Autobiografie Săgetător Mihail Yuryevich OKB Sukhoi. Holding de aviație „sukhoi”

1. O frumoasă stemă din lemn atârnă în foaierul muzeului.

2. În prima sală se află un bust al lui Pavel Osipovich Sukhoi.

3. Expunerea muzeului este destul de concisă și nu este supraîncărcată cu informații inutile.

4. Genealogia tuturor aeronavelor create sub conducerea lui Sukhoi (click pe imagine pentru mărire).

5. Cadou chinezesc.

6. Ghidul nostru Pavel Plunsky.

7. Dezvoltarea teritoriului OKB. Totul a început cu un hangar vechi construit înainte de 1929.

8. Iată un model al acestui hangar, acesta a supraviețuit până în zilele noastre.

9. Managerii întreprinderii.

10. Primii luptători de producție - I-4 (1927) și I-14 (1933)

11. Luptător cu tun cu două locuri cu experiență DIP (1935)

12. Bombardier cu rază lungă de acțiune DB-2 (1936)

13. Pe versiunea modificată a acestei aeronave - „Rodina” - echipajul feminin al V.S. Grizodubova a făcut un zbor non-stop de la Moscova către Orientul Îndepărtat.

14. Prototip de bombardier Su-2 (1940)

15. Avion blindat de atac cu experiență Su-6 (1943)

16. Luptători experimentali Su-5 și Su-7 (1944)

17. În anii de dinainte de război și primii ani ai Marelui Război Patriotic, echipa Sukhoi a asigurat producția în serie a aeronavelor Su-2. Au fost produse în total 893 de exemplare și au luptat cu succes pe fronturi.

18. După război, a început epoca aviației cu reacție.

19. Observator de recunoaștere cu experiență Su-12 (1947) și bombardier cu reacție Su-10 (1947)

20. Din Su-10, transferat la MAI în 1948 ca ajutor didactic, a ramas doar coloana de directie cu pedale.

21. În 1949, Sukhoi Design Bureau a fost lichidat, dar a fost restaurat în 1953.

22. În 1955, avionul de luptă cu reacție Su-7 a urcat în cer.

23. Tren de aterizare de schi de la aeronava S-26 - o modificare experimentală a Su-7.

24. Avionul de luptă interceptor pentru orice vreme Su-9 și prototipul său T-3. În apropiere se află avionul de luptă interceptor Su-15, care a stat multă vreme la baza apărării aeriene URSS.

25. Su-17 - primul avion sovietic cu o aripă variabilă.

26. Asamblarea Su-17 la fabrică.

27. Un Su-15 pe jumătate dezasamblat - aceasta este toată fotografia de pe standurile muzeului.

28. Cea mai importantă piatră de hotar din istoria biroului de proiectare a fost crearea aeronavei de atac blindate Su-25.

29. Modelul uneia dintre modificările sale moderne.

30. Rezervoarele de combustibil ale Su-25 au fost umplute cu cauciuc spumă, care a protejat împotriva exploziei vaporilor de combustibil.

31. Un fragment de armură care a trecut testul.

32. În 1969, OKB a început să dezvolte un avion de luptă din a patra generație. Iată primul model de purjare pentru TsAGI.

33. Compară cu ceea ce ai obţinut până la urmă.

34. Casca pilotului Su-27.

35. Su-27 fără vopsea - avioane P-42 record.

36. Obiectele personale ale piloților de testare ai biroului de proiectare.

37. Costum de testare.

38. Su-33 - o versiune pe navă a aeronavei Su-27.

39. Ultima dezvoltare Sukhoi Design Bureau - avion de luptă-bombardier multirol Su-34.

40. Dar nu numai avioanele militare și pasagerii SSJ-100 au fost dezvoltate în acest birou de proiectare.

41. La aeronava agricolă ușoară Su-38, care nu a intrat în producție.

42. S-82 - versiunea armată a experimentatului Su-80.

43. Dar cea mai uimitoare mașină creată la Sukhoi Design Bureau este, fără îndoială, complexul de lovitură și recunoaștere T-4, sau „Proiectul 100”. Pentru prima dată în practica de fabricație a aeronavelor, au fost introduse următoarele: o structură sudată din titan și oțeluri de înaltă rezistență, un sistem de control fly-by-wire, un sistem hidraulic de ultra-înaltă presiune la temperatură înaltă, multi-redundant. , tracțiune automată, o admisie de aer cu comprimare mixtă reglabilă, compartimente interne pentru arme și multe alte dispozitive și soluții tehnologice originale.

44. După cum știți, în 1974 proiectul de „țesut” a fost închis, singura copie zburătoare a mașinii a ajuns la Monino.

45. Și în muzeul OKB puteți vedea costumul spațial de aviație Falcon, dezvoltat la Întreprinderea de cercetare și producție Zvezda.

46. ​​​​A fost proiectat pentru a controla complexe de aeronave de mare altitudine cu distanțe mari de zbor.

47. Piloții T-4 trebuiau să zboare și ei în această ținută.

48.

49.

50. Dacă „țesutul” este cunoscut de aproape toți pasionații de aviație, puțini oameni știu că avioanele supersonice de pasageri au fost proiectate și pe baza ei. Cabina SPS T-4 a fost proiectată pentru 64 de pasageri.

Pentru invitația la excursie, le mulțumesc angajaților Biroului de Proiectare care poartă numele. Suhoi și Evgheni Lebedev.

Compania asigură implementarea ciclu complet lucrează în industria aeronautică - de la proiectare până la serviciul post-vânzare eficient. Holding produse - avioane de luptă marca „Su”.

Persoane de contact

Slyusar Yuri Borisovich - Președintele Consiliului de Administrație
Ozar Igor Yakovlevich - director general

Proiecte

Programul de generație a cincea - Programul principal în acest domeniu este proiectul de a crea un promițător complex de aviație aviație de primă linie
- Su-34 - La ordinul Ministerului rus al Apărării, producția în serie a modernului avion de vânătoare-bombardament multifuncțional Su-34 este în curs de desfășurare
- Modernizarea Su-24M - Program de creare a unui bombardier de primă linie modernizat Su-24M2 cu scopul de a moderniza aeronavele aflate în serviciu cu Forțele Aeriene Ruse
- Modernizarea Su-27SM și Su-27UB - Programul vizează modernizarea profundă a aeronavelor aflate în serviciu cu Forțele Aeriene Ruse, cu scopul de a crea un avion de luptă cu eficiență de luptă semnificativ crescută și noi caracteristici în aerodinamică, avionică, control sisteme și alte sisteme
- Modernizarea Su-25SM - Direcția principală a modernizării Su-25SM este de a crește caracteristicile de precizie și modurile de aplicare a ASP
- Su-35S - La cererea Forțelor Aeriene Ruse, se implementează un program pentru a crea un avion de luptă multirol super-manevrabil profund modernizat din generația 4++
- Programe civile Sukhoi - Filială PJSC „Sukhoi Company” - JSC „Sukhoi Civil Aircraft”, în cooperare internațională largă, implementează un program pentru a crea o familie de avioane regionale de pasageri Sukhoi Superjet 100

Informații istorice:

Istoria Sukhoi OKB începe cu brigada nr. 4 AGOS TsAGI, care în octombrie 1930. condus de P.O. Uscat. Din acest moment începe formarea echipei de proiectare a viitorului OKB.

În următorii nouă ani, această echipă a creat: luptători experimentați- I-3, I-14, DIP;
- o aeronavă RD record, pe care echipajele V.P. Chkalov și M.M. Gromov a efectuat o serie de zboruri remarcabile, iar echipajul M.M. Gromova a stabilit un record mondial absolut pentru distanța de zbor drept - 10.148 km, acoperind această distanță în 62 de ore și 17 minute;
- bombardier cu rază lungă de acțiune DB-2, pe o versiune modificată a acestei aeronave - echipajul feminin „Rodina” V.S. Grizodubova a făcut un zbor non-stop de la Moscova către Orientul Îndepărtat;
- aeronava multifuncțională BB-1 (din 1940 - Su-2), care a fost primul din „familia Sukhoi” care a fost construit în serie mare (avioane 910) și în variantele unui bombardier cu rază scurtă de acțiune și artilerie observator de recunoaștere, a luat parte activ la Marele Război Patriotic Războiul Patriotic.

