СВЕРХЗВУКОВОЙ САМОЛЕТ (ВАРИАНТЫ)
SUPERSONIC AIRCRAFT (VERSIONS)

Изобретение относится преимущественно к административным (деловым) самолетам большой дальности, предназначенным для совершения деловых поездок руководителями государств, муниципальных органов, крупных предприятий, бизнесменами и т.д., а также для экстренной доставки небольших грузов с целью экономии времени во всех случаях по сравнению с использованием других транспортных средств.
Все существующие административные самолеты имеют дозвуковые скорости полета. При перелете на расстояние 6000…7500 км дальние дозвуковые самолеты типа "Фалькон", "Челенджер", "Гольфстрим" и др. затрачивают почти 10 летных часов. Для снижения физиологических и психологических нагрузок, действующих на пассажиров в столь продолжительном полете, эти летательные аппараты (ЛА) оборудованы комфортабельными салонами, габариты которых обеспечивают возможность передвижения по салону в полный рост.
Принимая во внимание, что вся деловая поездка на расстояние 6000…7500 км с учетом необходимого для отдыха времени занимает 2…3 дня, представляется весьма актуальным обеспечение возможности совершения однодневных деловых поездок, когда, отбывая из дома утром, днем можно провести совещание в месте прилета и вечером возвратиться домой. Такой режим поездки облегчит пассажиру физиологическую переносимость полета, не нарушит привычный ритм жизни и не потребует непроизводительных затрат времени на адаптацию к местному времени в пунктах прибытия и возвращения. Решение этой задачи возможно при создании сверхзвуковых деловых самолетов с крейсерской скоростью полета 1900…2100 км/час.
Известен проект сверхзвукового административного самолета С-21, разрабатываемый ОКБ им. П.О.Сухого совместно с американской фирмой "Гольфстрим" (см. "Московский международный аэрокосмический салон", Москва, изд-во "Афрус", ИПТК "Логос", 1995 г.). Как указывается в источнике, С-21 имеет взлетный вес около 52 т и рассчитан на перевозку 8…10 пассажиров на дальность до 7400 км. Самолет имеет аэродинамическую компоновку, содержащую фюзеляж, значительно выступающий перед крылом с двойной стреловидностью по передней кромке, цельноповоротное переднее горизонтальное оперение, однокилевое вертикальное оперение и три мотогондолы двигателей, две из которых расположены под крылом, а третья - в хвостовой части фюзеляжа. Максимальные габариты пассажирского салона самолета С-21 в поперечном сечении составляют по высоте - 1.86 м, по ширине - 1.6 м. Однако высокий уровень звукового удара (более 45 Па) не позволяет осуществлять полеты над сушей на сверхзвуковой скорости. В связи с этим область использования С-21 как сверхзвукового самолета ограничена полетами через океан. Кроме того, эксплуатационные затраты для С-21 более чем в два раза превышают затраты для дозвуковых аналогов вследствие его существенно большей стоимости (40…50 млн долларов вместо 18…25 млн долларов) и примерно втрое большего расхода топлива.
Известен сверхзвуковой деловой самолет "Аерион" (см. патент США №5897076, 27 апреля 1999 г.), разрабатываемый фирмой RENO (США), содержащий ламинаризированное крыло относительно малого удлинения с малым углом стреловидности. Однако такое крыло не обеспечивает снижения звукового удара и, кроме того, не обеспечивает необходимых для пассажирского самолета запасов устойчивости на больших углах атаки, возможных при расчетных порывах ветра.
