[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

RU2602130C1 - Executive supersonic aircraft - Google Patents

Executive supersonic aircraft Download PDF

Info

Publication number
RU2602130C1
RU2602130C1 RU2015127503/11A RU2015127503A RU2602130C1 RU 2602130 C1 RU2602130 C1 RU 2602130C1 RU 2015127503/11 A RU2015127503/11 A RU 2015127503/11A RU 2015127503 A RU2015127503 A RU 2015127503A RU 2602130 C1 RU2602130 C1 RU 2602130C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuselage
aircraft
engines
supersonic
engine
Prior art date
Application number
RU2015127503/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Васильевич Яковлев
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина"
Priority to RU2015127503/11A priority Critical patent/RU2602130C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2602130C1 publication Critical patent/RU2602130C1/en

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C30/00Supersonic type aircraft
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/20Rotorcraft characterised by having shrouded rotors, e.g. flying platforms

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft engineering.
SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering. Supersonic aircraft comprises fuselage, double sweep swept wing with rear edge high-lift system, power plant consisting of engines, which are spaced along fuselage ends. Front engine is located under crew cabin and equipped with central air intake. Rear engine with air intake is arranged on fuselage aft portion upper surface.
EFFECT: higher safety in case of one of engines failure.
4 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится преимущественно к административным (деловым) самолетам большой дальности полета со сверхзвуковой крейсерской скоростью полета, предназначенным для совершения деловых поездок руководителями государств, муниципальных органов, крупных предприятий, бизнесменов и т.д., а также для экстренной доставки приоритетных грузов.The invention primarily relates to administrative (business) long-range aircraft with supersonic cruising speeds intended for business trips by heads of state, municipal authorities, large enterprises, businessmen, etc., as well as for emergency delivery of priority cargoes.

Известен проект сверхзвукового административного самолета С-21, разработанного в ОКБ им. П.О. Сухого совместно с американской фирмой "Гольфстрим" (см. "Московский международный аэрокосмический салон", Москва, изд-во "Афрус", ИПТК "Логос, 1995 г.). Как указывается в источнике, С-21 имеет взлетный вес около 52 тонн и рассчитан на перевозку 8…10 пассажиров, на дальность до 7400 км. Самолет имеет аэродинамическую компоновку, содержащую фюзеляж, значительно выступающий перед крылом с двойной стреловидностью по передней кромке, цельноповоротное переднее горизонтальное оперение, однокилевое вертикальное оперение и три мотогондолы, две из которых расположены под крылом, а третья - в хвостовой части фюзеляжа.The famous project of the supersonic administrative aircraft S-21, developed in the Design Bureau. BY. Sukhoi jointly with the American company Gulfstream (see Moscow International Aerospace Salon, Moscow, Afrus publishing house, Logos IPTK, 1995). As indicated in the source, the S-21 has a take-off weight of about 52 tons and is designed to carry 8 ... 10 passengers, at a range of up to 7400 km, the aircraft has an aerodynamic layout containing a fuselage that protrudes significantly in front of the wing with a double sweep along the leading edge, a fully rotatable front horizontal tail, a single-tail vertical tail and three engine nacelles, two of which are found on the rear under the wing, and the third - in the rear fuselage.

Известен также сверхзвуковой самолет с крылом большой стреловидности (см. патент США №4828204, 1989 г.), содержащий фюзеляж, передняя секция которого расположена перед крылом, центральная секция конструктивно объединена с крылом, задняя секция фюзеляжа выступает за заднюю кромку крыла. Две гондолы двигателей, установленные на нижней поверхности крыла по обе стороны фюзеляжа, имеют воздухозаборники, расположенные позади передней кромки крыла. Разнесенные по размаху крыла мотогондолы двигателей частично разгружают крыло, однако требуют местное усиление конструкции для восприятия сосредоточенных нагрузок. Разнесенные мотогондолы увеличивают примерно на 20% волновое сопротивление и примерно на 40% сопротивление трения мотогондол, что связано с формой самих мотогондол (площадь миделевого сечения мотогондолы примерно 1,5 раза превышает площадь входа в воздухозаборник) и ростом их смачиваемой поверхности по сравнению с компоновкой двигателей в единой интегрированной мотогондоле. Кроме того, применение разнесенных мотогондол усложняет задачу по обеспечению балансировки самолета при отказе одного из двигателей.Also known is a supersonic plane with a large sweep wing (see US patent No. 4828204, 1989), containing a fuselage, the front section of which is located in front of the wing, the central section is structurally integrated with the wing, the rear fuselage section extends beyond the rear edge of the wing. Two engine nacelles mounted on the lower surface of the wing on both sides of the fuselage have air intakes located behind the front edge of the wing. The engine nacelles of the spaced apart wingspan partially unload the wing, however, they require local reinforcement of the structure to absorb concentrated loads. Spaced engine nacelles increase by approximately 20% the wave drag and approximately 40% friction drag of the nacelles, which is associated with the shape of the nacelles themselves (the mid-section of the nacelle of the nacelle is approximately 1.5 times the entrance area to the air intake) and the increase in their wetted surface compared to the layout of the engines in a single integrated nacelle. In addition, the use of spaced engine nacelles complicates the task of balancing the aircraft in the event of failure of one of the engines.

