самолета, а также достаточно большой радиолокационной заметностью.

Из уровня техники также известен летательный аппарат Lockheed F-117А Nighthawk с малой радиолокационной заметностью, выполненного по схеме «бесхвостка с V-образным оперением» без горизонтального оперения. На крыле известного летательного аппарата имеются отклоняемые элевоны. Управление по тангажу и крену осуществляется элевонами, по рысканию - цельноповоротным вертикальным оперением.

Однако недостатком данного летательного аппарата является плохие взлетно-посадочные характеристики, а также недостаточная устойчивость и управляемость летательным аппаратом.

Задачей заявленного изобретения является устранение недостатков известных из уровня техники летательных аппаратов.

Таким образом, техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение устойчивости и управляемости летательного аппарата без ухудшения характеристик радиолокационной заметности.

Легкий тактический самолет содержит фюзеляж с боковыми хвостовыми балками, консоли крыла, хвостовое оперение, воздухозаборник, силовую установку и реактивное сопло. Боковые хвостовые балки являются развитыми и заканчиваются поворотными на горизонтальной оси частями. На консолях крыльев, имеющих большую стреловидность, располагаются поворотные носки и внутренние и внешние элевоны. Хвостовое оперение выполнено V-образным, консоли которого выполнены цельноповоротными, выполняющими функцию как горизонтального, так и вертикального оперения. Воздухозаборник располагается в нижней части фюзеляжа и частично его охватывает с нижней стороны.

Поворотное реактивное сопло располагается по оси симметрии фюзеляжа и используется для управления и балансировки в полете и выполнено отклоняемым в вертикальной плоскости.

Поворотное реактивное сопло располагается по оси симметрии фюзеляжа и используется для управления и балансировки в полете и выполнено всеракурсным.

Оси поворота консолей V-образного хвостового оперения расположены перпендикулярно оси фюзеляжа.

Оси поворота консолей V-образного хвостового оперения располагаются ближе к передней кромке консолей.

Все кромки воздухозаборника выполнены стреловидными.

Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых:

Фиг. 1 - заявленный летательный аппарат, вид сверху,

Фиг. 2 - заявленный летательный аппарат, вид спереди,

Фиг. 3 - заявленный летательный аппарат, вид сбоку.

Заявленный легкий тактический самолет содержит фюзеляж (1) с развитыми боковыми хвостовыми балками (2) и воздухозаборником (10) силовой установки, консоли крыла (3) и V-образное хвостовое оперение (4). Воздухозаборник (10) располагается в нижней части фюзеляжа (1) и частично его охватывает с нижней стороны (см. фиг. 2). Консоли крыла (3) выполнены большой стреловидности (40-55°) и имеют отклоняемые носки (6) крыла. На задней кромке консоли крыла (3) расположены внутренние (7) и внешние (8) элевоны. Боковые хвостовые балки (2) оканчиваются поворотными частями (5), которые выполняют функцию рулей высоты. V-образное хвостовое оперение (4) выполнено цельноповоротным одновременно играет роль горизонтального и вертикального оперения, и обеспечивает возможность управления самолетом в продольном канале при синфазном отклонении и в поперечном канале при дифференциальном отклонении, а также обеспечивает устойчивость и управляемость в путевом канале на всех скоростях полета и обеспечивает функцию воздушного торможения. Путевая устойчивость на сверхзвуковых скоростях полета при недостаточной статической устойчивости обеспечивается искусственно, благодаря отклонению консолей V-образное хвостовое оперение (4). При возникновении возмущения атмосферы или порыва ветра в путевом канале осуществляется синфазное отклонение консолей V-образное хвостового оперения (4) в сторону парирования возмущения. Такое решение позволяет уменьшить площадь оперения, уменьшив тем самым массу и сопротивление оперения и самолета в целом. Управление в путевом канале осуществляется при синфазном отклонении V-образного хвостового оперения (4), а воздушное торможение - при дифференциальном отклонении V-образного хвостового оперения (4).

Оси поворота консолей V-образного хвостового оперения расположены перпендикулярно оси фюзеляжа и располагаются ближе к передней кромке каждой консоли.

Механизация крыла (3) применяется для обеспечения управления в каналах тангажа и крена, для увеличения подъемной силы. Поворотный носок (6) крыла применяется для увеличения критического угла атаки и обеспечения безударного обтекания крыла (3), для полета «по огибающей поляре» на режимах взлета, посадки, маневрирования и крейсерского дозвукового полета. Элевоны (7, 8) предназначены для управления самолетом по тангажу синфазным отклонением вверх-вниз, увеличения подъемной силы при синфазном отклонении вниз на различных режимах за счет увеличения кривизны срединной поверхности крыла, управления по крену при дифференциальном отклонении. При обеспечении функции воздушного торможения элевоны (7, 8) отклоняются совместно с другими органами таким образом, чтобы обеспечить увеличение аэродинамического сопротивления при нулевом приращении суммарного момента тангажа.

Поворотные части (5) боковых хвостовых балок при отклонении вверх-вниз используется для управления по тангажу, выполняя функции руля высоты, на взлетно-посадочных режимах служат для компенсации пикирующего момента, возникающего при отклонении элевонов (7, 8) для увеличения подъемной силы крыла. При обеспечении функции воздушного торможения поворотные части 5 отклоняются совместно с другими органами, обеспечивая увеличение сопротивления и нулевое приращение суммарного момента тангажа.

Выполнение всех кромок воздухозаборника стреловидными обеспечивает снижение уровня радиолокационной заметности летательного аппарата.

Поворотное реактивное сопло (9) двигателя самолета располагается по оси симметрии фюзеляжа и используется для управления и балансировки в полете, может быть выполненным как отклоняемым только вверх - вниз в вертикальной плоскости, так и всеракурсным.

Все имеющиеся органы управления (V-образное хвостовое оперение, носки крыла, элевоны, поворотные части балки) при одновременном отклонении увеличивают аэродинамическое сопротивление, тем самым выполняя функцию тормозных щитков.

Наличие всех приведенных элементов управления в конструкции летательного аппарата совместно позволяют отодвинуть зоны возникновения небалансируемой статической неустойчивости летательного аппарата в продольном и путевом каналах управления в диапазон углов атаки 15° и более, повысить несущие свойства и снизить сопротивление данной аэродинамической компоновки летательного аппарата, что подтверждается расчетами и испытаниями модели в аэродинамических трубах, и позволяют иметь эксплуатационные углы атаки, уровень аэродинамического качества, обеспечивающие существенное улучшение крейсерских, маневренных и взлетно-посадочных характеристик по сравнению с известными аналогами.

Приведенная компоновка легкого тактического самолета за счет заявленной конструкции обеспечивает максимальную управляемость летательным аппаратом в любых режимах полета и при этом не увеличивает радиолокационную заметность летательного аппарата.