Известен также сверхзвуковой самолет с крылом большой стреловидности (см. патент США №4828204, 1989 г.), содержащий фюзеляж, передняя секция которого расположена перед крылом, центральная секция конструктивно объединена с крылом, задняя секция фюзеляжа выступает за заднюю кромку крыла. Передняя секция фюзеляжа и часть его центральной секции имеют наклоненные вовнутрь боковые стенки, образующие в продольном направлении поверхность с одинарной кривизной. Центральная секция имеет нижнюю поверхность, сочлененную с нижней поверхностью крыла таким образом, что фюзеляж нигде не выступает ниже крыла. Две гондолы двигателей, установленные на нижней поверхности крыла по обе стороны фюзеляжа, имеют воздухозаборники, расположенные позади передней кромки крыла. Самолет содержит два вертикальных киля, каждый из которых установлен вблизи соответствующего конца крыла, выше и ниже его плоскости хорд. На каждом конце крыла имеется дополнительная поверхность, которая может поворачиваться относительно поперечной оси, обеспечивая управление самолета по крену и тангажу. Очевидно, аэродинамическая компоновка оптимизирована под сверхзвуковой крейсерский режим полета, в связи с чем крыло самолета имеет малое удлинение и площадь. Для размещения салона и относительно большого количества топлива фюзеляж самолета имеет большую длину. В результате его смачиваемая поверхность, а следовательно, его аэродинамическое сопротивление и вес конструкции возрастают. Трапециевидная форма поперечного сечения фюзеляжа нерациональна с точки зрения работы конструкции на избыточное давление внутри фюзеляжа, что также увеличивает вес его конструкции. Данная форма поперечного сечения также не оптимальна для обеспечения высокого комфорта пассажирам, т.к. максимальная ширина кабины должна находиться на уровне локтей, а не на уровне пола. Разнесенные по размаху крыла мотогондолы двигателей частично разгружают крыло, однако требуют усиления конструкции крыла для восприятия сосредоточенных нагрузок. Разнесенные мотогондолы увеличивают примерно на 20% волновое сопротивление и примерно на 40% сопротивление трения мотогондол, что связано с формой самих гондол (площадь миделевого сечения мотогондолы примерно в 1.5 раза превышает площадь входа в воздухозаборник) и ростом их смачиваемой поверхности по сравнению с компоновкой двигателей в единой интегрированной мотогондоле. Кроме того, применение разнесенных мотогондол усложняет задачу по обеспечению балансировки самолета при отказе одного из двигателей.
Известен сверхзвуковой самолет (см. патенты US № 6729577 В2, May 4, 2004, US № 6824092 B1, Nov. 30, 2004 и US № 6921045 В2, Jul. 26, 2005), содержащий удлиненный фюзеляж, крыло большой стреловидности с углом поперечного V и с органами управления на задней кромке, хвостовое оперение с обратным V, опирающееся на заднюю часть крыла и киль, а также гондолы двигателей, расположенные под задней частью крыла. Судя по публикациям, этот вариант самолета оптимизирован для достижения минимально возможного уровня звукового удара. Однако удлиненный фюзеляж, максимальный диаметр которого вынесен вперед относительно передней кромки наплыва крыла, требует усиления конструкции для обеспечения необходимой жесткости и создает дополнительное сопротивление трения. В результате по оценкам значение аэродинамического качества на крейсерском режиме не превышает величины 6…6.5. Расположение воздухозаборников под крылом полезно для повышения коэффициента восстановления полного давления, однако по результатам проведенного авторами эксперимента в аэродинамической трубе сильные возмущения потока от воздухозаборников фактически сводят на нет все мероприятия по снижению звукового удара от планера самолета.
Известен сверхзвуковой самолет (см. патент RU №2212360 С1, 21.03.2002), содержащий фюзеляж, крыло, расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку с установленным на ней вертикальным оперением, переднее горизонтальное оперение и шасси, причем крыло смещено назад относительно фюзеляжа и выполнено трапециевидным, в месте соединения фюзеляжа с крылом на верхней части фюзеляжа выполнен косой срез, переходящий в горизонтальную площадку, на которой расположены воздухозаборники силовой установки, а корневая и консольная часть крыла имеют либо нулевую и положительную V-образность соответственно, либо корневая часть крыла имеет V-образность большую, чем консоли крыла. Однако, как и у предыдущего варианта, удлиненная носовая часть фюзеляжа требует усиления конструкции для обеспечения необходимой жесткости и создает дополнительное сопротивление трения, а также усложняет проблему реализации потребной с аэродинамической точки зрения центровки. Применение верхних воздухозаборников в компоновке с ПГО, по всей видимости, невозможно
из-за высокой вероятности попадания вихрей. Аналогичная проблема для указанной компоновки возможна и в отношении вихрей, сходящих с места сочленения крыла и фюзеляжа а также, на некоторых режимах, с боковой кромки косого среза. Кроме того, применение крыла положительной V-образности с углами 20…30° приводит к заметному увеличению поперечной устойчивости и невозможности балансировки по крену при появлении угла скольжения.