Pentru a introduce BB-1 în serie, prin decret guvernamental din 29 iulie 1939, P.O. Sukhoi este numit proiectant șef. El, împreună cu echipa OKB, care a primit statutul de independent, este transferat în serial fabrica de avioane nr. 135 din Harkov.

Activitățile ulterioare ale echipei vizează crearea: modificări ale aeronavei Su-2;
- un avion blindat de atac cu experiență Su-6 în versiuni simple și duble, pentru care în 1943, P.O. Sukhoi a fost distins cu Premiul Stalin, gradul I;
- luptător cu tun cu experiență Su-1 (Su-3);
- un avion blindat de atac cu două locuri cu rază lungă de acțiune Su-8;
- luptători experimentale Su-5 și Su-7 cu centrale electrice combinate.

Din 1945, OKB a dezvoltat și construit:

Luptători cu reacție Su-9, Su-11, Su-15, Su-17 (primul cu aceste nume);
- bombardier cu reacție Su-10;
- spotter de recunoaștere cu piston bimotor Su-12.

Pe baza bombardierului Tu-2, bombardierul de antrenament UTB-2 este creat și pus în producție în serie, în plus, proiectarea aeronavelor de pasageri și avioanelor de marfă, a aeronavelor de atac cu reacție Su-14 și a unui număr de alte avioane; sunt in curs de desfasurare.

De-a lungul celor cinci ani postbelici, biroul de proiectare, pentru prima dată în practica internă, a creat și implementat: un sistem de control al avioanelor de rapel;
- parașuta de aterizare de frânare;
- scaun ejectabil cu carucior telescopic;
- fuselaj detașabil cu cabină presurizată.

E.A. Ivanov În noiembrie 1949, prin decizie a guvernului, OKB a fost lichidat și restaurat din nou abia în mai 1953, dar pe o nouă bază de producție. „Renașterea” OKB a coincis cu apariția aviației cu reacție supersonice. Prin urmare, direcțiile principale în activitatea echipei de proiectare în stadiul inițial au fost luptătorii supersonici S-1 și T-3. Pe baza S-1, se creează o familie de vânătoare-bombardiere Su-7, Su-17 și mai mult de 20 de modificări ale acestora, iar Su-17 a devenit prima aeronavă din URSS cu o aripă variabilă. . T-3 experimental a servit drept bază pentru primul avion intern complex de rachete interceptarea țintelor Su-9-51 și a sistemelor ulterioare Su-11-8M și Su-15-98(M). În anii 60, lista echipamentelor dezvoltate la Biroul de Proiectare s-a extins. Din 1962, se lucrează la crearea complexului de lovire și recunoaștere cu rază lungă T-4, primul zbor al prototipului a avut loc pe 22 august 1972. Pentru prima dată în țara noastră, această aeronavă a fost echipată cu sistem de control fly-by-wire și control automat al tracțiunii, iar corpul aeronavei a fost sudat din titan și oțel de înaltă rezistență.

În 1969, a decolat bombardierul de primă linie Su-24 cu o aripă variabilă, primul avion de atac intern pentru orice vreme. Su-24 a fost produs în serie și a avut mai multe modificări. În prezent, în serviciul cu Forțele Aeriene Ruse și o serie de alte țări.

În 1975, aeronava blindată de atac Su-25, concepută pentru a distruge ținte pe câmpul de luptă, a făcut primul zbor. Su-25 este primul avion de atac intern cu reacție în serie, are mai multe modificări și formează în prezent baza aviației armatei ruse.

În 1969, OKB a început să dezvolte un avion de luptă din a patra generație, iar în 1977, prototipul avionului de vânătoare Su-27 și-a făcut primul zbor. În anii următori, pe baza Su-27, au fost create următoarele: Su-27UB, Su-30, Su-32, Su-33.

M.P. Simonov Pentru a implementa evoluții în soluții de proiectare, a dezvolta noi materiale și procese tehnologice, se creează aeronava experimentală Su-47 (primul zbor în 1997).

Experiența în crearea de echipamente de aviație, acumulată de echipa OKB de-a lungul mai multor decenii, a făcut posibilă crearea unei familii de avioane de acrobație sportivă Su-26, Su-29, Su-31. Performând pe aceste mașini, echipa națională de acrobație a URSS și a Rusiei a câștigat 156 de medalii de aur și un total de 330 de medalii la Campionatele Mondiale și Europene.

La începutul anilor 90, OKB a început să lucreze pe subiecte civile; În 2001, aeronava de marfă și pasageri Su-80GP și aeronava agricolă Su-38L au efectuat primele zboruri.

În prezent, Sukhoi Civil Aircraft JSC dezvoltă familia de aeronave regionale Sukhoi Superjet 100.

ÎN ani diferiti echipa era condusă de P.O. Sukhoi, E.A. Ivanov, M.P. Simonov, din 1999 până la 30 iulie 2007, Director General a fost M.A. Poghosyan. La 31 iulie 2007, Igor Yakovlevich Ozar, care până atunci deținea funcția de adjunct, a fost numit director executiv al Biroului de proiectare al JSC Sukhoi. Director Generalîn economie și finanțe - director financiar SA „Sukhoi Design Bureau”

La 30 iunie 2011, Consiliul de administrație al companiei OJSC Sukhoi l-a numit pe I.Ya în funcția de director general al companiei OJSC Sukhoi.

La 1 ianuarie 2015, Mikhail Yuryevich Strelets a devenit director general adjunct - director al filialei Biroului de proiectare Sukhoi a companiei OJSC Sukhoi.

De-a lungul multor decenii, echipa OKB a creat aproximativ 100 de tipuri de aeronave și modificările acestora, dintre care peste 60 de tipuri au fost produse în serie, iar numărul total de avioane produse în serie depășește 10.000 de exemplare. Peste 2.000 de avioane au fost livrate în 30 de țări. Peste 50 de recorduri mondiale au fost stabilite pe aeronavele Su.

Compania JSC Sukhoi a finalizat toate etapele de reorganizare sub forma fuziunii a trei filiale - JSC Sukhoi Design Bureau, JSC KnAAPO numită după Yu.A și JSC NAPO numită după V.P. Chkalov și a primit o notificare de încetare. activitatile societatilor listate ca persoane juridice independente. În structura unui singur persoană juridică acum inclusă ca ramuri - Novosibirsk Aviation Plant numită după. V.P. Chkalov, uzina de aviație Komsomolsk-on-Amur numită după. Yu.A. Gagarin, Sukhoi Design Bureau, precum și reprezentanțele companiei din Republica India, Vietnam și China.

Alte:

Compania PJSC Sukhoi este principalul holding de producție de avioane din Rusia, care produce aproximativ un sfert din produsele industriei aviatice ruse, holdingul este unul dintre primii trei exportatori mondiali de avioane de luptă moderne.
Istoria Biroului de Design Sukhoi datează din anii 30 ai secolului XX, când s-a format o echipă de proiectare sub conducerea lui Pavel Osipovich Sukhoi. În 1939, a fost organizat un birou, în care de 65 de ani au fost create proiecte de avioane de primă clasă, aducând faimă mondială aviației interne.
Conducerea Companiei Sukhoi în domeniul proiectării aeronavelor pentru diverse scopuri a fost în mare măsură atinsă prin mulți ani de experiență în desfășurarea activității de cercetare și dezvoltare în diverse domenii.
Holdingul include birouri de proiectare din Rusia și fabrici de producție de avioane în serie. Compania oferă un ciclu complet de lucru în industria aeronautică - de la proiectare până la serviciul post-vânzare eficient.

Participarea în asociații

Societatea publică pe acțiuni „United Aircraft Corporation” (PJSC „UAC”) a fost creată în conformitate cu decretul președintelui Federației Ruse din 20 februarie 2006 nr. 140 „Cu privire la societatea pe acțiuni deschise „United Aircraft Corporation”. „. Înregistrarea Societății ca persoană juridică a avut loc la 20 noiembrie 2006. Societatea a fost înființată. Federația Rusă prin intrarea în ea capitalul autorizat blocuri de acțiuni de stat întreprinderile aviatice(conform Anexei 1 la Decretul Președintelui Federației Ruse nr. 140 din 20 februarie 2006), precum și acționarii privați ai OJSC Irkut Corporation Domeniile prioritare de activitate ale PJSC UAC și companiile incluse în Corporație : dezvoltare, producție, vânzări, întreținere exploatare, garanție și service întreținere, modernizare, reparare și eliminare a aeronavelor civile și militare.

