Патент на изобретение №2167787
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) САМОЛЕТ
(57) Реферат: Изобретение относится к авиации. Самолет включает корпус-крыло, стабилизатор, рули крена, высоты, направления, систему управления, отсеки экипажа, полезного груза, топливные баки и двигатель. Самолет снабжен задним обтекателем с перфорированной обшивкой, нагнетателем, который предназначен для подачи встречного потока воздуха под перфорированную обшивку заднего обтекателя, парой крыльев с элеронами, при этом в продольной плоскости корпус-крыло выполнен с расширением от носовой части к заднему обтекателю и имеет примерно плоское днище, а длина плавной кривой, описывающей верхнюю поверхность корпуса-крыла, больше длины днища. Изобретение направлено на повышение удельной грузоподъемности, снижение расхода топлива и трудоемкости изготовления. 6 з.п. ф-лы, 11 ил. Изобретение относится к самолетам. Прототипом предлагаемого является летательный аппарат (ЛА) – самолет типа корпус-крыло по а. с. СССР N 835023, B 64 C 39/06 (авторы Аксенов Ю.В., Илюшин B.С., Фролов С.Г.). В указанном аппарате-дископлане круглой формы в плане, снабженном выпуклыми днищем и верхней поверхностью квазисуперкритического профиля, двумя наклонными килями с горизонтальным оперением в виде диска, колесным шасси, выносной кабиной пилотов, двигательной установкой, грузовым и пассажирским отсеками, с необычно высокой полезной нагрузкой 600 т, применены известные турбокомпрессорные воздушно-реактивные двигатели (ТКВРД) с профилированными соплами с установкой их на верхней поверхности корпуса-крыла квазисуперкритического профиля равномерно-дискретно по его размаху. Известные двигатели имеют низкий полный КПД, не превышающий 23-27%. Для снижения расхода топлива выгоднее предусматривать высоту полета около 11 км, скорость примерно 850 км/час. Реальная необходимость в транспортировке грузов на большой высоте при повышенных скоростях и затратах топлива очень мала. Имеются самолеты с колесным шасси, поплавками, лыжами, на воздушной подушке, например по а. с. СССР N 805563, 6 B 60 V 3/08. Известен более экономичный роторный двигатель внутреннего сгорания лопаточного типа по патенту РФ N 2028476. Этот двигатель с ротором диаметром 120 мм, длиной 100 мм при частоте вращения 6000 об/мин, массе 12 кг имел мощность 24 кВт, то есть 0,5 кг/кВт мощности, что в 2-8 раз легче и компактнее поршневых ДВС. По удельным материалоемкости, мощности и коэффициенту полезного действия это лучше, чем у поршневых ДВС, которые имеют эффективный КПД 30-42%. См. Г. Н. Алексеев “Общая теплотехника”. Москва, Издательство “Высшая школа”, 1980 г., стр. 477. Применяемые в самолетах ТКВРД имеют полный КПД примерно 23-27% (стр. 528), прямоточные воздушно-реактивные двигатели на Земле имеют КПД около 3-5% и экономичны только для сверхзвуковых самолетов (стр. 527). Ядерные турбинные двигатели (ЯТД) с использованием природного урана и реакторов на тепловых нейтронах имеют КПД примерно 0,205%, а с реакторами на быстрых нейтронах 4-6% по отношению к энергии ядерного топлива (стр. 516). Известны роторно-цилиндровые двигатели (РЦД) непрерывного сжигания топлива по патентам на изобретение РФ N 2143078, N 2143570, решение о выдаче патента по заявке на выдачу патента РФ на изобретение N 99118497, которые позволяют снизить токсичность продуктов сгорания и повысить КПД до 45-48% при одной РЦ газовоздушной машине и довести КПД до 70% при использовании в комплексе двигателя дополнительно РЦ парогазовой и РЦ паровой расширительных машин. Самолет прототип имеет следующие недостатки: – низкое аэродинамическое качество корпуса-крыла. Под аэродинамическим качеством корпуса-крыла понимается отношение полезной подъемной силы к вредной силе лобового сопротивления; – высокий удельный расход топлива на транспортировку грузов: – повышенная удельная материалоемкость и масса на единицу полезного груза: – сложная конфигурация деталей и узлов самолета и связанная с этим повышенная удельная трудоемкость изготовления в пересчете на самолет равной полезной грузоподъемности; – пониженная устойчивость в полете. Задача изобретения направлена на повышение аэродинамического качества корпуса-крыла, сокращение удельных расхода топлива на транспортировку грузов, материалоемкости, трудоемкости изготовления самолетов и их эксплуатации, повышение безопасности полетов. Задача изобретения достигается выполнением: самолета, включающего