Кроме того, все приведенные выше варианты сверхзвуковых самолетов не содержат технических решений, обеспечивающих выполнение норм по шуму в районе аэропорта, создаваемого в основном сверхзвуковой струей двигателей.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является сверхзвуковой самолет (см. патент RU 2100253 С1, 06.12.95 г.), содержащий фюзеляж, стреловидное крыло с механизацией, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, шасси, вертикальное оперение, аэродинамические органы управления, систему управления, отличающийся тем, что фюзеляж плавно сопрягается с крылом и с верхней частью мотогондолы и не выступает за сопла двигателей, двигатели размещены в единой мотогондоле, при этом воздухозаборники расположены под крылом и их передние кромки находятся на расстоянии 0,6…0,8 длины фюзеляжа, отсчитывая от его носка, каждая половина крыла выполнена из трех секций, причем величины относительных размахов корневой и промежуточной секций крыла в долях полуразмаха крыла в точках излома составляют значения 0,2…0,35 и 0,6…0,75 соответственно, углы стреловидности по передней кромке составляют 70°-82° для корневой секции, 55°-65° для промежуточной секции и 35°-55° для концевой секции, стреловидности задних кромок концевой и промежуточной секций составляют значения ±10°, а величина корневой хорды крыла составляет значение 0,8…1,0 длины фюзеляжа. Однако прототип имеет уровень звукового удара в крейсерском полете более 18…20 Па и, также как и другие указанные выше варианты, не содержит технических решений, обеспечивающих выполнение норм по шуму в районе аэропорта.
Задачей данного изобретения является разработка технических решений для сверхзвукового делового самолета (СДС) с аэродинамической компоновкой, обеспечивающей снижение веса конструкции самолета, достижение высоких характеристик в крейсерском полете при выполнении норм по шуму в районе аэропортов, обеспечении уровня звукового удара, допустимого для полета над сушей без ограничений (менее 15 Па).
Технический результат состоит в снижении уровней звукового удара и шума при сохранении относительно малой площади смачиваемой поверхности самолета, низкого уровня волнового сопротивления самолета и относительного веса конструкции планера.
Технический результат достигается тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло с механизацией, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, сверхзвуковых воздухозаборников и сопел, шасси, вертикальное оперение, аэродинамические органы управления, систему управления, носик фюзеляжа выполнен с радиусом 0.1…5 мм в вертикальной плоскости и радиусом 300…1500 мм в горизонтальной плоскости, причем его нижняя поверхность наклонена по отношению к горизонтальной плоскости на угол 25…35°, а верхняя - на 10…15°, и плавно сопрягается с остальной передней частью фюзеляжа, имеющей близкие к круговой форме поперечные сечения, причем нарастание радиуса передней части фюзеляжа, соответствующее оптимальному распределению для достижения минимума звукового удара, выполнено примерно до середины длины пассажирского салона.
Технический результат достигается также тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло с механизацией, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, сверхзвуковых воздухозаборников и сопел, шасси, вертикальное оперение, аэродинамические органы управления, систему управления, корневая секция крыла выполнена с криволинейной на плановой проекции передней кромкой и с углом поперечного V, равным 3…9°, причем в месте сопряжения с фюзеляжем имеет угол стреловидности 80…86°, профиль передней кромки корневой секции крыла выполнен с радиусом закругления 5…40 мм, а консольная часть крыла выполнена с углом поперечного V, равным 2…8°.
Задняя кромка корневой секции крыла выполнена с изломом, причем положение излома по размаху превышает размах сопла и выступает за вертикальное оперение на величину 0.1…0.3 полуразмаха сопла, угол стреловидности кромки, соединяющей заднюю точку концевого сечения корневой части крыла и точку излома составляет значение -70…-80°, причем на конце выступающей за вертикальное оперение по размаху части крыла выполнен руль высоты.
Руль высоты объединен с горизонтальным оперением, причем размах горизонтального оперения не превышает размаха корневой части крыла более чем на 15%.
Технический результат достигается также тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло с механизацией, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, сверхзвуковых воздухозаборников и сопел, шасси, вертикальное оперение, аэродинамические органы управления, систему управления, сверхзвуковые воздухозаборники двигателей размещены над верхней поверхностью корневой части крыла по бокам фюзеляжа, причем расстояние от края воздухозаборника до кромки корневой части крыла составляет значение не менее 1/3 размаха корневой части крыла, а перед воздухозаборниками крыло и фюзеляж выполнены с поджатием, которые на расстоянии 0.15…0.5 характерного поперечного размера воздухозаборника выходят на плоскости с углом наклона 0…±3° по отношению к продольной оси самолета.
На плоскостях перед воздухозаборниками и в них самих выполнены перфорированные участки, с внутренней стороны к которым прилегает воздуховод слива пограничного слоя на верхнюю поверхность фюзеляжа и крыла.