Întreprinderi din grup: 19

Parteneriat non-profit „Uniunea Industriei Aviației” din Rusia (până în aprilie 2009 - Uniunea Internațională industria aviației) este o asociație industrială a industriei care promovează dezvoltarea industriei aeronautice, îmbunătățirea socială și statut juridicîntreprinderilor din industrie, oferind asistență juridică și metodologică, protejând interesele corporative ale industriei aviatice la toate nivelurile puterii legislative și executive, precum și în organizațiile internaționale relevante. SAP a fost creat în 2002 la inițiativa principalelor întreprinderi industriale de aviație din Rusia, cu sprijinul Rosaviakosmos și al Comitetului pentru aviație interstatală și reunește peste 80 de întreprinderi de top în producția de avioane, construcții de motoare, instrumente și agregate, fabrici de reparații, birouri de proiectare, institute de cercetare, companiile de asigurareși bănci, asociații, fonduri, societăţi pe acţiuni legate de industria aviatica. Întreprinderile care fac parte din Uniune au produs peste 70 % din volumul total de produse din industria de fabricare a aeronavelor în 2011.

Întreprinderi din grup: 60

Rețelele de socializare

VKontakte	Facebook

Invenţia se referă la aviaţie, şi anume la prize de aer pentru centralele electrice ale aeronavelor supersonice. Admisia de aer reglabilă supersonică conține o admisie, care este un sistem de frânare în flux - un difuzor supersonic (22), format din două pene de frânare în formă de săgeată în mai multe etape (7) și (20), formând un unghi diedru, o carcasă, formând de asemenea un unghi diedru, cu toate marginile orificiului de admisie situate într-un singur plan, gâtul de admisie a aerului situat în spatele sistemului de frânare, iar în spatele acestuia un difuzor subsonic (23). Privită din față, orificiul de admisie a aerului are forma unui dreptunghi sau paralelogram. Numărul de trepte pe penele măturate (7) și (20) poate să nu se potrivească, iar măturarea acestora poate să nu coincidă între ele și cu marginile de intrare corespunzătoare. Toate treptele, cu excepția primei, ale uneia dintre cele două pene în formă de săgeată cu mai multe trepte (7) și (20) sunt proiectate să se rotească în jurul unei axe situate la intersecția primei și a doua trepte ale respectivei pane, formând o panou frontal mobil (11). Difuzorul subsonic are un panou din spate mobil (12). Funcționarea stabilă a motorului este asigurată în toate modurile de zbor până la numărul Mach M=3.0. 7 salariu f-ly, 5 ill.

Desene pentru brevetul RF 2472956

Invenţia se referă la tehnologia aviaţiei, şi anume la prize de aer pentru centralele electrice ale aeronavelor supersonice. Domeniul principal de aplicare a invenției este aeronavele cu motoare turbofan cu un număr maxim Mach de cel mult 3.

Crearea unei aeronave care nu este vizibilă în domeniul radar implică faptul că forma tuturor elementelor sale ajută la reducerea nivelului zonei efective de împrăștiere (ESR) a aeronavei. Acest lucru se aplică și formei admisiei de aer a motorului. Pentru a realiza rezultatul dorit toate marginile prizei de aer trebuie să fie măturate și să fie paralele cu orice elemente ale aeronavei (marginile aripii, ale cozii etc.). Crearea unei astfel de prize de aer supersonice pentru numărul Mach M>2.0, cu caracteristici interne ridicate, este o sarcină non-trivială.

Este cunoscută o admisie de aer plată (bidimensională) reglabilă supersonică, decelerația debitului în care se efectuează pe o pană dreaptă reglabilă în mai multe etape într-o serie de unde de șoc oblice. Pentru a îmbunătăți caracteristicile prizei de aer, perforarea poate fi făcută pe pană și în zona gâtului - o fantă transversală pentru drenarea stratului limită (Remeev N.Kh. Aerodinamica prizelor de aer ale aeronavelor supersonice. Editura TsAGI, Jukovski , 2002, 178 p.).

Analogii includ admisia de aer supersonică a aeronavei F-22, care implementează o schemă de compresie spațială pentru fluxul supersonic (Aerodinamica, stabilitatea și controlabilitatea aeronavelor supersonice, editată de G.S. Byushgens. - M.: Nauka. Fizmatlit, 1998). Pentru a reduce semnătura radar a aeronavei F-22, priza de aer este concepută pentru a mătura toate marginile de intrare. În vedere frontală, intrarea în priza de aer are forma unui paralelogram. Priza de aer are câte o treaptă de frânare fiecare pe pene perforate verticale și orizontale și clapete de bypass de aer în canal. Conducta de admisie a aerului este în formă de S. Nu există posibilitatea de a regla zona secțiunii de debit minim (gât). Dezavantajele includ lipsa de reglare a gâtului de admisie a aerului aeronavei F-22. Din acest motiv, performanța sa în condiții de zbor supersonic este sub nivelul caracteristic prizelor de aer reglabile ( Analiza sistemului aspectul tehnic al aeronavei F/A-22 Raptor, raport al FSUE GosNIIAS Nr. 68 (15396), 2005). Aparent, admisia de aer nu este proiectată pentru zborul cu un număr Mach mai mare de M = 2,0 (Aerodinamica, stabilitatea și controlabilitatea aeronavelor supersonice, editat de G.S. Byushgens. - M.: Nauka. Fizmatlit, 1998).

Ca prototip al invenției, este luată o priză de aer care conține o intrare în priza de aer, care este un sistem de frânare în flux - un difuzor supersonic format din două pene de frânare măturate în mai multe etape care formează un unghi diedru, o carcasă formând și un diedru. unghi, cu toate marginile admisiei situate în același plan, gâtul de admisie a aerului situat în spatele sistemului de frânare, iar în spatele acestuia există un difuzor subsonic (RU 2343297 C1). Prototipul implementează decelerarea spațială a fluxului prin utilizarea unei pane în formă de V (adică două pene adiacente în formă de săgeată orientate una față de cealaltă într-un unghi obtuz în vederea frontală) și controlul zonei gâtului folosind două perechi de panouri reglabile. . Priza de aer este făcută pentru a mătura toate marginile orificiului de admisie. La reglarea fiecărei perechi de panouri, între laturile lor de capăt adiacente apar goluri transversale, iar între laturile lor apar goluri longitudinale, atât la îmbinările cu pereții laterali, cât și la îmbinările unul cu celălalt. Fantele servesc la reducerea efectului negativ al stratului limită asupra caracteristicilor admisiei de aer, inclusiv. strat limită care crește de-a lungul unui unghi diedru. Această soluție tehnică are următoarele dezavantaje:

Reglarea admisiei de aer nu prevede zona necesară gât la viteze de zbor subsonice și supersonice scăzute, pentru că amplitudinea de mișcare a panourilor mobile este mică. În caz contrar, apar golurile de dimensiuni inacceptabile menționate mai sus. Aceasta înseamnă că admisia de aer nu asigură funcționarea motorului turboventilator pe întreaga gamă de viteze de funcționare și nu este multimodală,

Implementarea complexă din punct de vedere tehnic a controlului admisiei de aer.

Rezultatul tehnic la care se urmărește invenția este de a asigura, prin reglarea unghiului de deschidere al treptelor uneia dintre penele în formă de săgeată și suprafata minima zona de curgere a admisiei de aer pentru funcționarea stabilă a motorului în toate modurile de zbor până la numărul Mach M = 3,0 cu coeficientul de recuperare a presiunii totale la admisia motorului la un nivel nu mai mic decât nivelul tipic pentru plat reglabil prize de aer și eterogenitatea fluxului total sub valoarea maximă admisă (Aerodinamica, stabilitatea și controlabilitatea aeronavelor supersonice, editată de G.S. Byushgens - M.: Fizmatlit, 1998). În același timp, datorită formei de paralelogram a orificiului de admisie a aerului în vedere frontală și care oferă tuturor marginilor sale o măturare, ar trebui să se realizeze o reducere a semnăturii radar a obiectului pe care este instalat. Cel mai mare efect de reducere a semnăturii radar va fi obținut atunci când marginile prizei de aer sunt paralele cu unele elemente ale obiectului (marginile de față sau de sus ale aripii, cozii etc.).