корпус-крыло, стабилизатор, рули крена, высоты, направления, систему управления, отсеки экипажа, полезного груза, топливные баки и двигатель, снабженным задним обтекателем с перфорированной обшивкой, нагнетателем, который предназначен для подачи встречного потока воздуха под перфорированную обшивку заднего обтекателя, по крайней мере, одной парой крыльев с элеронами, при этом в продольной плоскости корпус-крыло выполнен с расширением от носовой части к заднему обтекателю и имеет примерно плоское днище, а длина плавной кривой, описывающей верхнюю поверхность корпуса-крыла, больше длины днища. Под примерно плоским днищем понимается плоское днище, внутри которого и под ним могут размещаться прикрепленные к нему специальные устройства с выступающими узлами, другими элементами, например, жестко закрепленные колесные шасси, бомбы, ракеты, лыжи, подводные крылья, нижняя часть кабины пилотов, раздвижные люки, приборы и другие устройства. Упомянутое плоское днище может иметь в продольной плоскости небольшую вогнутость и/или выпуклость, например, один или несколько реданов. Корпус-крыло в продольной плоскости расширяется от носовой к задней части или заднему обтекателю и может быть снабжен закрепленными впереди и/или над корпусом-крылом на килях несколькими крыльями с элеронами; упомянутого самолета снабженным: – по крайней мере, одним, расположенным над или впереди корпуса-крыла двигателем с размещенной над ним накладкой, образующей щель в совокупности с верхней поверхностью носовой части корпуса-крыла; – по крайней мере, двумя двигателями, установленными с возможностью изменения направления вектора тяги; – по крайней мере, одним крылом, размещенным впереди и/или над верхней поверхностью корпуса-крыла; – по крайней мере, двумя парами соединенных концами крыльев и, по крайней мере, двумя двигателями, каждый из которых размещен между крыльями с возможностью изменения направления вектора тяги; – по крайней мере, одной парой, а также гидроприводом для уборки подводных крыльев или пар колес шасси, или лыж в ниши корпуса-крыла; – по крайней мере, одним роторно-цилиндровым пневматическим или гидравлическим двигателем или нагнетателем, или вакуум-насосом, состоящим из цилиндрического корпуса с торцовыми крышками, подшипников, эксцентрично размещенного в упомянутом корпусе цилиндрического оребренного ротора и уплотнителей в виде цилиндрических тел вращения; – по крайней мере одним реданом под днищем корпуса-крыла; – воздухозаборниками нагнетателей воздуха, предназначенных для подачи встречного потока воздуха под перфорированную обшивку заднего обтекателя, размещенными на боковых поверхностях корпуса-крыла; – ядерно-турбинным двигателем, электрогенератором и электродвигателями с воздушными винтами; – по крайней мере одной узкой накладкой, которая в совокупности с нижним днищем под задним обтекателем образует расширяющееся сопло; – по крайней мере одним нагнетателем воздуха, дополненным механическим нагнетателем, вохдуховодом с распределительным коллектором и перфорированной перегородкой, например, сеткой, чешуей; – по крайней мере двумя секциями внутри корпуса-крыла, одна из которых негерметична и/или не имеет теплоизоляции; – по крайнее мере одним двигателем, недостаточным для самостоятельного подъема самолета в воздух, устройством для крепления буксировочного троса, то есть выполненным буксируемым мотопланером; – по крайней мере одним приводным мускульным устройством или двигателем для привода дополнительного механического нагнетателя скоростного воздушного потока, например электрического, и устройством для крепления буксировочного троса, то есть выполненным планером; – по крайней мере одним упомянутым рулем направления, закрепленным за килем или перед ним на валу или оси и установленным примерно по линии центров сил сопротивления, и по крайней мере одним рулем высоты, закрепленным в упомянутом стабилизаторе на валу или оси и размещенным примерно по линии центров сил сопротивления. Любой из упомянутых роторно-цилиндровых двигателей внутреннего сгорания, РЦ пневматических, гидравлических двигателей, РЦ нагнетателей, вакуум-насосов могут быть выполнены по патентам РФ на изобретение N 2143078, N 2143570 и решению о выдаче патента по заявке на выдачу патента РФ на изобретение N 99118497. В частности, по упомянутым патентам и заявке могут быть выполнены самолеты, снабженные: – по крайней мере одним механическим нагнетателем