Сверхзвуковые воздухозаборники содержат механизм управляемого перепуска воздуха из канала слива пограничного слоя в канал воздуховода к двигателю.
Сверхзвуковые воздухозаборники выполнены в виде кругового сегмента с углом раскрытия 100…130°, причем щеки воздухозаборника выполнены параллельно плоскостям на крыле и фюзеляже перед воздухозаборниками.
Технический результат достигается также тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло с механизацией, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, сверхзвуковых воздухозаборников и сопел, шасси, вертикальное оперение, аэродинамические органы управления, систему управления, нижняя хвостовая часть фюзеляжа, интегрированного с мотогондолами двигателей, плавно переходит в плоскую в поперечном направлении поверхность, причем ее ширина равна или превышает ширину сопел двигателей, и заканчивается рулем высоты.
экв
экв
Технический результат достигается также тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло с механизацией, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, сверхзвуковых воздухозаборников и сопел, шасси, вертикальное оперение, аэродинамические органы управления, систему управления, критическое сечение сверхзвукового сопла расположено над верхней поверхностью фюзеляжа, причем расстояние от критического сечения до конца фюзеляжа составляет значение не менее 3…6·D, где D - диаметр круга, равного по площади критическому сечению, а по бокам сопла расположено двухкилевое вертикальное оперение с углом развала 2…30°.
Критическое сечение сопла имеет прямоугольное сечение, причем отношение высоты и ширины критического сечения составляет значение 3…10, выполнено с поворотной верхней створкой длинной 0.5…1.5 высоты критического сечения сопла с углами поворота -5…20°.
Хвостовой руль высоты содержит механизм смещения его на дозвуковых режимах вниз на расстояние 0.1…0.5 высоты сопла.
Консоль вертикального оперения выполнена с постоянной или регулируемой щелью с размером в поперечном сечении 0.1…0.5 высоты сопла и с высотой, соответствующей высоте боковой границы струи газа из сопла двигателя.
Перед рулем высоты на верхней поверхности фюзеляжа расположена поворотная панель реверса, под которой расположены каналы для нижних струй реверса и закрывающие их на режимах полета без реверса створки, причем каналы направлены под углом 0…20° в боковом направлении.
Таким образом, указанный результат достигается за счет разных групп признаков: использования приплющенной носовой части фюзеляжа, крыла сложной формы в плане, расположения воздухозаборников над крылом с предварительным подтормаживанием потока поверхностью крыла и фюзеляжа, управляемого перепуска воздуха из канала слива пограничного слоя в канал воздуховода к двигателю, хвостовой части интегрированного с мотогондолой фюзеляжа и сопла с определенным соотношением параметров. Наибольший эффект будет достигнут при одновременном использовании указанных признаков и их рациональном взаимном расположении.
Заявленная группа технических решений иллюстрируется графическими материалами, где на фиг.1 показана плановая проекция самолета, на фиг.2 - общий вид сверхзвукового самолета с передней полусферы, на фиг.3 изображена схема поджатия крыла (фюзеляжа) перед воздухозаборниками и схема перепуска пограничного слоя, на фиг.4 приведена компоновка хвостовой части с соплом, на фиг.5 - схематичное сечение сопла.
Самолет выполнен по аэродинамической схеме "бесхвостка с ГО" с расчетной степенью продольной статической неустойчивости на дозвуковых и устойчивости при сверхзвуковых скоростях (см. фиг.1) и содержит фюзеляж 1, стреловидное крыло 2 с механизацией, объединенную для двух или более двигателей и интегрированную с хвостовой частью фюзеляжа мотогондолу 3 с воздухозаборниками 4 и соплом 5, вертикальное оперение 6, аэродинамические органы управления, шасси и систему управления.
Передняя часть фюзеляжа 1 включает уплощенный носовой обтекатель 7, а также кабину пилотов и пассажирский салон 8, которые для обеспечения комфорта и минимальной массы конструкции выполнены с близкими к круговой форме сечениями.
Для минимизации уровня звукового удара от фюзеляжа целесообразно пиковое увеличение избыточного давления в головном скачке с последующим плавным нарастанием давления. Данная форма носовой части в отличие, например, от самолета по патенту США № 6921045 В2 создает меньшее сопротивление, поскольку плоская поверхность по сравнению с конической создает такое же повышенное давление при меньших углах наклона и, кроме того, вносит положительный вклад в подъемную силу и создает благоприятный для уменьшения потерь аэродинамического качества на балансировку при сверхзвуковом полете аэродинамический момент на кабрирование. Дополнительно указанная форма уменьшает длину носовой части фюзеляжа, повышает путевую устойчивость (что позволяет уменьшить площадь, а следовательно, и вес, и сопротивление вертикального оперения). Плавное нарастание диаметра фюзеляжа, соответствующее оптимальному распределению для достижения минимума звукового удара, примерно до середины длины пассажирского салона 8, уменьшает длину носовой части фюзеляжа и создает меньшее сопротивление.