Rezultatul tehnic specificat este obținut prin faptul că într-o priză de aer reglabilă supersonică care conține o intrare în priza de aer, care este un sistem de frânare în flux - un difuzor supersonic format din două pene de frânare măturate în mai multe etape care formează un unghi diedru, o carcasă. formând de asemenea un unghi diedru, iar toate marginile admisiei se află în același plan, gâtul prizei de aer situat în spatele sistemului de frânare, iar în spatele acestuia există un difuzor subsonic văzut din față, admisia de aer; are forma unui dreptunghi sau paralelogram cu un raport arbitrar dintre înălțimea sa și lungimea laturii corespunzătoare, numărul de trepte de pe pene măturate poate să nu coincidă, dar, de asemenea, forma lor de măturare poate să nu coincidă între ele și forma corespunzătoare. marginile intrării, toate treptele, cu excepția primei, ale uneia dintre cele două pene măturate în mai multe etape sunt realizate cu posibilitatea de rotație în jurul unei axe situate la intersecția primei și a doua trepte ale respectivei pane, cu formarea al unui panou frontal mobil, cu În acest caz, în difuzorul subsonic există un panou din spate mobil reciproc, care face parte din difuzorul subsonic și este proiectat să se rotească în jurul unei axe situate în zona capătului din spate al acest panou și cu rotația sincronă a panourilor frontale și posterioare, se formează un spațiu transversal între ele, a cărui formă este aproape dreptunghiulară.

În spatele undelor de șoc oblice din penele de frânare, bypass-ul de aer poate fi organizat în fluxul extern în regiunea unghiului diedric format de carcasă.

Pe o pană măturată fixă ​​în zona gâtului, este posibil să plasați o fantă transversală suplimentară, închisă printr-o clapă rotativă.

Privit din față, este posibilă rotunjirea sau tăierea colțurilor orificiului de admisie a aerului, cu excepția unghiului format de penele măturate.

Un difuzor subsonic poate avea găuri închise de clapete de machiaj.

Se poate face o decupare pe marginea orificiului de admisie a aerului în zona unghiului diedric format de carcasă.

În carcasă pot fi făcute găuri de formă arbitrară. Penele de frânare pot fi perforate.

Invenţia este ilustrată prin desene, în care figura 1 prezintă o priză de aer reglabilă supersonică văzută de jos; figura 2 - priza de aer reglabila supersonica - vedere laterala; figura 3 - priză de aer reglabilă supersonică - vedere frontală; în figura 4 - secțiunea А-А figura 1; Fig. 5 este o diagramă a decelerarii fluxului într-o priză de aer reglabilă supersonică în modul de zbor proiectat.

Priza de aer reglabilă supersonică conține următoarele elemente:

1 - marginea penei de frânare care conține panoul reglabil frontal,

2 - marginea penei de frânare fixe,

3, 4 - marginile cochiliei,

5 - canal de admisie a aerului,

6 - secțiune cilindrică,

7 - pană de frânare care conține un panou reglabil frontal,

8 - clapete de alimentare cu aer,

9 - axa de rotație a panoului frontal reglabil 11,

10 - axa de rotație a panoului reglabil din spate 12,

11 - panou frontal reglabil în poziția maximă a gâtului (poziția minimă a gâtului este afișată cu o linie punctată),

12 - panoul reglabil din spate în poziția maximă a gâtului (poziția minimă a gâtului este afișată cu o linie punctată),

13 - spațiu transversal între panourile reglabile din față și din spate pentru drenarea stratului limită,

14 - linie de rupere între prima și a doua etapă a panei de frânare 7, care conține un panou reglabil frontal,

15 - linie de rupere între prima și a doua etapă a panei de frânare fixe,

16 - linie de rupere între a doua și a treia etapă a panei de frânare 7, care conține un panou reglabil frontal,

17 - tăierea unghiului diedric format de coajă,

18 - rotunjirea intrării la joncțiunea penei de frânare 7, care conține panoul reglabil frontal și carcasa,

19 - tăierea unghiului diedric format de pană de frânare fixă ​​20 și carcasă,

20 - pană de frânare fixă ​​20,

21 - clapetă care reglează fanta transversală suplimentară în zona gâtului pe pana de frânare fixă ​​20,

22 - difuzor supersonic (sistem de frânare),

23 - difuzor subsonic,

24 - undă de șoc oblică din primele etape ale penelor măturate 7 și 20,

25 - undă de șoc oblică din a doua etapă a penelor măturate 7 și 20,

26 - undă de șoc oblică din a treia etapă a penelor măturate 7 și 20,

27 - unda de șoc direct de închidere,

28 - zona de bypass din spatele undelor de soc oblice si directe pentru a mari intervalul de flux de aer prin admisia de aer, in care este asigurata functionarea sa stabila.

Forma admisiei de aer atunci când este privită din față este un paralelogram sau cazul său special - un dreptunghi cu un raport arbitrar între înălțimea sa și lungimea laturii corespunzătoare. La orificiul de admisie a aerului pot exista decupări 17 și 19 sau rotunjiri ale colțurilor 18, cu excepția unghiului format din pene în formă de săgeată 7 și 20. Marginile orificiului de admisie a aerului se află într-un plan orientat pe direcția curgerii la un unghi ascutit. Astfel, toate marginile de intrare sunt măturate.

Difuzorul supersonic 22 este un sistem de frânare în flux format dintr-o pereche de pene în formă de săgeată 7 și 20, formând un unghi diedru și o carcasă (3, 4 sunt marginile carcasei). Penele în formă de săgeată 7 și 20 au cel puțin o treaptă, iar numărul de trepte pe aceste pene poate să nu fie același. Ca exemplu, Figurile 1, 2, 3, 4 prezintă o admisie de aer, care are trei trepte pe o pană măturată și două pe a doua. Fracturile treptelor corespunzătoare ale penelor măturate 14, 15, 16 se intersectează într-un punct situat pe linia de intersecție a suprafețelor treptelor corespunzătoare ale penelor 7 și 20, formând un unghi diedru. Unghiurile de măturare ale treptelor de pe fiecare dintre penele măturate 7 și 20 pot diferi de unghiul de măturare al muchiei penei corespunzătoare, precum și unul de celălalt. Unghiurile de deschidere ale treptelor penelor măturate 7 și 20 sunt determinate la construirea unui sistem de frânare din condiția creării unei singure undă de șoc oblică de o intensitate dată din fiecare pereche de trepte de pană corespunzătoare, de exemplu. sunt utilizate principiile proiectării gaz-dinamice (Shchepanovsky V.A., Gutov B.I. Proiectarea gaz-dinamică a prizei de aer supersonice. Nauka, Novosibirsk, 1993). Cochilia, la fel ca pene în formă de săgeată 7 și 20, formează un unghi diedru. O trăsătură caracteristică este orientarea carcasei, în care încetinește suplimentar fluxul, adică. carcasa nu este orientată de-a lungul liniilor de curgere din spatele undelor de șoc din penele măturate 7 și 20. Unghiul de decupare al carcasei poate fi variabil. În zona unghiului diedric format de carcasă, este posibil să se organizeze o decupare în marginea admisiei de aer, iar în carcasă în sine este posibil să se plaseze găuri de orice formă.

Panoul reglabil frontal 11 conține treptele uneia dintre pene măturate, cu excepția primei, și se rotește în raport cu axa 9, situată la intersecția primei și a doua trepte ale panei 7. Panoul reglabil posterior 12 face parte a difuzorului subsonic 23 și se rotește în jurul unei axe 10 situată spațial. Axa trece deasupra capătului din spate al panoului.

La reglarea admisiei de aer, panourile reglabile din față 11 și din spate 12, care se rotesc, își schimbă simultan poziția în conformitate cu o lege dată, aceasta modifică zona gâtului de admisie a aerului, unghiul de deschidere al treptelor mobile ale măturatei. pană 7 și este de asemenea posibil să se formeze o fantă transversală 13 pentru a drena stratul limită dintre panourile reglabile din față și din spate. Axa de rotaţie 10 a panoului reglabil din spate 12 este orientată în aşa fel încât atunci când este reglată de panouri, fanta transversală 13 menţionată are o formă apropiată de dreptunghiulară. Pe pană fixă ​​în formă de săgeată 20 în zona gâtului, este posibil să se plaseze o fantă transversală suplimentară pentru drenarea stratului limită, închisă de clapeta 21. În unele etape ale penelor în formă de săgeată 7 și 20, pot fi perforate. făcută pentru a aspira stratul limită care se acumulează în aceste etape pentru a împiedica pătrunderea acestuia în motor .

