Симбиозная аэродинамическая схема летательных аппаратов ("САС ЛА")

1. Симбиозная аэродинамическая схема летательных аппаратов «САС ЛА» предназначена для расширения диапазона высот и скоростей летательных аппаратов вплоть до космических и является подклассом и продолжением развития прототипа - аэродинамической схемы летательных аппаратов «Летающее крыло», и включающая в себя во взлетной дозвуковой конфигурации: летающее, без фюзеляжное, большой площади, с изменяющейся ассиметричной стреловидностью, поворотное, большого удлинения и сужения крыло, (ромбовидного, эллипсоидного, многоугольного, гиперболического, эллипсоидно-усеченного, …) типа крыла в плане, толстого профиля крыла.
2. Аэродинамическая схема по п.1, отличающаяся от прототипа тем, что используются повороты вектора тяги двигателя и крыла летательного аппарата вокруг аэродинамической оси «Y» летательного аппарата на угол 90° включительно , осуществляемого через поворотные механизмы (пилонного, беспилонного наружного или внутри крыльевого типа), с одним или несколькими двигателями, или иного бесповоротного механизма, но обеспечивающего полет с поворотом двигательного вектора тяги на 90°, и без поворота самих двигателей, если конструктивно используются двигатели с перпендикулярными векторами тяг двигателей, не нуждающихся в таком повороте для установления нового режима обтекания крыла, тогда при повороте крыла на угол 90°  вокруг оси «У», тогда острая законцовка этого крыла станет новым головным гиперзвуковым обтекателем летательного аппарата, размах крыла станет его центральной хордой, таким образом дозвуковая конфигурация крыла станет гиперзвуковой, способной достичь космические скорости и высоты полета.
3. Аэродинамическая схема по п.1, отличающаяся от прототипа построением по принципу: «не строгой симметрии» по линиям аэродинамических осей; продольной «Х» и поперечной «Z», включая продольную симметрию по осям линии в 50% САХ (Средней Аэродинамической Хорды) профиля крыла в плане, в то время как для прототипа симметрия по поперечной оси «Z» не обязательна.
(90)
4. Аэродинамическая схема по п.1, отличающаяся от прототипа тем, что Коэффициент Трансформации конфигурации «Τ=b/l», как соотношение размаха крыла и центральной хорды, определит степень трансформации из дозвуковой в сверхзвуковую, либо в гиперзвуковую конфигурацию крыла, при повороте крыла на 90° и кардинальным образом изменяет конфигурацию крыла на гиперзвуковую за счет уменьшения относительной толщины профиля и радиусов закруглений кромок крыла, уменьшений в удлинении крыла, стреловидности по передним кромкам, сужении крыла в необходимых размерах, что позволит создавать лучший симбиоз дозвуковых, сверхзвуковых или гиперзвуковых конфигураций одного крыла.
5. Аэродинамическая схема по п.1, отличающаяся от прототипа тем, что для обеспечения устойчивости и управляемости полета летательного аппарата при повороте крыла целесообразно использовать сменные рули направления и функции элевонов-рулей высоты, кроме варианта с использованием мотогодольных крыльев.
6. Аэродинамическая схема по п.1, отличающаяся от прототипа тем, что лучшей натренированности летчика установить единую постоянную дифференциальную зависимость заданных угловых скоростей вращения летательного аппарата во всех конфигурациях, на всех скоростях и высотах полета, включая космические в зависимости от величин отклонения ручки управления летательным аппаратом и необходимых для этого физических усилий.
7. Аэродинамическая схема по п.1, отличающаяся от прототипа тем, что должны использоваться новые функции автопилота: полет по заданному углу атаки, в том числе, и на первом и втором режимах полета.
8. Аэродинамическая схема по п.1, отличающаяся от прототипа тем, что (полу)автоматический режим работы автопилота компенсирует динамическую и статическую неустойчивость Летательного аппарата путем гашения больших амплитуд автоколебаний при отрицательных запасах устойчивости по углу атаки, скольжения и крена.