Корневая секция крыла выполнена с криволинейной на плановой проекции передней кромкой 9 и с углом поперечного V, равным 3…9°, причем в месте сопряжения с фюзеляжем 1 имеет угол стреловидности 78…84°, а консольная часть крыла 10 выполнена с углом поперечного V, равным 2…8°. Большой угол стреловидности корневой секции крыла в месте сочленения с фюзеляжем обеспечивает минимальные возмущения потока, что благоприятно для снижения уровня звукового удара и волнового сопротивления. Плавное нарастание возмущений от крыла не требует уменьшения диаметра фюзеляжа от точки сопряжения с крылом для достижения оптимального распределения с целью минимизации звукового удара и, соответственно, позволяет увеличить объем и уменьшить длину и вес фюзеляжа, а также предотвращает появление вихрей в месте сочленения. Наличие умеренного угла поперечного V практически не сказывается на характеристиках устойчивости и управляемости, но благоприятно для снижения звукового удара. Закругление передней кромки 9 увеличивает объемы крыла и значение максимально допустимого угла атаки, что снижает требования к эффективности и скорости перекладки органов управления при компенсации воздействия порывов ветра, а также увеличивает аэродинамическое качество при дозвуковых скоростях за счет реализации подсасывающей силы. При этом согласно имеющейся в литературе информации при дозвуковой передней кромке возрастания волнового сопротивления при сверхзвуковом обтекании не происходит.
Наличие заднего наплыва большой стреловидности благоприятно как при сверхзвуковых скоростях полета, поскольку работает в области положительной интерференции с консолями крыла, так и на больших углах атаки при воздействии порыва при малых дозвуковых скоростях, поскольку на его верхней поверхности у кромки 11 образуется продольный вихрь, предотвращающий отрыв потока с верхней поверхности фюзеляжа и, как следствие, затягивающий появление "ложки" в характеристике продольного момента, а также повышающий аэродинамическую эффективность руля высоты 12.
Объединение руля высоты 12 с горизонтальным оперением 13 повышает их аэродинамическую эффективность, а расположение ГО практически в следе за задним наплывом корневой части крыла обеспечивает работу консоли ГО в скосах, близких к 1, что повышает эффективность горизонтального оперения, особенно для создания пикирующего момента при отклонении механизации по задней кромке консолей крыла 10.
Верхнее расположение воздухозаборников 4 исключает их неблагоприятное влияние на величину звукового удара и исключает попадание посторонних предметов при движении по взлетно-посадочной полосе, а также горячих струй газа при включении реверса. Расположение воздухозаборников вблизи вертикальной плоскости симметрии позади наплыва на расстоянии до передней кромки корневой части крыла 9 не менее 1/3 размаха корневой части крыла исключает попадание вихрей от переднего наплыва на вход в воздухозаборники. Ухудшение характеристик воздухозаборников при сверхзвуковых скоростях за счет разгона потока на верхней поверхности крыла компенсируется предварительным поджатием 14 поверхности крыла и фюзеляжа с последующим плавным переходом с отрицательной кривизной на плоскости 15 с углом наклона 0…±3° по отношению к продольной оси самолета, что подтормаживает и выравнивает поток перед входом в воздухозаборники.
Подтормаживание и, как следствие, повышение давления перед воздухозаборниками позволяют осуществлять отвод пограничного слоя через перфорацию 16 и его слив через воздуховод слива 17 на верхнюю поверхность фюзеляжа 1 и крыла 2, что практически устраняет дополнительное сопротивление, которое вызывает традиционный клин слива пограничного слоя.
Сверхзвуковые воздухозаборники 4 содержат механизм 18 управляемого перепуска воздуха из канала слива пограничного слоя 17 в канал воздуховода 19 от воздухозаборников к двигателю. Механизм 18 управляемого перепуска может быть выполнен как в виде управляемой створки, так и в виде створки, открывающейся или закрывающейся автоматически в зависимости от перепада давления в канале слива 17 и воздуховоде 19. Это техническое решение обусловлено тем обстоятельством, что потребная для сверхзвукового полета площадь горла воздухозаборника недостаточна для прохода необходимого количества воздуха на до- и небольших сверхзвуковых скоростях. При этом отрицательное влияние от забора пограничного слоя на характеристики потока перед входом в двигатели по мере снижения числа М полета уменьшается, а при дозвуковых скоростях полета даже становится благоприятным.