воздуха, который снабжен лопаточным или роторно-цилиндровым (РЦ) пневматическим или гидравлическим двигателем, состоящим из цилиндрического корпуса с торцовыми крышками, подшипников, эксцентрично размещенного в упомянутом корпусе цилиндрического оребренного ротора и уплотнителей в виде цилиндрических тел вращения; – по крайней мере одним колесом шасси, которое снабжено роторно-цилиндровым пневматическим или гидравлическим двигателем, состоящим из цилиндрического корпуса с торцовыми крышками, подшипников, эксцентрично размещенного в упомянутом корпусе цилиндрического оребренного ротора и уплотнителей в виде цилиндрических тел вращения; – роторно-цилиндровым двигателем, снабженным одной воздухонагнетательной машиной, по крайней мере одной газовоздушной и/или одной парогазовой, и/или одной паровой расширительными машинами, каждая из которых имеет индивидуальный вал с воздушным винтом, и промежуточным теплообменником, причем на упомянутом полом валу установлены передний воздушный винт и задний воздушный винт, при этом упомянутая парогазовая расширительная машина предназначена для использования парогазовой смеси, нагреваемой теплом от цилиндрических корпусов и роторов, а паровая расширительная машина предназначена для использования пара, образующегося в упомянутом промежуточном теплообменнике от тепла высокотемпературного теплоносителя, предназначенного для охлаждения корпусов газовоздушных и воздухонагнетательной машин; – роторно-цилиндровым двигателем, снабженным трубой, которая имеет входной конический патрубок и выходной теплоизолированный конический патрубок, часть которого перфорирована, кольцевой камерой, которая соединена с патрубком вывода продуктов сгорання, и оболочкой-обтекателем, на упомянутом валу установлены передний и задний воздушные винты, при этом передний воздушный винт размещен в указанном входном коническом патрубке, задний воздушный винт размещен в указанном выходном коническом патрубке; – роторно-цилиндровым двигателем, снабженным кольцевой обоймой, заслонкой и реактивным соплом, которые установлены на упомянутом патрубке для вывода продуктов сгорания и закреплены в упомянутой кольцевой обойме с возможностью поворота, а патрубок перед соплом выполнен с возможностью подсоединения топливопровода и воздухопровода. Схематично показано: на фиг. 1 – вид сбоку на самолет в статическом положении на воде с прямоугольными корпусом-крылом и стабилизатором на нескольких, например двух и более, килях с воздухозаборниками в них, двумя стартовыми двигателями, размещенными по одному на каждом борту выносного переднего крыла или пары крыльев с возможностью изменения вектора тяги, несколькими основными тяговыми двигателями с удлиненными воздухозаборниками и поворотными заслонками внутри них и групповой накладкой над ними, размещенными на вертикальных килях впереди, двумя парами соединенных концами бортовых крыльев и размещенным на вертикальных килях впереди передним крылом. Указанное крыло можно считать парой крыльев. Пары передних крыльев и/или пары боковых бортовых крыльев могут быть снабжены элеронами. Кабина пилотов условно не показана; на фиг. 2 – то же, что на фиг. 1, вид сбоку на стартующий самолет на воде с поднятой стартовыми двигателями над водой передней кромкой корпуса-крыла; на фиг. 3 – то же, что на фиг. 1, вид сверху; фиг. 4 – то же, что на фиг. 1, вид спереди на самолет на воде в статическом положении, при этом самолет условно дополнен подводными крыльями; на фиг. 5 – в разрезе вид ниши в нижней части корпуса-крыла самолета для размещения сменных одноосного колесного шасси или подводных крыльев, или лыж; на фиг. 6 – в разрезе вид ниши в нижней части корпуса-крыла самолета для размещения сменных многоосного колесного шасси или подводных крыльев, или лыж; на фиг.7 – вид сбоку на самолет с корпусом-крылом, тремя парами размещенных на бортах корпуса-крыла крыльев, из которых не менее чем одна пара снабжена элеронами, двумя двигателями, размещенными по одному на каждом борту, стабилизатором и рулями высоты, направления, вынесенными на консольных балках и килях на значительное расстояние от корпуса-крыла; на фиг. 8 – вид сбоку на самолет с прямоугольными корпусом-крылом, задним обтекателем, стабилизатором на нескольких, например трех, килях с четырьмя воздухозаборниками, четырьмя двигателями, размещенными по два на каждом борту, несколькими двигателями с групповой накладкой над ними, размещенными впереди, двумя