專(zhuān)利名稱(chēng)：具有集成的空氣動(dòng)力構(gòu)型的飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種以超音速和亞音速的飛行速度在大范圍的飛行高度內(nèi)操作的多模式的飛行器。本發(fā)明特別地能應(yīng)用在能夠以超音速巡航并且具有低雷達(dá)信號(hào)的多模式的超機(jī)動(dòng)的飛行器中。
背景技術(shù)：
對(duì)于能夠在大范圍的高度和飛行速度內(nèi)執(zhí)行任務(wù)、顯示出超機(jī)動(dòng)性并且同時(shí)具有低雷達(dá)信號(hào)的飛行器的設(shè)計(jì)是困難的技術(shù)挑戰(zhàn)。飛行器的空氣動(dòng)力構(gòu)型應(yīng)當(dāng)在亞音速和超音速的飛行速度下提供最大的空氣動(dòng)力效率(增大升力分量并且減小阻力分量)，并且在超低的飛行速度下保證可控性。機(jī)體的外部形狀應(yīng)當(dāng)提供減小的雷達(dá)信號(hào)。全部這些要求是矛盾的，對(duì)滿(mǎn)足這些需要的飛行器的設(shè)計(jì)要折衷考慮。最相關(guān)的飛行器結(jié)合了具有超機(jī)動(dòng)性和低雷達(dá)信號(hào)的多模式的超音速飛行器的特征。根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)平衡方案將飛行器構(gòu)造成具有用于在全部飛行模式中對(duì)飛行器進(jìn)行縱軸控制(俯仰控制)的全動(dòng)式水平尾翼。除縱軸控制以外，全動(dòng)式水平尾翼用于在超音速的飛行模式中通過(guò)不同的偏轉(zhuǎn)對(duì)飛行器進(jìn)行側(cè)滾控制。錐形的機(jī)翼具有向后緣的掃掠，其允許根部中的大的翼弦長(zhǎng)度值，以在具有高的絕對(duì)機(jī)翼厚度的區(qū)域中減小相對(duì)機(jī)翼厚度。所述解決方案的目的在于在跨首速和超首速的飛行速度下減小波阻并且在于同時(shí)增加機(jī)翼油箱中的燃料負(fù)載。機(jī)翼前緣設(shè)備包括適合的機(jī)翼前緣襟翼，其用于在超音速巡航中增大空氣動(dòng)力效率、在高攻角下改進(jìn)機(jī)翼上的流、以及改進(jìn)機(jī)動(dòng)性能。后緣設(shè)備包括:襟副翼，所述襟副翼用于在起飛和降落時(shí)的升降控制，以及用于在跨音速和超音速的飛行中的側(cè)滾控制；副翼，所述副翼用于在起飛和降落時(shí)的側(cè)滾控制。兩個(gè)垂直尾翼翼板，其由尾翼翅片和方向舵組成，提供定向軸穩(wěn)定性和控制以及空氣制動(dòng)。定向軸控制通過(guò)方向舵的同步偏轉(zhuǎn)來(lái)提供，而空氣制動(dòng)通過(guò)方向舵的不同偏轉(zhuǎn)來(lái)提供。垂直尾翼翼板的翼弦面垂直地成銳角地偏轉(zhuǎn)，由此減小飛行器在橫向半球中的雷達(dá)信號(hào)。發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口安置在機(jī)身的側(cè)部上。進(jìn)氣口的入口的平面在兩個(gè)平面中傾斜，由此在包括以高攻角飛行的全部的飛行模式中提供進(jìn)入到發(fā)動(dòng)機(jī)中的穩(wěn)定的空氣流。飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)彼此靠近地安置在機(jī)尾部段中，使得進(jìn)氣口在機(jī)身側(cè)部上的位置容許進(jìn)氣口管道的彎曲形狀。在前半球中由于通過(guò)進(jìn)氣口管道的結(jié)構(gòu)來(lái)屏蔽發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮器，所以該解決方案用于降低發(fā)動(dòng)機(jī)的雷達(dá)信號(hào)，并且因此總體上降低飛行器的雷達(dá)信號(hào)。能夠在垂直平面中偏轉(zhuǎn)的“平面的”尾噴口的通道容許推力矢量控制，其又能夠?qū)崿F(xiàn)在低速飛行模式中對(duì)飛行器的俯仰軸控制，并且與全動(dòng)式水平尾翼一起在超臨界的攻角下提供負(fù)的俯仰力矩的界限。