Угол раскрытия щек 20 воздухозаборников 4, равный 100…130° на виде спереди, обеспечивает плавное сопряжение крыла и фюзеляжа и минимизирует отрицательные углы наклона, необходимые для поджатия крыла и фюзеляжа 14 с последующим переходом на плоскости 15 с околонулевым наклоном к продольной оси самолета. Обечайка 21 кругового сегмента сопрягается с мотогондолой двигателей 3 с минимальными углами и, следовательно, волновым сопротивлением.
Нижняя хвостовая часть фюзеляжа 1, интегрированного с мотогондолами двигателей 3, плавно переходит в плоскую в поперечном направлении поверхность 22, причем ее ширина равна или превышает ширину сопел двигателей 5, и заканчивается рулем высоты 23, расположенных между килями вертикального оперения 6. Такое техническое решение обеспечивает высокую эффективность продольного управления, минимизацию волнового сопротивления и создание благоприятного кабрирующего момента на сверхзвуковых скоростях.
экв
экв
Критическое сечение 24 сверхзвукового сопла 5 расположено над верхней поверхностью фюзеляжа 1, причем расстояние от критического сечения до конца фюзеляжа составляет значение не менее 3…6·D, где D - диаметр круга, равного по площади критическому сечению, а по бокам сопла 5 расположено двухкилевое вертикальное оперение 6 с углом развала 2…30°. Согласно оценкам такие форма и расположение критического сечения сопла обеспечивают снижение шума струи на 6…10 дБА.
Критическое сечение 24 сопла 5 имеет прямоугольное сечение, причем отношение высоты и ширины критического сечения составляет значение 3…10, выполнено с поворотной верхней створкой 25 длиной 0.5…1.5 высоты критического сечения сопла с углами поворота относительно поперечной оси -3…16°. Указанные параметры критического сечения обеспечивают рациональную интеграцию сверхзвукового сопла 5 с мотогондолой 3, а поворотная верхняя створка 25 обеспечивает уменьшение потери тяги сопла 5 на трансзвуковых и сверхзвуковых режимах.
Хвостовой руль высоты 23 содержит механизм смещения его на
взлетно-посадочных режимах вниз на расстояние 0.1…0.5 высоты сопла. Смещение вниз руля высоты обеспечивает эжекцию внешнего воздуха через щель 26 между хвостовой частью фюзеляжа 1 и хвостовым рулем 23 для снижения шума на взлетно-посадочных режимах за счет перемешивания струи с внешним потоком и снижении ее скорости при сходе с верхней поверхности руля.
Организация постоянной или регулируемой щели 30 с размером в поперечном сечении 0.1…0.5 высоты сопла между боковой границей струи и консолью вертикального оперения 6 обеспечивает эжекцию через щель внешнего воздуха для снижения шума на взлетно-посадочных режимах за счет перемешивания струи с внешним потоком и снижении ее скорости при сходе с боковой поверхности киля (величина шума струи, как известно, пропорциональна скорости струи в 8-й степени).
Перед рулем высоты 23 на верхней поверхности фюзеляжа 1 расположена поворотная панель реверса 27, под которой расположены каналы 28 для нижних струй реверса и закрывающие их на режимах полета без реверса створки 29. При повороте панели струя двигателя упирается в панель и разворачивается одной частью вперед и вверх, а другой частью - вперед и вниз в каналы. Выбором угла поворота панели и углами профилировки каналов обеспечивается требуемый коэффициент реверсирования тяги, требуемое значение вертикальной составляющей тяги реверса и направление струи в боковом направлении для предотвращения образования аэродинамического "вала" под поверхностью самолета.
Остальные элементы, узлы и системы выполнены на основе известных принципов и методов проектирования.
В результате по сравнению с прототипом самолет практически не теряет в аэродинамических и весовых характеристиках, однако обеспечивает существенное снижение уровня звукового удара и шума на местности.
Результаты проработок и расчетов показывают, что самолет, выполненный по предложенным схемам и с предложенными техническими решениями, будет иметь высокие характеристики по аэродинамическому сопротивлению и массе его конструкции и меньшие уровни звукового удара и шума на местности в районе аэропорта.