Aceste fante și perforații ajută la îmbunătățirea performanței de admisie a aerului la viteze supersonice, împiedicând pătrunderea straturilor limită foarte turbulente în motor.

Difuzorul subsonic 23 poate avea clapete de alimentare cu aer 8, oferind acces la fluxul de aer extern care curge în jurul prizei de aer în difuzorul subsonic. Clapetele de completare 8 ajută la îmbunătățirea performanței admisiei de aer la viteze mici (moduri de decolare și moduri de zbor la unghiuri mari de atac).

Admisia de aer reglabilă supersonică revendicată funcționează după cum urmează.

La viteze de zbor subsonice, panourile reglabile de admisie a aerului sunt în pozițiile retractate 11 și 12, oferind o zonă a gâtului la care nu există viteze supersonice de curgere în canalul 5.

La viteze de zbor supersonice, eficiența centralei unei aeronave este legată de eficiența frânării în flux în priza de aer.

Frânarea fluxului supersonic în admisia de aer a schemei luate în considerare are loc în undele de șoc 24, 25, 26, care apar atunci când fluxul curge în jurul penelor 7 și 20 ale sistemului de frânare.

Pe măsură ce viteza de zbor crește la supersonică, panourile reglabile (față 11 și spate 12) deviază sincron de la poziția corespunzătoare zborului subsonic. Atunci când panoul frontal 11 se abate, unghiurile de deschidere ale treptelor panei 7 cresc, ceea ce duce la o creștere a intensității decelerarii fluxului în undele de șoc din aceste trepte. Când panoul din spate 12 este deviat, zona gâtului scade. Creșterea intensității frânării în flux și reducerea zonei gâtului are un efect pozitiv asupra caracteristicilor admisiei de aer.

Când viteza de zbor proiectată (de obicei maximă) este atinsă în difuzorul supersonic 22, este implementat un model de flux de proiectare (Fig. 5), în care undele de șoc spațiale 24, 25, 26 apar din fiecare pereche de trepte corespunzătoare ale penelor 7. și 20 formând un unghi diedric - difuzorul supersonic 22, corespunzător configurației de proiectare, este proiectat folosind principiile designului gaz-dinamic (Shchepanovsky V.A., Gutov B.I. Proiectarea gaz-dinamică a prizei de aer supersonice. Nauka, Novosibirsk, 1993). .

La viteze de zbor mai mici decât cea calculată, modelul de flux în sistemul de frânare de admisie a aerului diferă de cel calculat.

Fluxul este decelerat la viteza subsonică în unda de șoc cu închidere directă 27, care ar trebui să fie situată la intrarea în priza de aer în spatele undelor de șoc oblice. În cele din urmă, fluxul subsonic este decelerat în difuzorul subsonic 23 și consumat de motor.

Funcționarea stabilă a admisiei de aer în toate modurile de zbor și funcționare a motorului este asigurată de prezența unui bypass de aer în undele de șoc oblice 28, un sistem de drenaj al stratului limită sub formă de perforații pe etapele penelor 7 și 20 ale sistemul de frânare și o fantă transversală 13 între panourile reglabile din față 11 și din spate 12. Drenarea stratului limită este posibilă suplimentar printr-o fantă transversală suplimentară, reglabilă prin clapeta 21 și situată în zona gâtului din spatele panei de frânare fixe 20, care conține trepte nereglabile.

Sistemul de scurgere a stratului limită ajută, de asemenea, la îmbunătățirea performanței de admisie a aerului.

Pentru a crește intervalul de funcționare stabilă a admisiei de aer atunci când debitul de aer prin acesta se modifică, o decupare în marginea admisiei de aer în zona unghiului diedric format de carcasă și (sau) găuri din învelișul de orice formă poate fi implementat suplimentar.

Studiile experimentale și computaționale ale caracteristicilor unei prize de aer de acest tip la diferite moduri de funcționare și viteze de flux liber au arătat eficacitatea soluțiilor de proiectare propuse și îndeplinirea cerințelor pentru prize de aer.

Oferind caracteristici gazodinamice interne ridicate, configurația de admisie a aerului ajută simultan la reducerea semnăturii radar a obiectului pe care este instalat. Acest efect se realizează datorită formei de paralelogram a orificiului de admisie a aerului din vedere frontală și prezenței măturarii tuturor marginilor orificiului de admisie. Orientarea elementelor menționate se realizează în așa fel încât numărul de direcții în care este reflectat semnalul radar de la obiect să fie minim.

FORMULA INVENŢIEI

1. Priză de aer reglabilă supersonică care conține o intrare în priza de aer, care este un sistem de frânare în flux - un difuzor supersonic format din două pene de frânare în formă de săgeată în mai multe trepte care formează un unghi diedru, o carcasă care formează și un unghi diedru, cu toate marginile orificiului de admisie situate în același plan, admisia de aer în gât situată în spatele sistemului de frânare, iar în spatele acestuia se află un difuzor subsonic, caracterizat prin aceea că, văzută din față, orificiul de admisie a aerului are forma unui dreptunghi sau paralelogram cu un raport arbitrar dintre înălțimea sa și lungimea laturii corespunzătoare este posibil ca numărul de trepte de pe penele măturate să nu coincidă și, de asemenea, forma lor de măturare să nu coincidă între ele și marginile corespunzătoare ale intrării, cu excepția tuturor etapelor; prima, a uneia dintre cele două pene măturate în mai multe etape sunt realizate cu posibilitatea de rotație în jurul unei axe situate la intersecția primei și a doua trepte ale respectivei pane, formând un panou frontal mobil, în timp ce în difuzorul subsonic există un panou din spate mobil reciproc, care face parte din difuzorul subsonic și este proiectat să se rotească în jurul unei axe situate în zona capătului din spate al acestui panou și, cu rotația sincronă a panourilor frontale și posterioare, o transversală. între ele se formează un decalaj, a cărui formă este aproape dreptunghiulară.

2. Priză de aer conform revendicării 1, caracterizată prin aceea că, în spatele undelor de şoc oblice din penele de frânare, bypass-ul de aer este organizat în fluxul exterior în zona unghiului diedric format de carcasă.

3. Priză de aer conform revendicării 1, caracterizată prin aceea că pe pană fixată în zona gâtului se află o fantă transversală suplimentară închisă printr-o clapă rotativă.

4. Priză de aer conform revendicării 1, caracterizată prin aceea că, văzute din faţă, colţurile orificiului de admisie a aerului sunt rotunjite sau tăiate, cu excepţia unghiului format de pene în formă de săgeată.

5. Priză de aer conform revendicării 1, caracterizată prin aceea că difuzorul subsonic are orificii care sunt închise prin clapete de machiaj.

6. Priză de aer conform revendicării 1, caracterizată prin aceea că în marginea orificiului de admisie a aerului este realizată o decupare în zona unghiului diedric format de carcasă.

7. Priză de aer conform revendicării 1, caracterizată prin aceea că în carcasă sunt realizate găuri de formă arbitrară.

8. Priză de aer conform revendicării 1, caracterizată prin aceea că pene de frânare sunt perforate.

Complex integrat de echipamente de bord pentru o aeronavă multifuncțională

Invenția se referă la domeniul tehnologiei aviației, și anume la complexe pentru controlul sistemelor informatice și executive ale echipamentelor de bord, echipamentelor generale ale aeronavei, o aeronavă și afișarea informațiilor din sisteme despre...

Aeronavă multifuncțională cu semnătură radar redusă

Invenţia se referă la domeniul construcţiei de aeronave. Aeronava multifuncțională conține un fuselaj (1), console de aripă (2), console de coadă verticale care se mișcă complet (3), console de coadă orizontale care se mișcă complet (4), un baldachin de cockpit (5),...

Sistem de informare și control al unei aeronave multifuncționale

Invenția se referă la un sistem de informare și control (ICS) al unei aeronave. Rezultatul tehnic este de a crește toleranța la erori și de a extinde funcționalitatea IMS a aeronavei prin utilizarea unei unități de comutare...