該解決方案提供超機(jī)動(dòng)性(Lockheed Martin F/A_22Raptor(洛克希德馬丁的 F/A-22 猛禽)=Steelth Fighter (隱形戰(zhàn)斗機(jī))，Jay Miller，2005 年)。然而，該飛行器具有以下缺點(diǎn):-側(cè)滾和偏航軸控制在低速飛行中是不可行的，因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)彼此靠近并且該情形阻止了足夠的控制力矩的提供；-發(fā)動(dòng)機(jī)彼此靠近的設(shè)置使得不可能在機(jī)身中設(shè)置貨物艙；-進(jìn)氣口管道的彎曲形狀需要增加它們的長(zhǎng)度，從而增加了飛行器的重量；-在發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴口的控制系統(tǒng)失效時(shí)，不可能保證飛行器從超臨界的攻角的“恢復(fù)”；-對(duì)帶有方向舵的固定翅片的使用要求增大必要的垂直尾翼面積，以在超音速飛行模式中提供定向穩(wěn)定性，其又導(dǎo)致增大尾翼的重量，并且結(jié)果總體上增大飛行器的重量以及增大阻力。

發(fā)明內(nèi)容
通過(guò)本發(fā)明要實(shí)現(xiàn)的技術(shù)效果是提供一種飛行器，該飛行器具有低雷達(dá)信號(hào)、在高攻角下的超機(jī)動(dòng)性、在超音速下的高的空氣動(dòng)力效率，同時(shí)在亞音速模式中保持高的空氣動(dòng)力效率，以及在內(nèi)部艙中容納超大貨物的可能性。所述技術(shù)效果通過(guò)集成的空氣動(dòng)力構(gòu)型的飛行器來(lái)實(shí)現(xiàn)，該飛行器包括機(jī)身、帶有平滑地合成到機(jī)身中的翼板的機(jī)翼、水平和垂直尾翼，和雙發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力裝置，其中，機(jī)身包括:邊條，所述邊條安置在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口的入口上方并且具有可控的樞轉(zhuǎn)部段；中部機(jī)身，所述中部機(jī)身是平整的并且由一組空氣動(dòng)力型面縱向地形成；發(fā)動(dòng)機(jī)短艙，所述發(fā)動(dòng)機(jī)短艙彼此水平地間隔開(kāi)，以及發(fā)動(dòng)機(jī)的中心線(xiàn)相對(duì)于飛行器在飛行方向上的對(duì)稱(chēng)平面成銳角地定向。 此外，垂直尾翼是全動(dòng)式、能夠同步地和不同地偏轉(zhuǎn)的尾翼。此外，全動(dòng)式的垂直尾翼安裝在外掛架上，所述外掛架安置在機(jī)身的側(cè)尾梁上，同時(shí)用于吹掃發(fā)動(dòng)機(jī)室和空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)的熱交換器的進(jìn)氣口安置在外掛架的前部上。此外，水平尾翼是全動(dòng)式、能夠同步地和不同地偏轉(zhuǎn)的尾翼。此外，發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴口能夠同步地和不同地偏轉(zhuǎn)。此外，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口的入口在駕駛艙之后安置在機(jī)身的機(jī)首的側(cè)部上，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口的入口的下緣布置在機(jī)身輪廓下面。此外，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口的入口在兩個(gè)平面中傾斜-關(guān)于飛行器的垂直的縱向平面和橫向平面。此外，全動(dòng)式垂直尾翼的翼板的翼弦面從垂直平面以銳角偏轉(zhuǎn)。此外，邊條的樞轉(zhuǎn)部段的前緣、機(jī)翼翼板的前緣和水平尾翼的前緣相互平行。此外，機(jī)翼的后緣和水平尾翼的后緣相互平行。


