САМОЛЕТ С УЛУЧШЕННЫМИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ

1. Конфигурация самолета (10) с улучшенными аэродинамическими характеристиками для поддержания устойчивости направления и оптимального аэродинамического поведения самолета при умеренно большом угле атаки, в которой
указанный самолет (10) содержит фюзеляж (12), к которому присоединены профильные крылья (18, 20), по меньшей мере один воздухозаборник (46) и носовую часть (52) с сужающимся сечением, а также регулятор (72) вихрей на наплыве по кромке крыла, форма которого обеспечивает симметрирование стремительного развития вихрей, создаваемых такой кромкой при умеренно большом угле атаки, причем отношение между площадью такой кромки и высотой регулятора составляет 2,35 м с переменным допуском от +100% до -50%, при этом указанный регулятор вихрей, создаваемых такой кромкой, взаимодействует с отходящей хвостовой частью (44 и 38) путем присоединения к крыльям (18, 20) вертикальной хвостовой части, присоединяющие кромки (36) которой проходят через задние кромки (70) каждого крыла (18, 20), для оптимизации указанных аэродинамических характеристик,
при этом указанный самолет также содержит средство, содержащее по меньшей мере одно устройство для рассеивания излучаемых радиолокатором падающих волн, которое выполнено с возможностью съемной установки по меньшей мере на одной горячей части (Н) самолета с сохранением аэродинамических характеристик самолета.
2. Конфигурация самолета (10) по п.1, отличающаяся тем, что указанная носовая часть (52) с малым наплывом имеет профиль, геометрия которого изменяется, начиная от конца (74) до угла соединения указанной носовой части (52) с вершиной указанного наплыва по передней кромке, и который, начиная от указанного конца (74), имеет по существу круговое сечение, переходящее в сечение с овальной и куполообразной геометрической формой.
3. Конфигурация самолета (10) по п.1, отличающаяся тем, что указанное разъединение горизонтальной хвостовой плоскости (44) и вертикальной хвостовой плоскости (38) обеспечено с помощью вертикального стабилизатора трапецеидальной формы, который соединен с крылом (18, 20) и присоединительные кромки (36) которого проходят через задние кромки (70) каждого крыла (18, 20), для оптимизации в целом поведения самолета (10) при большом угле атаки.
4. Конфигурация самолета (10) по п.3, отличающаяся тем, что указанное разъединение хвостовой плоскости обеспечено с помощью горизонтального хвостового оперения (44), имеющего трапецеидальную форму и выполненного с возможностью симметричного и асимметричного отклонения, причем указанный горизонтальный стабилизатор, имеющий трапецеидальную форму и выполненный с возможностью симметричного и асимметричного отклонения, имеет шарнирную ось (86), наклоненную относительно поперечной оси (88) самолета (10) для оптимизации момента инерции и шарнирного момента.
5. Конфигурация самолета (10) по п.1, отличающаяся тем, что указанный воздухозаборник (46) не содержит обычного отделителя пограничного слоя или «отклонителя», расположенного на верхней стороне воздухозаборника.
2
2
2
6. Конфигурация самолета (10) по п.1, отличающаяся тем, что в указанном воздухозаборнике (46) средний радиус у присоединительной кромки внутреннего края (76А) равен 7 мм, тогда как средний радиус нижнего края (78) равен 17,5 мм, а средний радиус наружного края (80) равен 14 мм, так что площадь захвата воздухозаборника (46) составляет приблизительно 0,322 м, площадь горловины воздухозаборника (46) составляет приблизительно 0,257 м, а площадь впуска двигателя составляет приблизительно 0,273 м.
7. Конфигурация самолета (10) по п.1, отличающаяся тем, что каждое крыло (18, 20) самолета (10) выполнено в форме трапеции и имеет по меньшей мере один уступ (S) по меньшей мере в одной части размаха крыла и присоединительную кромку (68) с радиусом (R) и треугольным профилем.
8. Конфигурация самолета (10) по п.1, отличающаяся тем, что каждое крыло (18, 20) самолета (10) имеет профиль с переменной кривизной как у присоединительной кромки (66), так и у задней кромки (70) вблизи по меньшей мере одного закрылка (56) для обеспечения уменьшения указанной кривизны, что ослабляет эффект сжимаемости.
9. Конфигурация самолета (10) по п.1, в которой к разогретым частям (Н) самолета относятся следующие части:
отсек для экипажа или кабина, содержащая (содержащий) по меньшей мере одну прозрачную часть,
первый шпангоут фюзеляжа,
присоединительные кромки компонентов, к которым относятся крылья, покровы хвостовой части и воздухозаборники двигателей,
по меньшей мере одна передняя поверхность двигателя.