Metodă de control al unei admisii de aer supersonică

Invenţia se referă la tehnologia aviaţiei, şi anume la prize de aer pentru centralele electrice ale aeronavelor supersonice. La reglarea unei prize de aer supersonice, zona gâtului și poziția undelor de șoc sunt modificate prin rotirea simultană...

Priză de aer reglabilă supersonică

Invenţia se referă la aviaţie, şi anume la prize de aer pentru centralele electrice ale aeronavelor supersonice. Admisia de aer reglabilă supersonică conține o intrare care este un sistem de frânare în flux - un difuzor supersonic (22), constând...

Planorul unei aeronave multi-modale extrem de manevrabile

Invenția se referă la aeronave mai greu decât aerul. Diagrama structurală și de rezistență a fuselajului include elemente de rezistență transversale și longitudinale, reprezentate de cadrele fuzelajului (17-25) și respectiv pereții longitudinali (26-29). Kit...

Avion cu configurație aerodinamică integrală

Invenția se referă la aeronave multimodale. O aeronavă cu o configurație aerodinamică integrală conține un fuselaj (1) cu un preaplin (2), o aripă, console (3) din care sunt cuplate lin cu fuzelajul (1), o coadă orizontală (4) care se mișcă complet. ..

Aeronavă multimodală foarte manevrabilă, cu o configurație aerodinamică integrală

Aeronava conține un fuselaj în care partea din mijloc (2) este cuplată fără probleme cu consolele aripioare (3), partea de cap (1) și partea de coadă (6), unde coada verticală (4) și coada orizontală care se mișcă complet este situată...

Publicații

Vă puteți transfera drepturile asupra oricărei activități completând corect toate documentele. Ca orice acord similar, transferul dreptului de autor poate fi efectuat numai între autorul direct sau succesorul acestuia și utilizatorul rezultatului...

Dreptul de autor are mulți termeni care sunt interpretați pe deplin de legea statului. Este vorba despre o anumită categorie a acestora, și în special despre obiecte, subiecte și diferențele lor, care vor fi discutate în continuare.

Invenția se referă la aeronave multimodale. O aeronavă cu o configurație aerodinamică integrală conține un fuselaj (1) cu un preaplin (2), o aripă, console (3) dintre care sunt cuplate lin cu fuzelajul (1), o coadă orizontală (4) care se mișcă complet, o coada verticală în mișcare totală (5). Partea de mijloc a fuzelajului este aplatizată și formată longitudinal de un set de profile aerodinamice. Motoarele sunt amplasate în nacelele motorului (6), distanțate între ele pe orizontală, iar axele motorului sunt orientate într-un unghi ascuțit față de planul de simetrie în direcția zborului. Afluxul (2) include piese rotative controlate (8). Invenția are ca scop reducerea semnăturii radar, creșterea manevrabilității la unghiuri mari de atac și a calității aerodinamice la cele supersonice. 9 salariu f-ly, 4 ill.

Invenția se referă la aeronave multimodale operate la viteze de zbor super- și subsonice, într-o gamă largă de altitudini de zbor. Domeniul principal de aplicare al invenției este aeronavele super-manevrabile multimodale cu zbor de croazieră la viteză supersonică și un nivel scăzut de vizibilitate în raza radarului.

Crearea unei aeronave capabile să îndeplinească sarcini într-o gamă largă de altitudini și viteze de zbor, cu capacități de super-manevrabilitate și, în același timp, cu vizibilitate scăzută în intervalul de lungimi de undă radar este o sarcină tehnică complexă.

Configurația aerodinamică a unei astfel de aeronave este supusă cerințelor de maximizare a calității aerodinamice (în creștere liftși reducerea forței de rezistență) la viteze de zbor sub- și supersonice, asigurând controlabilitatea la viteze de zbor ultra-scăzute. LA formă exterioară Armatura aeronavei este supusă cerințelor de reducere a semnăturii radar. Toate cerințele enumerate sunt contradictorii, iar crearea unei aeronave care să îndeplinească astfel de cerințe reprezintă un anumit compromis.

Este cunoscută o aeronavă, acceptată ca cel mai apropiat analog, care combină caracteristicile unei aeronave supersonice multimodale cu super manevrabilitate și semnătură radar scăzută. Aeronava cunoscută este realizată în conformitate cu o schemă normală de echilibrare cu o coadă orizontală care se mișcă complet, oferind controlul aeronavei în canalul longitudinal (pas) în toate modurile de zbor. Pe lângă controlul aeronavei în canalul longitudinal, coada orizontală care se mișcă complet este utilizată pentru a controla aeronava în ruliu prin deviație diferențială în modurile de zbor supersonice.

Aripa trapezoidală are o mișcare negativă a marginii de fugă, ceea ce face posibilă realizarea unor valori mari ale lungimii coardelor în partea rădăcină pentru a reduce grosimea relativă a aripii în această zonă la valori ridicate ale grosimii absolute a aripa. Această soluție vizează simultan reducerea rezistenței la undă la viteze de zbor trans- și supersonice, precum și creșterea alimentării cu combustibil în rezervoarele aripioare.

Mecanizarea muchiei anterioare a aripii este reprezentată de un ciorap rotativ adaptiv, folosit pentru a crește calitatea aerodinamică în zborul de croazieră subsonic, pentru a îmbunătăți fluxul în jurul aripii la unghiuri mari de atac, precum și pentru a îmbunătăți caracteristicile de manevră.

Mecanizarea marginii de fugă a aripii este prezentată:

flapperoane utilizate pentru a controla ridicarea în timpul modurilor de decolare și aterizare, precum și pentru a controla rularea aeronavei în modurile de zbor trans- și supersonic;

eleroane, utilizate pentru a controla rularea aeronavei în timpul decolării și aterizării.

Două console verticale de coadă, formate din aripioare și cârme, oferă stabilitate și controlabilitate în canalul de cale și frânare cu aer. Controlul în canalul direcțional este asigurat de deviația în fază a cârmelor, iar frânarea cu aer este asigurată de deviația diferențială a cârmelor. Planurile de coardă ale consolelor verticale de coadă sunt deviate de la verticală la un unghi ascuțit, ceea ce face posibilă reducerea semnăturii radar a aeronavei în emisfera laterală.

Prizele de aer ale motorului sunt situate pe părțile laterale ale fuzelajului. Planurile de admisie ale prizelor de aer sunt teșite în două planuri, ceea ce permite un flux stabil de aer care intră în motoare în toate modurile de zbor, inclusiv la unghiuri mari de atac.

Motoarele aeronavei sunt situate în secțiunea de coadă, aproape una de alta, ceea ce, atunci când prizele de aer sunt situate pe părțile laterale ale fuzelajului, permite o formă curbată a canalelor de admisie a aerului. Această decizie folosit pentru a reduce semnătura radar a motorului și, în consecință, a aeronavei în ansamblu în emisfera înainte, datorită ecranării compresoarelor motorului prin proiectarea canalelor de admisie a aerului. Ușile duzelor „plate” ale motorului cu reacție, deviate în planuri verticale, fac posibilă asigurarea controlului vectorului de tracțiune, care, la rândul său, face posibilă realizarea capacității de a controla aeronava în canalul de pas la zborul scăzut. viteze și oferă, de asemenea, o rezervă de cuplu de scufundare la unghiuri supercritice de atac împreună cu coada orizontală care se rotește complet. O astfel de soluție oferă funcția de super-manevrabilitate (Lockheed Martin F/A-22 Raptor: Stealth Fighter. Jay Miller. 2005).

Dezavantajele celebrei aeronave includ următoarele:

Imposibilitatea controlului în canalele de rulare și rotire atunci când zboară la viteze mici, deoarece motoarele sunt situate aproape una de alta, ceea ce nu permite crearea unui cuplu suficient pentru control;

Amplasarea motoarelor aproape unele de altele face imposibilă localizarea compartimentelor de marfă în fuzelaj;

Forma curbată a canalelor de admisie a aerului necesită o creștere a lungimii acestora și, în consecință, a greutății aeronavei;

Imposibilitatea asigurării „recuperării” aeronavei din unghiuri supercritice de atac în cazul unei defecțiuni a sistemului de control al duzei cu jet motor;

Utilizarea aripioarelor fixe cu cârme necesită o creștere a zonei necesare a cozii verticale pentru a asigura stabilitatea direcțională în modurile de zbor supersonice, ceea ce duce la o creștere a masei cozii și, în consecință, a aeronavei ca un întreg, precum și la o creștere a rezistenței.