參照附圖對(duì)本發(fā)明將進(jìn)行描述，其中:圖1是集成的空氣動(dòng)力構(gòu)型的飛行器的平面圖2是集成的空氣動(dòng)力構(gòu)型的飛行器的側(cè)視圖；圖3是集成的空氣動(dòng)力構(gòu)型的飛行器的前視圖；圖4是圖2中的A向視圖。圖中的附圖標(biāo)記指定如下:1-機(jī)身2-機(jī)身邊條3-機(jī)翼翼板4-全動(dòng)式水平尾翼(AMHT)的翼板5-全動(dòng)式垂直尾翼(AMVT)的翼板6-發(fā)動(dòng)機(jī)短艙7-發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口8-機(jī)身邊條的可控的樞轉(zhuǎn)部段9-機(jī)翼前緣襟翼10-副翼11-襟副翼12-AMVT 外掛架13-用于吹掃發(fā)動(dòng)機(jī)室和空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)的熱交換器的進(jìn)氣口14-發(fā)動(dòng)機(jī)的可導(dǎo)航的尾噴口15-發(fā)動(dòng)機(jī)的可導(dǎo)航的尾噴口的出口16-發(fā)動(dòng)機(jī)的可導(dǎo)航的尾噴口的旋轉(zhuǎn)軸線(xiàn)17-發(fā)動(dòng)機(jī)的可導(dǎo)航的尾噴口的旋轉(zhuǎn)面
具體實(shí)施例方式集成的空氣動(dòng)力構(gòu)型的飛行器是單翼機(jī)，所述單翼機(jī)是根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)平衡設(shè)計(jì)來(lái)構(gòu)造的并且包含帶有邊條2的機(jī)身1、帶有平滑地合成到機(jī)身I中的翼板3的機(jī)翼、全動(dòng)式水平尾翼(后面稱(chēng)作“AMHT”)4、全動(dòng)式垂直尾翼(后面稱(chēng)作“AMVT”)5、雙發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力裝置，該雙發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力裝置的發(fā)動(dòng)機(jī)容納在短艙6中。短艙6彼此水平地間隔開(kāi)，同時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的中心線(xiàn)與飛行器在飛行方向上的對(duì)稱(chēng)平面成銳角地定向。機(jī)身I的邊條2安置在發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣口 7上方并且包括可控的樞轉(zhuǎn)部段8。邊條2的樞轉(zhuǎn)部段8是平整的中部機(jī)身部分I的前緣。平滑地合成到機(jī)身I中的機(jī)翼翼板3包括前緣和后緣設(shè)備，所述前緣和后緣設(shè)備包括機(jī)翼前緣襟翼9、副翼10和襟副翼11。AMHT4安裝在機(jī)身I的側(cè)尾梁上。AMVT5安裝在固定在機(jī)身I的側(cè)尾梁上的外掛架12上。用于吹掃發(fā)動(dòng)機(jī)室和空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)的熱交換器的進(jìn)氣口 13設(shè)置在外掛架12的前部處。AMVT5在外掛架12上的布置增大了 AMVT5的軸承臂，其又減小了飛行器機(jī)體的主要部件上的無(wú)功負(fù)荷，從而降低了重量。AMVT5的增大的軸承臂借助于上部軸承在外掛架12內(nèi)部的情形來(lái)提供，并且該情形允許軸承臂(軸承之間的距離)增大。另外，外掛架12是AMVT5和AMHT4的液壓致動(dòng)器整流裝置，其由于將液壓致動(dòng)器從機(jī)身I中取出而允許增大短艙6之間的貨運(yùn)艙容量。
發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口 7的入口在駕駛艙之后、在邊條2的樞轉(zhuǎn)部段8下方安置在機(jī)身I的機(jī)首的每側(cè)上并且在兩個(gè)平面中傾斜:關(guān)于飛行器的垂直的縱向平面和橫向平面，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口 7的入口的下緣安置在機(jī)身I的輪廓下面。發(fā)動(dòng)機(jī)包括軸對(duì)稱(chēng)的可導(dǎo)航的尾噴口 14，所述尾噴口在與飛行器的對(duì)稱(chēng)平面成角度定向的平面中能夠旋轉(zhuǎn)。尾噴口 14能夠執(zhí)行同步的和不同的偏轉(zhuǎn)，以通過(guò)推力矢量的偏轉(zhuǎn)來(lái)控制飛行器。