С 28.01.2012 года в Интернете, как в русскоязычном, так и на иностранных форумах, началось обсуждение патента на конструкцию прототипа самолета Т-50 ПАК ФА, который был подан в Федеральную сужбу по интеллектуальной собственности, патентам и товарным знакам. Патент на истребитель пятого поколения Т-50 ПАК ФА датирован 28.07.2010 года, а опубликован 27 января 2012 года. Текст будет приведен ниже, а вначале совсем немного дополнительной, справочной информации.

Т-50 ПАК ФА - перспективный авиационный комплекс фронтовой авиации, российский многоцелевой истребитель пятого поколения, разрабатываемый подразделением Объединённой авиастроительной корпорации - ОКБ Сухого, где он идет под обозначением Т-50. Самолёт разрабатывается для замены МиГ-29 и Су-27 ВВС России. Первый полёт - 29.01.2010 года. Серийные самолеты Т-50 ПАК ФА будут собираться на КнААПО. В 2013 году должно начаться мелкосерийное производство. Серийное производство самолёта Т-50 должно начаться в 2015 году. Для экспортных поставок на базе ПАК ФА совместно с Индией создаётся экспортная модификация - самолет FGFA (HAL Fifth Generation Fighter Aircraft) - истребитель российско-индийского производства.

Федеральная служба по интеллектуальной собственности, патентам и товарным знакам - Роспатент - является правопреемником Федеральной службы по интеллектуальной собственности, патентам и товарным знакам, а также правопреемником Министерства юстиции Российской Федерации в части, касающейся правовой защиты интересов государства в процессе экономического и гражданско-правового оборота результатов научно-исследовательских, опытно-конструкторских и технологических работ военного, специального и двойного назначения, в том числе по обязательствам, возникающим в результате исполнения судебных решений. Роспатент находится в ведении Правительства Российской Федерации.

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ

САМОЛЕТ ИНТЕГРАЛЬНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ

Реферат:

Изобретение отноcитcя к многорежимным самолетам. Самолет интегральной аэродинамической компоновки содержит фюзеляж (1) с наплывом (2), крыло, консоли (3) которого плавно сопряжены с фюзеляжем (1), цельноповоротное горизонтальное оперение (4), цельноповоротное вертикальное оперение (5). Средняя часть фюзеляжа выполнена уплощенной и образована в продольном отношении набором аэродинамических профилей. Двигатели расположены в мотогондолах (6), разнесенных друг от друга по горизонтали. а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета по направлению полета. Наплыв (2) включает управляемые поворотные части (8). Изобретение направлено на уменьшение радиолокационной заметности, увеличение маневренности на больших углах атаки и аэродинамического качества на сверхзвуковых. 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

ABSTRACT OF INVENTION

AIRCRAFT IN INTEGRAL AERODYNAMIC CONFIGURATION

Abstract:

FIELD: transport.
SUBSTANCE: invention relates to multimode aircraft. Proposed aircraft comprises fuselage 1 with dogtooth extension, wing with outer wings 3 smoothly jointed with fuselage 1, all-moving horizontal tailplane 5, and all-moving vertical tailplane 5. Fuselage middle section is flattened and made up of a set of aerodynamic sections. Engines are mounted in engine nacelles 6 spaced apart along horizontal line while engine axes are directed at acute angle to the plane of aircraft axis of symmetry along flight direction. Said dogtooth extension 2 comprises rotary parts 8.

EFFECT: increased radar deception, better maneuverability at larger angles of attack and aerodynamic quality at supersonic speeds. 10 cl, 4 dwg

Изобретение относится к многорежимным самолетам, эксплуатируемым на сверх- и дозвуковых скоростях полета, в широком диапазоне высот полета. Преимущественная область применения изобретения - многорежимные сверхманевренные самолеты с крейсерским полетом на сверхзвуковой скорости и малым уровнем заметности в радиолокационном диапазоне.

Создание самолета, способного выполнять задачи в широком диапазоне высот и скоростей полета, обладающего возможностями сверхманевренности и, при этом, имеющим малую заметность в радиолокационном диапазоне длин волн, является сложной технической задачей.