Rezultatul tehnic către care se urmărește invenția este crearea unei aeronave cu semnătură radar scăzută, super-manevrabilitate la unghiuri mari de atac, calitate aerodinamică ridicată la viteze supersonice și, în același timp, menținerea calității aerodinamice ridicate la moduri subsonice, capacitatea de a găzdui încărcături mari în compartimentele interne.

Rezultatul tehnic specificat este obținut prin faptul că, într-o aeronavă cu un aspect aerodinamic integral, care conține un fuselaj, o aripă, ale cărei console sunt cuplate fără probleme cu fuzelaj, suprafețele de coadă orizontale și verticale, un bimotor. centrala electrica, fuselajul este echipat cu un cordon situat deasupra intrării în prizele de aer ale motorului și include părți rotative controlate, partea de mijloc a fuzelajului este aplatizată și formată longitudinal printr-un set de profile aerodinamice, nacelele motorului sunt distanțate pe orizontală și axele motorului sunt orientate într-un unghi ascuțit față de planul de simetrie a aeronavei în direcția zborului.

În plus, coada verticală se mișcă complet, cu posibilitatea de deviere în fază și diferențială.

În plus, coada verticală care se mișcă complet este montată pe stâlpi amplasați pe brațele laterale ale cozii ale fuzelajului, în timp ce pe partea din față a stâlpilor există prize de aer pentru suflarea compartimentelor motorului și schimbătoarele de căldură ale sistemului de aer condiționat.

În plus, coada orizontală este făcută în mișcare completă cu posibilitatea de deviere în fază și diferențială.

În plus, duzele cu jet ale motoarelor sunt proiectate cu posibilitatea de deformare a modului comun și diferențial.

În plus, prizele de admisie a aerului motorului sunt situate pe părțile laterale ale fuzelajului din față în spatele cockpitului, cu marginea inferioară a prizelor de admisie a aerului motorului situată sub contururile fuzelajului.

În plus, orificiile de admisie a aerului motorului sunt realizate teșite în două planuri - în raport cu planurile verticale longitudinale și transversale ale aeronavei.

În plus, planurile coardelor consolelor cozii verticale care se mișcă complet sunt deviate de la planul vertical la un unghi ascuțit.

În plus, marginile frontale ale părții rotative a afluxului, consolele aripilor și coada orizontală sunt paralele între ele.

În plus, marginile de fugă ale aripii și ale cozii orizontale sunt paralele între ele.

Invenţia este ilustrată prin desene, în care figura 1 prezintă o aeronavă cu o configuraţie aerodinamică integrală - vedere de sus; figura 2 - aeronava cu configuratie aerodinamica integrala - vedere laterala; Fig.3 - aeronavă cu configurație aerodinamică integrală - vedere frontală; figura 4 - Vederea A din figura 2.

În desenele prezentate sunt indicate pozițiile:

1 - fuzelaj,

2 - afluxul fuselajului,

console cu 3 aripi,

4 - console de coadă verticală cu toate mișcările (CPGO),

5 - console de coadă orizontală cu toate mișcările (CPVO),

6 - nacelele motorului,

7 - prize de aer motor,

8 - părți rotative controlate ale afluxului fuselajului,

9 - vârfurile aripilor care se rotesc,

10 - elerone,

11 - flapperoane,

TsPVO cu 12 stâlpi,

13 - prize de aer pentru purjarea compartimentelor motorului și schimbătoarelor de căldură ale sistemului de aer condiționat,

14 - duze cu jet rotative ale motoarelor,

15 - secțiuni de duze rotative cu jet ale motoarelor,

16 - axa de rotație a duzelor rotative ale motoarelor,

17 - planurile de rotație ale duzelor rotative ale motoarelor.

Aeronava cu o configurație aerodinamică integrală este un monoplan, realizat conform unei scheme de echilibrare normală și conține un fuselaj 1 cu un aflux 2, o aripă, console 3 dintre care sunt cuplate lin cu fuzelajul 1, o coadă orizontală care se mișcă complet. (denumită în continuare CPGO) 4, o unitate de coadă verticală complet mobilă (denumită în continuare CPVO) 5, o centrală electrică cu două motoare, ale cărei motoare sunt amplasate în nacelele motorului 6. nacelele motorului 6 sunt distanțate una dintre ele orizontal, iar axele motorului sunt orientate la un unghi ascuțit față de planul de simetrie în direcția zborului.

Afluxul 2 al fuzelajului 1 este situat deasupra prizelor de aer 7 ale motoarelor și include părți rotative controlate 8. Părțile rotative 8 ale afluxului 2 sunt marginile anterioare ale părții mijlocii turtite a fuzelajului 1.

Consolele aripilor 3, cuplate lin cu fuselajul 1, sunt echipate cu mecanizarea marginilor de avans și de fugă, inclusiv șosete rotative 9, elerone 10 și clapete 11.

TsPGO 4 este instalat pe brațele laterale din coada fuselajului 1. TsPVO 5 este instalat pe stâlpii 12, montat pe brațele laterale din coada fuzelajului 1. Pe partea din față a pilonilor 12 există prize de aer 13 pentru purjarea motorului compartimente și schimbătoare de căldură ale sistemului de aer condiționat. Instalarea TsPVO 5 pe pilonii 12 vă permite să măriți brațul suporturilor de axă TsPVO 5, ceea ce, la rândul său, reduce sarcinile de reacție asupra elementelor de putere ale cadrului aeronavei și, în consecință, reduce greutatea. Creșterea brațului suporturilor TsPVO 5 se datorează faptului că suportul superior este situat în interiorul stâlpului 12, ceea ce, de fapt, a făcut posibilă creșterea brațului suporturilor (distanța dintre suporturi). În plus, stâlpii 12 sunt carene pentru antrenările hidraulice TsPVO 5 și TsPGO 4, ceea ce permite, prin deplasarea antrenărilor hidraulice în afara fuzelajului 1, creșterea volumului compartimentelor de marfă între nacelele motorului 6.

Prizele de admisie a aerului 7 ale motoarelor sunt situate pe părțile laterale ale părții anterioare a fuzelajului 1, în spatele cockpitului, sub părțile rotative 8 ale afluxului 2 și sunt realizate teșite în două planuri - față de verticala longitudinală. și planurile transversale ale aeronavei, în timp ce marginea inferioară a orificiilor de admisie a prizelor de aer 7 ale motoarelor este situată sub contururile fuselajului 1.

Motoarele sunt echipate cu duze cu jet axisimetrice rotative 14, a căror rotație este efectuată în planuri orientate în unghi față de planul de simetrie al aeronavei. Duzele cu jet ale celor 14 motoare sunt proiectate cu posibilitatea de deviere în fază și diferențială pentru a controla aeronava prin devierea vectorului de tracțiune. Diagrama de orientare a duzelor cu jet rotativ 14 este prezentată în Fig. 4, care prezintă: secțiunile 15 ale duzelor cu jet rotativ 14 motoare, axa de rotație 16 a duzelor cu jet rotativ 14 motoare și planul 17 de rotație al motorului rotativ. duze cu jet 14 motoare.

Aeronava are vizibilitate redusăîn intervalul de lungimi de undă radar și, datorită super-manevrabilității sale, îndeplinește sarcini la o gamă largă de altitudini și viteze de zbor.

O creștere a calității aerodinamice la viteze de zbor subsonice se realizează prin formarea suprafeței părții mijlocii a fuzelajului 1 (cu excepția părților nasului și cozii) în termeni longitudinali (în secțiuni longitudinale) printr-un set de profile aerodinamice și utilizarea pieselor rotative 8 ale afluxului 2, ceea ce permite ca suprafața fuzelajului 1 să fie inclusă în crearea forței de ridicare.

Un nivel ridicat de calitate aerodinamică la viteze de zbor subsonice este atins prin utilizarea unei aripi cu 3 console trapezoidale în plan, cu o mișcare mare de-a lungul muchiei de conducere, o conicitate mare, cu o lungime mare a coardei rădăcinii și o lungime mică a coardei la vârf. Acest set de soluții face posibilă, la valori mari ale înălțimii absolute ale aripilor, în special în partea rădăcină, să se realizeze valori mici ale grosimilor relative ale aripilor, ceea ce reduce creșterea forței de rezistență care apare la viteze de zbor trans- și supersonice. .