圖4示意性地示出可導(dǎo)航的尾噴口 14的定向，其中，附圖標(biāo)記15表示可導(dǎo)航的尾噴口 14的出口 ；附圖標(biāo)記16表示可導(dǎo)航的尾噴口 14的旋轉(zhuǎn)軸線(xiàn)，并且附圖標(biāo)記17表示可導(dǎo)航的尾噴口 14的旋轉(zhuǎn)面。飛行器具有低雷達(dá)信號(hào)并且由于其超機(jī)動(dòng)性能夠在大范圍的高度和飛行速度內(nèi)執(zhí)行任務(wù)。通過(guò)借助于一組空氣動(dòng)力型面來(lái)縱向地(在縱向剖面中)形成中部機(jī)身I (除機(jī)首和機(jī)尾部段之外)的表面和通過(guò)使用邊條2的樞轉(zhuǎn)部段8來(lái)實(shí)現(xiàn)在亞音速飛行速度時(shí)的增大的空氣動(dòng)力效率，其允許機(jī)身表面關(guān)乎到產(chǎn)生升力。在亞音速飛行速度時(shí)的高的空氣動(dòng)力學(xué)效率是通過(guò)使用帶有翼板3的機(jī)翼來(lái)實(shí)現(xiàn)的，所述翼板具有錐形的平面圖，其在前緣上帶有大掃掠、大程度地逐漸變細(xì)、具有大長(zhǎng)度的根部翼弦和小長(zhǎng)度的端部翼弦。該組特征允許尤其在根部中在機(jī)翼的大數(shù)值的絕對(duì)高度下實(shí)現(xiàn)機(jī)翼的小的相對(duì)厚度，由此減少了在跨音速和超音速時(shí)發(fā)生的阻力的出現(xiàn)。在跨音速和超音速的飛行速度下，AMHT4在同步偏轉(zhuǎn)時(shí)能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)飛行器的縱軸控制，并且在不同偏轉(zhuǎn)時(shí)能夠?qū)崿F(xiàn)橫軸控制。AMVT5在全部飛行速度下提供穩(wěn)定性和定向軸控制以及空氣制動(dòng)功能。在超音速的飛行速度下，當(dāng)所需要的靜態(tài)面積不充足時(shí)，完全通過(guò)AMVT5的翼板的偏轉(zhuǎn)來(lái)提供穩(wěn)定性。在大氣擾動(dòng)和狂風(fēng)的情況下，AMVD5的翼板在定向軸線(xiàn)上為了擾動(dòng)衰減而偏轉(zhuǎn)。該特征允許尾翼面積減小，因此總體上減小了尾翼和飛行器的重量和阻力。在AMVT5的同步偏轉(zhuǎn)時(shí)執(zhí)行定向軸控制，同時(shí)在AMVT5的不同偏轉(zhuǎn)時(shí)執(zhí)行空氣制動(dòng)。機(jī)翼設(shè)備用于控制升降和側(cè)滾。機(jī)翼前緣襟翼9用于增大臨界攻角并且確保機(jī)翼上的無(wú)沖擊的流，以在起飛、降落、機(jī)動(dòng)和巡航的亞音速飛行模式中“在蒙皮極面上(onenvelope polar)”飛行。副翼10適合于在起飛和降落模式中以不同偏轉(zhuǎn)來(lái)提供對(duì)飛行器的側(cè)滾控制。襟副翼11適合于在起飛和降落模式中以同步向下偏轉(zhuǎn)來(lái)控制升力增長(zhǎng)，并且在不同偏轉(zhuǎn)時(shí)適合于側(cè)滾控制。當(dāng)向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，機(jī)身I的邊條2的樞轉(zhuǎn)部段8減小了機(jī)身I在飛行器的質(zhì)心前方的平面投影面積，其有助于在以接近于90度的攻角飛行時(shí)產(chǎn)生額外的負(fù)的俯仰力矩。因此，在尾噴口 14的控制系統(tǒng)失效的情況下，在沒(méi)有通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量來(lái)控制飛行器的情況下，可以從在超臨界的攻角下的飛行切換成在低攻角下的飛行。同時(shí)，邊條2的樞轉(zhuǎn)部段8是機(jī)身I的邊條2的前緣設(shè)備。在巡航模式中向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，邊條2的樞轉(zhuǎn)部段8與機(jī)翼前緣襟翼9相似地起作用。由于在高攻角和偏移角時(shí)的均衡的沖壓空氣，使用安置在邊條2的樞轉(zhuǎn)部段8下方的側(cè)向進(jìn)氣口保證了在飛行器的全部飛行模式中、在所有高度下發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定運(yùn)行。