Известен также сверхзвуковой самолет с крылом большой стреловидности (см. патент РФ №2100253, 1997 г.), содержащий фюзеляж, который плавно сопрягается с крылом и с верхней частью мотогондолы и не выступает за сопла двигателей, при этом воздухозаборники расположены под крылом и их передние кромки находятся на расстоянии 0,6-0,8 длины фюзеляжа, отсчитывая от его носка.Also known is a supersonic plane with a large sweep wing (see RF patent No. 2100253, 1997), containing a fuselage that smoothly mates with the wing and the upper part of the engine nacelle and does not protrude beyond the engine nozzles, while the air intakes are located under the wing and their front the edges are at a distance of 0.6-0.8 of the length of the fuselage, counting from its toe.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению по технической сущности и достигаемому техническому результату является проект сверхзвукового административного самолета С-21, разработанного в ОКБ им. П.О. Сухого совместно с американской фирмой "Гольфстрим" (см. "Московский международный аэрокосмический салон", Москва, изд-во "Афрус", ИПТК «Логос», 1995 г.). Описанный проект принят за прототип изобретения.The closest to the claimed technical solution in terms of technical nature and the technical result achieved is the design of the supersonic administrative aircraft S-21, developed in OKB im. BY. Sukhoi jointly with the American company Gulfstream (see Moscow International Aerospace Salon, Moscow, Afrus Publishing House, IPTC Logos, 1995). The described project is taken as a prototype of the invention.

Недостатком прототипа является проблема обеспечения необходимой центровки самолета, при размещении в районе центра тяжести пассажирской кабины и необходимого запаса топлива. Для самолета весом 52 тонны необходимо порядка 25÷28 тонн керосина, это топливо займет объем порядка 30÷35 м3, что потребует существенного увеличения миделевого сечения самолета и таким образом увеличит лобовое сопротивление. Цельноповоротное переднее горизонтальное оперение (ПГО) повышает эффективность механизации задней кромки крыла самолета, но вследствие относительно небольшой площади ПГО рост эффективности недостаточный, что не позволяет эффективно уменьшить взлетно-посадочные скорости. Для достижения необходимой подъемной силы на режимах взлета посадки необходимо придавать крылу достаточно большой угол атаки, что вызывает необходимость увеличения высоты стоек шасси, с целью исключить возможность касания хвостовой частью фюзеляжа за поверхность аэродрома. Высокие стойки шасси увеличивают вес конструкции.The disadvantage of the prototype is the problem of ensuring the necessary alignment of the aircraft when placed in the vicinity of the center of gravity of the passenger cabin and the necessary fuel supply. For an airplane weighing 52 tons, about 25–28 tons of kerosene is needed; this fuel will take a volume of about 30–35 m 3 , which will require a significant increase in the mid-section of the airplane and thus increase drag. The all-rotating front horizontal tail (PF) increases the efficiency of mechanization of the trailing edge of the wing of the aircraft, but due to the relatively small area of PF, the efficiency increase is insufficient, which does not allow to effectively reduce takeoff and landing speeds. To achieve the necessary lifting force during landing take-off modes, it is necessary to give the wing a sufficiently large angle of attack, which necessitates increasing the height of the landing gear, in order to exclude the possibility of the tail of the fuselage touching the surface of the airfield. High landing gears increase the weight of the structure.