К аэродинамической компоновке такого самолета предъявляются требования максимизации аэродинамического качества (увеличению подъемной силы и уменьшению силы лобового сопротивления) на до- и сверхзвуковых скоростях полета, обеспечению управляемости на сверхмалых скоростях полета. К внешней форме планера предъявляются требования по снижению радиолокационной заметности. Все перечисленные требования являются противоречивыми, а создание самолета, отвечающего подобным требованиям, представляет собой определенный компромисс.

Известен самолет, принятый в качестве ближайшего аналога, который сочетает признаки многорежимного сверхзвукового самолета, обладающего сверхманевренностью и малой радиолокационной заметностью. Известный самолет выполнен по нормальной балансировочной схеме с цельноповоротным горизонтальным оперением, обеспечивающим управление самолетом в продольном канале (по тангажу) на всех режимах полета. Помимо управления самолетом в продольном канале цельноповоротное горизонтальное оперение применяется для управления самолетом по крену путем дифференциального отклонения на режимах сверхзвукового полета.

Трапециевидное крыло имеет отрицательную стреловидность задней кромки, что позволяет реализовать высокие значения длин хорд в корневой части для уменьшения относительной толщины крыла в этой зоне при высоких значениях абсолютной толщины крыла. Это решение направлено одновременно на уменьшение волнового сопротивления на транс- и сверхзвуковых скоростях полета, а также на увеличение запаса топлива в крыльевых баках.

Механизация передней кромки крыла представлена адаптивным поворотным носком, применяемым для увеличения значения аэродинамического качества в дозвуковом крейсерском полете, для улучшения обтекания крыла на больших углах атаки, а также для улучшения маневренных характеристик.

Механизация задней кромки крыла представлена:
флапперонами, применяемыми для управления подъемной силой на режимах взлета и посадки, а также для управления самолетом по крену на режимах транс- и сверхзвукового полета;
элеронами, применяемыми для управления самолетом по крену на режимах взлета и посадки.

Две консоли вертикального оперения, состоящие из килей и рулей направления, обеспечивают устойчивость и управляемость в путевом канале, и воздушное торможение. Управление в путевом канале обеспечивается синфазным отклонением рулей направления, а воздушное торможение - дифференциальным отклонением рулей направления. Плоскости хорд консолей вертикального оперения отклонены от вертикали на острый угол, что позволяет снизить радиолокационную заметность самолета в боковой полусфере.

Воздухозаборники двигателей расположены по бокам фюзеляжа. Плоскости входа воздухозаборников скошены в двух плоскостях, что позволяет обеспечить устойчивый поток воздуха, поступающий к двигателям на всех режимах полета, в том числе на больших углах атаки.

Двигатели самолета расположены в хвостовой части, вплотную друг к другу, что при расположении воздухозаборников по бокам фюзеляжа позволяет реализовать изогнутую форму каналов воздухозаборников. Данное решение применяется для снижения радиолокационной заметности двигателя, и, как следствие, самолета в целом в передней полусфере, благодаря экранированию компрессоров двигателей конструкцией каналов воздухозаборников. Отклоняемые в вертикальных плоскостях створки «плоских» сопел реактивных двигателей позволяют обеспечить управление вектором тяги, что, в свою очередь, позволяет реализовать возможность управления самолетом в канале тангажа на режимах малых скоростей полета, а также обеспечивает запас пикирующего момента на закритических углах атаки совместно с цельноповоротным горизонтальным оперением. Подобное решение обеспечивает функцию сверхманевренности (Lockheed Martin F/A-22 Raptor: Stealth Fighter. Jay Miller. 2005).