發(fā)動(dòng)機(jī)在隔離的短艙6中的設(shè)置允許在短艙之間設(shè)置用于超大貨物的艙。為了抵消發(fā)動(dòng)機(jī)失效的一種的偏航力矩，發(fā)動(dòng)機(jī)的中心線(xiàn)與飛行器的對(duì)稱(chēng)平面成銳角地定向，使得正在操作的發(fā)動(dòng)機(jī)的推力矢量更接近于飛行器的質(zhì)心。對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的所述設(shè)置連同對(duì)可導(dǎo)航的尾噴口 14的使用允許在縱向、橫向和定向軸線(xiàn)上借助于發(fā)動(dòng)機(jī)的推力矢量來(lái)控制飛行器，其中所述尾噴口在與飛行器的對(duì)稱(chēng)平面成銳角地傾斜的平面中能夠旋轉(zhuǎn)。在可導(dǎo)航的尾噴口 14同步偏轉(zhuǎn)時(shí)執(zhí)行縱軸控制，其產(chǎn)生圍繞飛行器的質(zhì)心的俯仰力矩。通過(guò)尾噴口14的不同偏轉(zhuǎn)來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的側(cè)軸控制，同時(shí)產(chǎn)生側(cè)滾力矩和偏航力矩，其中側(cè)滾力矩由空氣動(dòng)力控制(副翼10和襟副翼11)的偏轉(zhuǎn)來(lái)抵消。在可導(dǎo)航的尾噴口 14不同偏轉(zhuǎn)時(shí)執(zhí)行對(duì)飛行器的橫軸控制，產(chǎn)生圍繞飛行器的質(zhì)心的側(cè)滾力矩。由于設(shè)計(jì)和技術(shù)措施的結(jié)合減小了飛行器的雷達(dá)信號(hào)，更具體地，所述設(shè)計(jì)和技術(shù)措施包括形成機(jī)體輪廓特征:-邊條2的樞轉(zhuǎn)部段8的、機(jī)翼翼板3的和水平尾翼4的前緣平行；機(jī)翼翼板3的和水平尾翼4的后緣平行，其允許使從機(jī)體的升力面反射的電磁波的峰值局部化，從而降低了飛行器在方位面中的總的雷達(dá)信號(hào)；-相對(duì)于垂直平面(飛行器的對(duì)稱(chēng)平面)成角度地定向包括駕駛艙罩的機(jī)身的橫截面輪廓的切線(xiàn)，其有利于將從側(cè)角入射在機(jī)體部件上的電磁波反射到上部和下部半球中，由此降低了飛行器在橫向半球中的總的雷達(dá)信號(hào)；-發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口的入口在相對(duì)于飛行器的垂直的縱向平面和橫向平面的兩個(gè)平面中傾斜，其保證了反射從前角和側(cè)角入射在進(jìn)氣口的入口上的電磁波離開(kāi)輻射源，并由此減小了飛行器在這些角度時(shí)的總的雷達(dá)信號(hào)。
權(quán)利要求
1.一種集成的空氣動(dòng)力構(gòu)型的飛行器，所述飛行器包括機(jī)身、帶有平滑地合成到所述機(jī)身中的翼板的機(jī)翼、水平尾翼和垂直尾翼、以及雙發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力裝置，其中，所述機(jī)身包括:邊條，所述邊條安置在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口的入口上方并且具有可控的樞轉(zhuǎn)部段；中部機(jī)身，所述中部機(jī)身是平整的并且由一組空氣動(dòng)力型面縱向地形成；發(fā)動(dòng)機(jī)短艙，所述發(fā)動(dòng)機(jī)短艙水平地彼此間隔開(kāi)，以及所述發(fā)動(dòng)機(jī)的中心線(xiàn)相對(duì)于所述飛行器在飛行方向上的對(duì)稱(chēng)平面成銳角地定向。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其中，所述垂直尾翼是全動(dòng)式、能夠同步地和不同地偏轉(zhuǎn)的尾翼。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛行器，其中，所述全動(dòng)式垂直尾翼安裝在外掛架上，所述外掛架安置在所述機(jī)身的側(cè)尾梁上，以及用于吹掃發(fā)動(dòng)機(jī)室和空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)的熱交換器的進(jìn)氣口安置在所述外掛架的前部上。