Технической задачей изобретения является снижение посадочной скорости самолета, исключение влияния отказа одного из двигателей на балансировку самолета, уменьшение веса конструкции, повышение аэродинамического качества на сверхзвуковой скорости полета.An object of the invention is to reduce the landing speed of the aircraft, eliminating the effect of a failure of one of the engines on balancing the aircraft, reducing the weight of the structure, increasing the aerodynamic quality at supersonic flight speed.

Технический результат состоит в сохранении относительно малой площади смачиваемой поверхности самолета, низкого уровня волнового сопротивления и относительного малого веса конструкции.The technical result consists in maintaining a relatively small area of the wetted surface of the aircraft, a low level of wave impedance and the relative low weight of the structure.

Поставленная задача достигается тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, двигатели разнесены по оконечностям фюзеляжа, причем передний двигатель расположен под кабиной экипажа и снабжен центральным воздухозаборником, задний двигатель с воздухозаборником размещен на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа. Такая компоновка обеспечивает сохранение осесимметричной тяги при отказе одного из двигателей.The task is achieved in that in a supersonic aircraft containing the fuselage, a double sweep swept wing with mechanization of the trailing edge, a power plant consisting of two or more engines, the engines are spaced at the ends of the fuselage, and the front engine is located under the cockpit and is equipped with a central air intake, the rear engine with an air intake is located on the upper surface of the rear of the fuselage. This arrangement ensures the conservation of axisymmetric traction in the event of failure of one of the engines.

Поставленная задача достигается тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, каждый двигатель снабжен устройством поворота вектора тяги на 90° вниз, известной конструкции тем самым обеспечивается прирост подъемной силы самолета, равный примерно максимальной тяге двух двигателей, поворот вектора тяги двух двигателей выполняется на режиме посадки, причем продольная балансировка самолета выполняется при помощи дифференциального отклонения поворотных устройств. Поворот вектора тяги переднего двигателя обеспечивает подъем носовой части фюзеляжа для обеспечения взлетного угла атаки самолета.The problem is achieved in that in a supersonic aircraft containing the fuselage, a double-sweep swept wing with trailing edge mechanization, a power plant consisting of two or more engines, each engine is equipped with a thrust vector rotation device 90 ° down, a known design thereby provides an increase the lift force of the aircraft, which is approximately equal to the maximum thrust of two engines, the rotation of the thrust vector of two engines is performed in the landing mode, and the aircraft is longitudinally balanced using differential deflection of rotary devices. The rotation of the thrust vector of the front engine provides a lift to the nose of the fuselage to ensure the takeoff angle of attack of the aircraft.

Поставленная задача достигается тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, опоры шасси разнесены вдоль фюзеляжа и несут примерно равную нагрузку, причем хвостовые опоры, размещенные в гондолах на стабилизаторе, имеют минимальную высоту, которая гарантированно исключает касание хвостовой части фюзеляжа за поверхность аэродрома, высота носовой опоры определяется безопасным расстоянием от нижней кромки воздухозаборника до поверхности аэродрома.The problem is achieved in that in a supersonic aircraft containing the fuselage, a double sweep swept wing with mechanization of the trailing edge, a power plant consisting of two or more engines, landing gear spaced along the fuselage and carry approximately equal load, and the tail supports placed in the nacelles on the stabilizer, have a minimum height, which guaranteed to exclude the tail of the fuselage from touching the surface of the airfield, the height of the nose support is determined by the safe distance from the lower air ducts to the airfield surface.

Поставленная задача достигается тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, внешние законцовки киля-стабилизатора от гондол шасси выполнены поворотными относительно оси X и имеют на хвостовых частях отклоняемые рули. Причем на дозвуковой скорости поворотные кили-стабилизаторы расположены горизонтально, и отклоняемые рули выполняют функцию рулей высоты, на сверхзвуковой скорости поворотные кили-стабилизаторы расположены вертикально и отклоняемые рули выполняют функцию рулей направления.The problem is achieved in that in a supersonic aircraft containing the fuselage, a double-sweep swept wing with mechanization of the trailing edge, a power plant consisting of two or more engines, the external ends of the stabilizer keel from the landing gears are rotatable with respect to the X axis and have tail sections tilt steering wheels. Moreover, at subsonic speed, the rotary keels-stabilizers are located horizontally, and the tilted steering wheels act as elevators, at supersonic speed, the rotary keels-stabilizers are vertical and the tilted rudders serve as rudders.