TsPGO 4 oferă capacitatea de a controla aeronava în canalul longitudinal cu deviație în fază și în canalul transversal cu deviație diferențială la viteze de zbor trans- și supersonice.

TsPVO 5 asigură stabilitate și controlabilitate în canalul de sol la toate vitezele de zbor și oferă o funcție de frânare cu aer. Stabilitatea la viteze de zbor supersonice cu suprafață statică necesară insuficientă este asigurată datorită deflexiunii întregii console TsPVO 5. Când apare o perturbare atmosferică sau o rafală de vânt în canalul de deplasare, consolele TsPVO 5 sunt deviate în fază în direcția de oprire a perturbării. Această soluție face posibilă reducerea zonei cozii, reducând astfel masa și rezistența cozii și a aeronavei în ansamblu. Controlul în canalul de călătorie se efectuează cu deviația în fază a TsPVO 5, iar frânarea cu aer se efectuează cu abaterea diferențială a TsPVO 5.

Mecanizarea aripilor este utilizată pentru a controla ridicarea și rularea. Ciorapul rotativ 9 al aripii este folosit pentru a crește unghiul critic de atac și pentru a asigura un flux fără șocuri în jurul aripii, pentru zborul „de-a lungul anvelopei polare” în modurile de zbor de decolare, aterizare, manevră și croazieră subsonică. Eleroanele 10 sunt proiectate pentru a controla aeronava în ruliu în timpul devierii diferențiale în modurile de decolare și aterizare. Flapperons 11 sunt proiectate pentru a controla creșterea suspensiei în timpul deviației în jos în faza în modurile de decolare și aterizare și pentru a controla ruliu în timpul devierii diferențiale.

Partea rotativă 8 a influxului 2 al fuselajului 1, atunci când este deviată în jos, reduce aria proiecției planificate a fuzelajului 1 în fața centrului de masă al aeronavei, ceea ce contribuie la crearea unui moment în exces. pentru o scufundare când zboară la unghiuri de atac apropiate de 90 de grade. Astfel, în cazul unei defecțiuni a sistemului de control al duzelor cu jet 14, este posibilă trecerea de la modul de zbor la unghiuri supercritice de atac la zbor la unghiuri mici de atac fără a utiliza controlul aeronavei prin devierea vectorului de tracțiune al motoare. În același timp, partea rotativă 8 a afluxului 2 este mecanizarea marginii frontale a afluxului 2 a fuzelajului 1. Când partea rotativă 8 a afluxului 2 este deviată în jos în modul de zbor de croazieră, aceasta îndeplinește o funcție asemănătoare cu funcția șosetei rotative 9 a aripii.

Utilizarea prizelor de aer laterale situate sub partea rotativă 8 a afluxului 2 face posibilă asigurarea funcționării stabile a motoarelor în toate modurile de zbor ale aeronavei, în toate pozițiile spațiale, datorită egalizării fluxului care se apropie la unghiuri mari de atac și alunecare laterală.

Amplasarea motoarelor în nacelele izolate ale motorului 6 permite amplasarea între ele a unui compartiment pentru încărcături mari. Pentru a contracara momentul de întoarcere atunci când unul dintre motoare se defectează, axele lor sunt orientate într-un unghi ascuțit față de planul de simetrie al aeronavei, astfel încât vectorul de tracțiune al motorului în funcțiune să treacă mai aproape de centrul de masă al aeronavei. Această aranjare a motoarelor, împreună cu utilizarea duzelor cu jet rotative 14, a căror rotație este efectuată în planuri înclinate la un unghi ascuțit față de planul de simetrie al aeronavei, face posibilă controlul aeronavei folosind vectorul de tracțiune. a motoarelor - în canalele longitudinale, transversale și de cale. Controlul în canalul longitudinal se efectuează cu deviația în fază a duzelor cu jet rotativ 14, creând un moment de tanșare relativ la centrul de masă al aeronavei. Aeronava este controlată în canalul lateral prin deviația diferențială a duzelor cu jet 14, care creează simultan un moment de rulare și un moment de rotire, în timp ce momentul de rostogolire este contracarat de deviația comenzilor aerodinamice (10 eleroni și 11 flapperoane) . Controlul aeronavei în canalul transversal se realizează cu deviația diferențială a duzelor cu jet rotativ 14, creând un moment de rulare în raport cu centrul de masă al aeronavei.

Reducerea semnăturii radar a aeronavei se realizează printr-un set de măsuri de proiectare și tehnologice, care, în special, includ modelarea contururilor corpului aeronavei, care include:

Paralelismul marginilor anterioare ale piesei rotative 8 a afluxului 2, consolelor aripioare 3 și cozii orizontale 4; paralelismul marginilor de fugă ale consolelor aripii 3 și ale cozii orizontale 4, ceea ce face posibilă localizarea vârfurilor undelor electromagnetice reflectate de suprafețele de sprijin ale corpului aeronavei și, prin urmare, reducerea nivelului general de semnătură radar a aeronave în plan azimutal;

Orientarea tangentei la conturul secțiunilor transversale ale fuselajului, inclusiv a baldachinului cabinei, este la un unghi față de planul vertical (planul de simetrie al aeronavei), ceea ce contribuie la reflectarea undelor electromagnetice care lovesc corpul aeronavei. elemente din unghiuri laterale în emisfera superioară și inferioară, reducând astfel nivelul general de vizibilitate radar a aeronavei în emisfera laterală;

Teșirea intrării prizelor de aer a motorului în două planuri - în raport cu planurile verticale longitudinale și transversale ale aeronavei, face posibilă reflectarea unde electromagnetice, căzând pe intrările prizelor de aer din unghiuri frontale și laterale, departe de sursa de radiație, reducând astfel nivelul general de semnătură radar a aeronavei în aceste unghiuri.

1. O aeronavă cu aspect aerodinamic integral, care conține un fuselaj, o aripă, ale cărei console sunt cuplate lin cu fuzelajul, suprafețele de coadă orizontale și verticale, o centrală electrică cu două motoare, caracterizată prin aceea că fuselajul este echipat cu un aflux situat deasupra intrării în prizele de aer ale motorului și incluzând părți rotative controlate, partea de mijloc Fuzelajul este aplatizat și format longitudinal printr-un set de profile aerodinamice, nacelele motorului sunt distanțate orizontal, iar axele motorului sunt orientate la un punct acut. unghi față de planul de simetrie al aeronavei în direcția zborului.

2. Aeronavă conform revendicării 1, caracterizată prin aceea că coada verticală este totală în mișcare, cu posibilitatea de deviere în fază și diferențială.

3. Aeronavă conform revendicării 2, caracterizată prin aceea că coada verticală totală este montată pe stâlpi amplasați pe brațele laterale ale coadei fuselajului, în timp ce pe partea din față a stâlpilor sunt prevăzute prize de aer pentru suflarea compartimentelor motor și căldură. schimbătoare ale sistemului de aer condiționat.

4. Aeronavă conform revendicării 1, caracterizată prin aceea că coada orizontală este totală în mișcare, cu posibilitatea de deviere în fază și diferențială.

5. Aeronavă conform revendicării 1, caracterizată prin aceea că duzele cu jet ale motoarelor sunt proiectate cu posibilitatea de deformare a modului comun și diferențial.

6. Aeronavă conform revendicării 1, caracterizată prin aceea că orificiile de admisie a aerului motorului sunt situate pe lateralele fuzelajului din față în spatele cockpitului, în timp ce marginea inferioară a orificiilor de admisie a aerului motorului este situată sub contururile fuzelajului.

7. Aeronavă conform revendicării 1, caracterizată prin aceea că orificiile de admisie a aerului motorului sunt realizate teşite în două plane - faţă de planurile verticale longitudinale şi transversale ale aeronavei.

8. Aeronavă conform revendicării 1, caracterizată prin aceea că planurile coardelor consolelor cozii verticale în mişcare totală sunt deviate de planul vertical la un unghi ascuţit.

9. Aeronavă conform revendicării 1, caracterizată prin aceea că marginile anterioare ale porţiunii rotative a influxului, consolele aripii şi coada orizontală sunt realizate paralele între ele.

10. Aeronavă conform revendicării 1, caracterizată prin aceea că marginile de fugă ale aripii şi ale cozii orizontale sunt realizate paralele între ele.