СПОСОБ СОЗДАНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ КРЫЛА РЕАКТИВНОГО САМОЛЕТА И РЕАКТИВНЫЙ САМОЛЕТ (ВАРИАНТЫ)

1. Способ создания подъемной силы крыла реактивного самолета от реактивной тяги одного или нескольких реактивных двигателей, отличающийся тем, что носок крыла летательного аппарата располагают в области высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из одного либо нескольких двухконтурных реактивных двигателей (ТРДД) со степенью контурности более 2, при этом высокоскоростной набегающий поток истекающей струи из сопел одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 направляют по верхней и по нижней поверхностям крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла, при этом соотношение объема высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из сопел одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 по верхней и по нижней поверхностям крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла летательного аппарата составляет от 30% : 70% до 10% : 90%, при этом выхлопную часть сопла одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 располагают на расстоянии от носка крыла не менее чем ΔL=3×Cmax, где Cmax - максимальная толщина крыла в вертикальной плоскости вдоль оси реактивного двигателя.
2. Реактивный самолет, включающий фюзеляж, крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла, реактивные двигатели, кабину управления, интегральную систему управления, отличающийся тем что реактивные двигатели выполнены двухконтурными со степенью контурности более 2 и закреплены на фюзеляже либо на горизонтальных консолях фюзеляжа, при этом крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла расположены за двигателями ТРДД со степенью контурности более 2 по ходу полета, при этом носки крыльев с элементами механизации для изменения профиля крыла расположены в области высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 при соблюдении соотношения объема высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из сопел одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 по верхней и по нижней поверхностям крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла самолета в интервале от 30% : 70% до 10% : 90%, при этом выхлопная часть сопла одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 располагается на расстоянии от носка крыла не менее чем ΔL=3×Cmax, где Cmax - максимальная толщина крыла в вертикальной плоскости вдоль оси реактивного двигателя.
3. Реактивный самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, включающий фюзеляж, крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла, реактивные двигатели, кабину управления, интегральную систему управления, отличающийся тем что реактивные двигатели выполнены двухконтурными со степенью контурности более 2 и закреплены на фюзеляже либо на горизонтальных консолях фюзеляжа, при этом участки крыльев с элементами механизации для изменения профиля крыла расположены в области высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из двигателей ТРДД со степенью контурности более 2, при соблюдении соотношения объема высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из сопел одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2, по верхней и по нижней поверхностям крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла самолета в интервале от 30% : 70% до 10% : 90%, при этом выхлопная часть сопла одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 располагается на расстоянии от носка крыла не менее чем ΔL=3×Cmax, где Cmax - максимальная толщина крыла в вертикальной плоскости вдоль оси реактивного двигателя, при этом для возможности создания устойчивого суммарного уравновешенного силового реактивного момента относительно центра тяжести самолета в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от одиночных либо групп двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 направлены, как минимум в трех направлениях.
4. Реактивный самолет по п. 3, отличающийся тем, что два или более двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 выполнены с возможностью поворота вокруг вертикальной оси, при этом участки крыльев с элементами механизации для изменения профиля крыла выполнены в виде замкнутого кругового крыла, либо в виде круговых сегментов крыла вокруг поворотных двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 и располагаются в области высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из поворотных двигателей ТРДД.