Таким образом, указанный результат достигается за счет разных групп признаков: установка двигателей максимально разнесенных вдоль фюзеляжа в переднюю и хвостовую часть, причем передний двигатель имеет осесимметричный воздухозаборник, а задний клиновой воздухозаборник на верхней поверхности фюзеляжа, передний и задний двигатели имеют поворотные устройства для отклонения вектора тяги известной конструкции, опоры шасси также разнесены вдоль фюзеляжа и несут примерно равную нагрузку, причем задние опоры размещены в гондолах на неподвижной консоли стабилизатора, снаружи гондол шасси шарнирно установлены поворотные кили-стабилизаторы, которые выполняют разные функции в зависимости от скорости полета.Thus, this result is achieved due to different groups of signs: installing engines maximally spaced along the fuselage in the front and rear, the front engine having an axisymmetric air intake, and the rear wedge air intake on the upper surface of the fuselage, the front and rear engines have rotary devices for vector deflection rods of a known design, landing gears are also spaced along the fuselage and carry approximately equal load, with the rear supports placed in gondolas on hydrochloric console stabilizer outside the chassis gondolas pivotally mounted pivoting keels stabilizers that perform different functions depending on the flight speed.

Заявленная группа технических решений иллюстрируется графическими материалами, где:The claimed group of technical solutions is illustrated by graphic materials, where:

на рис. 1 показаны позиции основных конструктивных элементов самолета,in fig. 1 shows the positions of the main structural elements of the aircraft,

на рис. 2 - вид сверху, в варианте полета на сверхзвуковой скорости,in fig. 2 is a top view, in a variant of flight at supersonic speed,

на рис. 3 - вид сбоку, в варианте полета на сверхзвуковой скорости,in fig. 3 is a side view, in a version of the flight at supersonic speed,

на рис. 4 - вид спереди, в варианте полета на сверхзвуковой скорости,in fig. 4 is a front view, in a version of the flight at supersonic speed,

на рис. 5 - общий вид самолета в варианте полета на сверхзвуковой скорости.in fig. 5 is a general view of the aircraft in a version of flight at supersonic speed.

Самолет имеет крыло двойной стреловидности 1 (фиг. 1), фюзеляж большого удлиннения 2, оперение 3, силовую установку из двух турбореактивных двигателей в носовой 4 и хвостовой 5 частях самолета, каждый двигатель оснащен поворотным соплом 6, парные носовые стойки 7 убираются в полете в обтекатели по бокам передней мотогондолы 8, хвостовые опоры шасси 9 убираются в гондолы на законцовках неподвижной части стабилизатора 10, поворотные кили-стабилизаторы 11 шарнирно крепятся к гондолам шасси, топливные баки 12 и 13, основной вход в пассажирскую кабину через центральный откидной трап 14, который располагается в задней части пассажирской кабины, поворотные кили 15 с рулями 16.The aircraft has a double sweep wing 1 (Fig. 1), a large elongation fuselage 2, plumage 3, a power plant of two turbojet engines in the nose 4 and tail 5 of the aircraft, each engine is equipped with a rotary nozzle 6, paired nose struts 7 are retracted in flight fairings on the sides of the front engine nacelle 8, tail landing gear 9 are retracted into the nacelles at the tips of the fixed part of the stabilizer 10, rotary keels-stabilizers 11 are pivotally attached to the chassis nacelles, fuel tanks 12 and 13, the main entrance to the passenger cabin cut central folding ladder 14, which is located at the rear of the passenger cabin, rotary keels 15 with rudders 16.

Крыло 1 двойной стреловидности имеет минимальную относительную толщину не более 2%, что обеспечивает максимальное аэродинамическое качество на сверхзвуковой скорости.Wing 1 double sweep has a minimum relative thickness of not more than 2%, which ensures maximum aerodynamic quality at supersonic speed.