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其中，所述水平尾翼是全動(dòng)式、能夠同步地和不同地偏轉(zhuǎn)的尾翼。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其中，所述發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴口能夠同步地和不同地偏轉(zhuǎn)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其中，所述發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口的所述入口在駕駛艙之后安置在機(jī)身機(jī)首的側(cè)部上，所述發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口的所述入口的下緣布置在所述機(jī)身的輪廓之下。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其中，所述發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口的所述入口在關(guān)于所述飛行器的垂直的縱向平面和橫向平面的兩個(gè)平面中傾斜。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其中，所述垂直尾翼是全動(dòng)式尾翼并且所述尾翼的翼板的翼弦面從垂直平面成銳角偏轉(zhuǎn)。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其中，所述邊條的所述樞轉(zhuǎn)部段的前緣、所述機(jī)翼翼板的前緣和所述水平尾翼的前緣相互平行。
10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其中，所述機(jī)翼的后緣和所述水平尾翼的后緣相互平行。
全文摘要
本發(fā)明涉及以超音速和亞音速的飛行速度在大范圍的飛行高度內(nèi)操作的多模式飛行器。使用本發(fā)明的主要領(lǐng)域是能夠以超音速巡航并且具有低雷達(dá)可見(jiàn)性的多模式超機(jī)動(dòng)性能的飛行器。本發(fā)明用于實(shí)現(xiàn)下述技術(shù)效果，即，提供一種飛行器，其具有低雷達(dá)可見(jiàn)性、在大攻角下高機(jī)動(dòng)性、在超音速下具有高的空氣動(dòng)力效率，同時(shí)在亞音速模式下保持高空氣動(dòng)力效率，以及能夠在其內(nèi)部艙中容納超大貨物。具有集成的空氣動(dòng)力構(gòu)型的飛行器包括帶有前緣延伸部(2)的機(jī)身(1)、機(jī)翼，其主平面(3)連續(xù)地鄰接機(jī)身(1)、可完全旋轉(zhuǎn)的水平尾翼單元(FRHTU)(4)、和可完全旋轉(zhuǎn)的垂直尾翼單元(FRVTU)(5)。中部機(jī)身是平整的并且由一組空氣動(dòng)力型面縱向地形成。發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)置在彼此水平地間隔的發(fā)動(dòng)機(jī)短艙(6)中，并且發(fā)動(dòng)機(jī)的中心線(xiàn)相對(duì)于飛行器在飛行方向上的對(duì)稱(chēng)平面成銳角地定向。前緣延伸部(2)包括可控的旋轉(zhuǎn)部段(8)。
文檔編號(hào)B64D27/20GK103209892SQ201180047006
公開(kāi)日2013年7月17日 申請(qǐng)日期2011年4月7日 優(yōu)先權(quán)日2010年7月28日
發(fā)明者米哈伊爾·阿斯拉諾維奇·波戈相, 亞歷山大·尼古拉耶維奇·達(dá)維堅(jiān)科, 米哈伊爾·尤里耶維奇·斯特雷勒茨, 弗拉迪米爾·亞歷山德羅維奇·魯尼舍夫, 阿列克謝·扎哈羅維奇·塔拉索夫, 阿列克謝·基里洛維奇·紹庫(kù)羅夫, 謝爾蓋·尤里耶維奇·比比科夫, 列昂尼德·葉夫根尼耶維奇·克雷洛夫, 帕維爾·鮑里索維奇·莫斯卡廖夫 申請(qǐng)人:航空集團(tuán)聯(lián)合控股公司