В качестве недостатков известного самолета можно указать следующее:

• невозможность управления в каналах крена и рысканья при полете на малых скоростях, поскольку двигатели расположены вплотную друг к другу, что не позволяет создать достаточный для управления момент;
• расположение двигателей вплотную друг к другу делает невозможным расположение в фюзеляже грузовых отсеков;
• изогнутая форма каналов воздухозаборников требует увеличения их длины, и, следовательно, массы самолета;
• невозможность обеспечения "схода" самолета с закритических углов атаки при отказе системы управления реактивными соплами двигателей;
• применение неподвижных килей с рулями направления требует увеличения потребной площади вертикального оперения для обеспечения путевой устойчивости на сверхзвуковых режимах полета, что приводит к росту массы оперения, и, следовательно, самолета в целом, а также к увеличению лобового сопротивления.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в создании самолета, обладающего малой радиолокационной заметностью, сверхманевренностью на больших углах атаки, высоким аэродинамическим качеством на сверхзвуковых скоростях и, одновременно, сохраняющего высокое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах, юзможностью размещения во внутренних отсеках крупногабаритного груза.

Указанный технический результат достигается тем, что в самолете интегральной аэродинамической компоновки, содержащий фюзеляж, крыло, консоли которого плавно сопряжены с фюзеляжем, горизонтальное и вертикальное оперения, двухдвигательную силовую установку, фюзеляж снабжен наплывом, расположенным над входом в воздухозаборники двигателей и включающим управляемые поворотные части, средняя часть фюзеляжа выполнена уплощенной и образована в продольном отношении набором аэродинамических профилей, мотогондолы двигателей разнесены друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета по направлению полета.

Кроме того, вертикальное оперение выполнено цельноповоротным с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.

Кроме того, цельноповоротное вертикальное оперение установлено на пилонах, расположенных на боковых хвостовых балках фюзеляжа, при этом на фронтальной части пилонов расположены воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования.

Кроме того, горизонтальное оперение выполнено цельноповоротным с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.

Кроме того, реактивные сопла двигателей выполнены с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.

Кроме того, входы воздухозаборников двигателей расположены по бокам носовой части фюзеляжа за кабиной экипажа, при этом нижняя кромка входов воздухозаборников двигателей расположена ниже обводов фюзеляжа.

Кроме того, входы воздухозаборников двигателей выполнены скошенными в двух плоскостях - относительно вертикальных продольной и поперечной плоскостей самолета.

Кроме того, плоскости хорд консолей цельноповоротного вертикального оперения отклонены от вертикальной плоскости на острый угол.

Кроме того, передние кромки поворотной части наплыва, консолей крыла и горизонтального оперения выполнены параллельными друг другу.

Кроме того, задние кромки крыла и горизонтального оперения выполнены параллельными друг другу.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен самолет интегральной аэродинамической компоновки - вид сверху; на фиг.2 - самолет интегральной аэродинамической компоновки - вид сбоку; на фиг.З - самолет интегральной аэродинамической компоновки - вид спереди; на фиг.4 - Вид А фиг.2.

На представленных чертежах позициями обозначены:

1. - фюзеляж,
2. - наплыв фюзеляжа,
3. - консоли крыла,
4. - консоли цельноповоротного вертикального оперения (ЦПГО),
5. - консоли цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПВО),
6. - мотогондолы двигателей,
7. - воздухозаборники двигателей,
8. - управляемые поворотные части наплыва фюзеляжа,
9. - поворотные носки крыла,
10. - элероны,
11. - флаппероны,
12. -пилон ЦПВО,
13. - воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования.
14. - поворотные реактивные сопла двигателей,
15. - срезы реактивных поворотных сопел двигателей,
16. - оси вращения поворотных сопел двигателей,
17. - плоскости вращения поворотных сопел двигателей.

Т-50 ПАК ФА

Нажмите, чтобы увеличить

Самолет интегральной аэродинамической компоновки представляет собой моноплан, выполненный по нормальной балансировочной схеме, и содержит фюзеляж 1 с наплывом 2, крыло, консоли 3 которого плавно сопряжены с фюзеляжем 1, цельноповоротное горизонтальное оперение (далее - ЦПГО) 4, цельноповоротное вертикальное оперение (далее - ЦПВО) 5, двухдвигательную