Фюзеляж 2 относительно большого удлинения (λ,ф≥10) цилиндрической формы эллиптического сечения высота прохода пассажирской кабины 1650 мм ширина кабины 1550 мм. Это позволяет расположить 18 кресел по схеме 1+1 с проходом шириной 381 мм. В кабине экипажа пилоты размещены по схеме тандем, что обеспечивает снижение лобового сопротивления. Фюзеляжные топливные баки 12 и 13 размещены спереди и сзади пассажирской кабины и имеют примерно равную емкость, что обеспечивает стабильную балансировку самолета при любом остатке топлива, возможна балансировка самолета за счет перекачки топлива между баками. Откидной трап 14 пассажирской кабины обеспечивает пассажирам комфортный доступ в кабину и не требует специального наземного трапа.The fuselage 2 has a relatively large elongation (λ, φ≥10) of a cylindrical elliptical shape, the passage height of the passenger cabin is 1,650 mm, the width of the cabin is 1,550 mm. This allows you to arrange 18 seats according to the 1 + 1 scheme with a passage 381 mm wide. In the cockpit, pilots are placed in a tandem scheme, which ensures a decrease in drag. The fuselage fuel tanks 12 and 13 are located at the front and rear of the passenger cabin and have approximately equal capacity, which ensures stable balancing of the aircraft with any remaining fuel, it is possible to balance the aircraft by pumping fuel between the tanks. The hinged ladder 14 of the passenger cabin provides passengers with comfortable access to the cabin and does not require a special ground gangway.

Хвостовое оперение состоит из неподвижного стабилизатора 3 и двух поворотных килей-стабилизаторов 15, на которых размещены рули 16. В полете со сверхзвуковой скоростью кили-стабилизаторы 15 расположены вертикально и способствуют повышению продольной устойчивости по каналу рысканья, рули 16 управление по рысканью. На дозвуковой скорости кили-стабилизаторы располагаются горизонтально и способствую повышению путевой устойчивости по каналу тангажа.The tail unit consists of a fixed stabilizer 3 and two rotary keels-stabilizers 15, on which the rudders are located 16. In flight with supersonic speed, the keels-stabilizers 15 are located vertically and contribute to increasing longitudinal stability along the yaw channel, the rudders 16 are controlled by yaw. At subsonic speed, keel stabilizers are located horizontally and contribute to increasing track stability along the pitch channel.

Силовая установка состоит из двух турбореактивных двигателей 4 и 5, каждый из которых имеет поворотное сопло 6. Тяга двигателей направлена горизонтально на режимах взлета, полета на дозвуковой и сверхзвуковой скоростях; на режиме посадки поворотные сопла создают вертикальную тягу и тем самым способствуют снижению посадочной скорости вплоть до минимально допустимой; также частичное параллельное отклонение сопел в пределах 10°-15° может быть использовано для увеличения высоты полета. При отклонении сопел по отдельности их можно использовать для продольной балансировки самолета без потери качества от отклонения рулей.The power plant consists of two turbojet engines 4 and 5, each of which has a rotary nozzle 6. The thrust of the engines is directed horizontally at take-off, flight at subsonic and supersonic speeds; in the landing mode, the rotary nozzles create vertical traction and thereby contribute to a decrease in landing speed up to the minimum permissible; also a partial parallel deviation of the nozzles in the range of 10 ° -15 ° can be used to increase the flight altitude. If the nozzles are deflected individually, they can be used for longitudinal balancing of the aircraft without loss of quality from rudder deflection.

Схема шасси на двух передних 7 и двух задних опорах 9 с равномерным распределением нагрузок по опорам обеспечивает взлетно-посадочные характеристики, движение по аэродрому и буксировку тягачом по аэродрому, количество и размеры колес выбраны по принципу минимального размера в лобовой проекции. Отрыв носовых стоек в конце разбега обеспечивается не за счет отклонения руля высоты, как на обычных самолетах, но за счет отклонения сопла носового двигателя. Носовые стойки убираются по полету в обтекатели 8 по бортам мотогондолы, хвостовые стойки убираются в обтекатели 10.The chassis layout on two front 7 and two rear supports 9 with a uniform distribution of loads across the supports provides take-off and landing performance, movement along the airfield and towing by a tractor on the airfield, the number and size of wheels are selected according to the principle of the minimum size in the frontal projection. The separation of the nose struts at the end of the take-off is provided not due to the deviation of the elevator, as on conventional aircraft, but due to the deviation of the nose engine nozzle. The nose struts are retracted on flight into the fairings 8 along the sides of the nacelle, the tail racks are retracted into the fairings 10.

Разработанная схема самолета обеспечивает малую скорость сваливания самолета благодаря отсутствию разворачивающего момента при отказе одного из двух двигателей. Кроме того, поворотные сопла двигателей при повороте на 90° создают вертикальную тягу, которая при работе двигателей на максимальном режиме способна увеличить подъемную силу самолета, что и обеспечивает снижение посадочной скорости до величины эволютивной скорости элеронов. Стойки шасси, разнесенные по оконечностям самолета, обеспечивают "чистую" конструкцию крыла, без нарушения аэродинамики крыла, что способствует повышению величины аэродинамического качества самолета.The developed scheme of the aircraft provides a low stall speed due to the absence of a turning moment when one of the two engines fails. In addition, the rotary nozzles of the engines when turning through 90 ° create vertical thrust, which, when the engines are operating at maximum speed, can increase the lift of the aircraft, which reduces the landing speed to the magnitude of the aileron evolving speed. The landing gear, spaced at the ends of the aircraft, provide a "clean" wing structure, without disturbing the aerodynamics of the wing, which helps to increase the aerodynamic quality of the aircraft.

Таким образом, удается создать сверхзвуковой административный самолет вместимостью до 20 человек с повышенным уровнем безопасности полета за счет не чувствительности системы управления самолета к отказу одного из двигателей, а также за счет снижения посадочной скорости до величины эволютивной скорости элеронов. Эволютивная скорость элеронов для данного варианта компоновки может составлять величину порядка 100 км/час.Thus, it is possible to create a supersonic administrative aircraft with a capacity of up to 20 people with an increased level of flight safety due to the insensitivity of the aircraft control system to the failure of one of the engines, as well as by reducing the landing speed to the value of the aileron evolving speed. The evolutive speed of ailerons for this layout option can be about 100 km / h.

Claims (4)

1. Сверхзвуковой самолет, содержащий фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, отличающийся тем, что двигатели разнесены по оконечностям фюзеляжа, причем передний двигатель расположен под кабиной экипажа и снабжен центральным воздухозаборником, задний двигатель с воздухозаборником размещен на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа, что обеспечивает сохранение осесимметричной тяги при отказе одного из двигателей.1. A supersonic aircraft comprising a fuselage, a double sweep swept wing with trailing edge mechanization, a power plant consisting of two or more engines, characterized in that the engines are spaced apart at the ends of the fuselage, the front engine being located under the crew cabin and equipped with a central air intake, rear an engine with an air intake is located on the upper surface of the rear of the fuselage, which ensures the conservation of axisymmetric traction in the event of failure of one of the engines. 2. Сверхзвуковой административный самолет по п. 1, отличающийся тем что каждый двигатель снабжен устройством поворота вектора тяги на 90° вниз, тем самым обеспечивается прирост подъемной силы самолета, равный примерно максимальной тяге двух двигателей, поворот вектора тяги двух двигателей выполняется на режиме посадки, причем продольная балансировка самолета выполняется при помощи дифференциального отклонения поворотных устройств, при этом на взлете поворот вектора тяги переднего двигателя обеспечивает подъем носовой части фюзеляжа для обеспечения взлетного угла атаки самолета.2. The supersonic administrative aircraft according to claim 1, characterized in that each engine is equipped with a device for rotating the thrust vector 90 ° downward, thereby providing an increase in the lifting force of the aircraft equal to approximately the maximum thrust of two engines, the rotation of the thrust vector of two engines is performed in the landing mode, moreover, the longitudinal balancing of the aircraft is performed using the differential deviation of the rotary devices, while on takeoff the rotation of the thrust vector of the front engine provides the nose of the fuselage to rise I ensure that takeoff angle of attack of the aircraft. 3. Сверхзвуковой административный самолет по п. 1, отличающийся тем, что опоры шасси разнесены вдоль фюзеляжа и несут примерно равную нагрузку, причем хвостовые опоры, размещенные в гондолах на стабилизаторе, имеют минимальную высоту, которая гарантированно исключает касание хвостовой части фюзеляжа за поверхность аэродрома, а высота носовой опоры определяется безопасным расстоянием от нижней кромки воздухозаборника до поверхности аэродрома.3. Supersonic administrative aircraft according to claim 1, characterized in that the landing gears are spaced along the fuselage and carry approximately the same load, and the tail supports placed in the nacelles on the stabilizer have a minimum height, which guarantees that the tail of the fuselage does not touch the surface of the aerodrome, and the height of the nose support is determined by the safe distance from the lower edge of the air intake to the surface of the airfield. 4. Сверхзвуковой административный самолет по п. 1, отличающийся тем, что внешние законцовки киля-стабилизатора от гондол шасси выполнены поворотными относительно оси X и имеют на хвостовых частях отклоняемые рули, причем на дозвуковой скорости поворотные кили-стабилизаторы расположены горизонтально, и отклоняемые рули выполняют функцию рулей высоты, на сверхзвуковой скорости поворотные кили-стабилизаторы расположены вертикально и отклоняемые рули выполняют функцию рулей направления. 4. The supersonic administrative aircraft according to claim 1, characterized in that the outer tips of the keel-stabilizer from the chassis nacelles are made rotatable with respect to the X axis and have tiltable rudders on the tail parts, and at the subsonic speed, the rotary keel-stabilizers are horizontal and the tiltable rudders perform function of elevators; at supersonic speed, rotary keels-stabilizers are located vertically and tilted rudders act as rudders.
RU2015127503/11A 2015-07-08 2015-07-08 Executive supersonic aircraft RU2602130C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015127503/11A RU2602130C1 (en) 2015-07-08 2015-07-08 Executive supersonic aircraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015127503/11A RU2602130C1 (en) 2015-07-08 2015-07-08 Executive supersonic aircraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2602130C1 true RU2602130C1 (en) 2016-11-10

Family

ID=57278291

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015127503/11A RU2602130C1 (en) 2015-07-08 2015-07-08 Executive supersonic aircraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2602130C1 (en)

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3606210A (en) * 1969-11-06 1971-09-20 Ralph E Busby Engine mounting for vtol aircraft and the like
FR2899200B1 (en) * 2006-03-28 2008-11-07 Airbus France Sas AIRCRAFT WITH REDUCED ENVIRONMENTAL IMPACT

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3606210A (en) * 1969-11-06 1971-09-20 Ralph E Busby Engine mounting for vtol aircraft and the like
FR2899200B1 (en) * 2006-03-28 2008-11-07 Airbus France Sas AIRCRAFT WITH REDUCED ENVIRONMENTAL IMPACT

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR102627026B1 (en) Wing tilt drive system for electric vertical takeoff and landing (VTOL) aircraft
CN111619785B (en) Multi-rotor aircraft suitable for vertical take-off and landing
RU2440916C1 (en) Aircraft in integral aerodynamic configuration
EP1167183B1 (en) Blended wing and multiple-body airplane configuration
RU180474U1 (en) Vertical takeoff and landing airplane
US7854409B2 (en) Canarded deltoid main wing aircraft
US20200354050A1 (en) Convertiplane
CN105564633A (en) Wing flap lift enhancement type joined-wing airplane with approximately horizontal rotation propellers
US12017770B2 (en) Electric-propulsion aircraft comprising a central wing and two rotatable lateral wings
US20060016931A1 (en) High-lift, low-drag dual fuselage aircraft
CN205203366U (en) Approximate level is rotated propeller wing flap lift -rising and is connected wing aircraft
RU2486105C1 (en) Aircraft (versions)
RU2602130C1 (en) Executive supersonic aircraft
RU112154U1 (en) MULTI-PURPOSE PLANE
RU2321526C1 (en) Launch vehicle recoverable booster
WO2015016731A1 (en) Aircraft (variants)
RU2714176C1 (en) Multi-purpose super-heavy transport technological aircraft platform of short take-off and landing
US2998209A (en) Multi-purpose, jet propelled aircraft
US10654556B2 (en) VTOL aircraft with wings
RU2335430C1 (en) High-capacity aircraft
RU2562259C1 (en) Airborne vehicle
RU2607037C1 (en) Aircraft
RU2789425C1 (en) Aircraft with a hybrid power plant
RU2146210C1 (en) Aircraft "sokol"
RU72198U1 (en) AIRCRAFT WITH HIGH AERODYNAMIC QUALITY

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200709