парами бортовых боковых и двумя парами дополнительных крыльев, размещенных на вертикальных килях впереди и над корпусом-крылом. Спаренные бортовые двигатели имеют возможность изменения направления вектора тяги; на фиг. 9 – то же, что на фиг. 8, вид в плане, на фиг. 10 – вид сбоку на корпус-крыло гидросамолета с днищем, снабженным двумя реданами; на фиг. 11 – фрагмент вида сбоку на переднюю часть самолета с вынесенной вперед кабиной пилотов и уплощенной передней кромкой корпуса-крыла. Обозначения: Fд – общая сила тяги двигателя/ей, Fп – подъемная сила двигателя, она же составляющая часть общей силы Fд тяги двигателя, Fт – сила тяги двигателя в направлении полета, она же составляющая часть общей силы Fд тяги двигателя, G – сила тяготения самолета, Ц.Т. – условный центр тяжести самолета; стрелка B – направление входа скоростного потока воздуха в воздухозаборники. Угол @ – угол атаки корпуса-крыла. Самолет (фиг. 1, 2, 3, 4, 7, 8, 9) включает обладающие аэродинамической подъемной силой корпус-крыло 1 и закрепленный на килях 2.1, 2.2, 2.3,…, стабилизатор 3, который имеет вертикальное и горизонтальное оперения, одно- или многосекционные рули высоты 4.1, 4.2, 4,3,…, размещенные за килями рули направления 5,1, 5.2, 5.3, 5.4,.., .., размещенные на крыльях 6 рули крена – элероны 6.1 и 6.2, систему управления, отсеки экипажа 7, полезного груза, топливные баки и двигательную установку 8. Корпус-крыло 1 (широкий фюзеляж) может иметь прямоугольную или треугольную, или трапециевидную, или овальную форму, или комбинированную форму в плане. Он имеет не менее половины днища корпуса-крыла 1.3, выполненного примерно плоским, а упомянутый корпус-крыло 1 снабжен по крайней мере одной парой крыльев 6.3 и 6.4 и/или 6.5 и 6.6 с рулями крена – элеронами 6.1 и 6.2. Крылья 6.5 и 6.6 и/или 6.9 и 6.10 могут быть выполнены как одно целое крыло. Корпус-крыло 1 самолета может быть снабжено днищем из двух соединенных между собой под углом прямых плоскостей 1.3 и 1.4 (фиг. 1, 2, 8). Плоскость 1.3 днища размещена под носовой частью 1.1 корпуса-крыла 1, а плоскость 1.4 днища под обтекателя 1.2 (фиг. 8). Она является нижней частью заднего обтекателя 1.2. Под плоской частью 1.3 днища и/или в нем могут размещаться прикрепленные к нему специальные устройства, например реданы 1.16 (фиг. 10), обтекатели, одно- или многоосные колесные шасси 10.1, 10.2,…, . . . , лыжи, подводные крылья 1.14, нижняя часть кабины пилотов 7, приборы, раздвижные люки и другие устройства. В плоской части 1.4 днища обтекателя 1.2 могут быть устроены грузовые и пассажирские двери, трапы (фиг. 8). Корпус-крыло 1 в продольном сечении расширяется от носовой части 1.1 к заднему обтекателю 1.2. В зависимости от полной грузоподъемности, размеров и других факторов корпус-крыло 1 может быть снабжен закрепленными по бортам крыльями 6.3 и 6.4 с элеронами 6.1 и 6.2, и 6.7 и 6.8 (фиг. 1, 2, 3, 7, 8, 9) или впереди крыльями 6.5 и 6.6 с элеронами 6.1 и 6.2 или без них, и/или размещенными над корпусом-крылом 1 крыльями 6.9 и 6.10 на килях 2.5, 2.6, …, … , и/или несколькими другими общими или парными крыльями с элеронами или без них. Носовая часть 1.1 корпуса-крыла 1 значительно длиннее заднего обтекателя 1.2 и обладает аэродинамической подъемной силой. Верхняя поверхность обтекателя 1.2 может быть совмещена с верхней поверхностью корпуса-крыла (фиг. 1, 2) и в этом случае может обладать подъемной силой. К задней плоской части днища 1.4 может быть присоединен распределительный коллектор 1.5 нагнетателя воздуха с перфорированной или чешуйчатой перегородкой-поверхностью 1.6, например сеткой, сеткой с чешуей. Коллектор 1.5 предназначен для направления скоростного потока воздуха от воздухозаборника 1.7 к верхней и/или нижней поверхностям-обшивкам обтекателя 1.2, каждая из которых может быть выполнена перфорированной или чешуйчатой. Кили стабилизатора 2.1, 2.2, 2.3, …, … могут быть выполнены полыми и снабжены воздухозаборниками 1.7, через которые скоростной поток воздуха по воздуховодам в килях под избыточным давлением поступает в распределительный коллектор 1.5 и далее через отверстия в перфорированной перегородке/ах 1.6 или между чешуйками перегородки в атмосферу. Воздухозаборники 1.7 нагнетателя воздуха могут быть размещены на боковых стенках 1.8 и/или 1.9 корпуса-крыла 1. Внутри воздуховода от воздухозаборника 1.7 может быть дополнительно размещен по крайней мере один механический нагнетатель воздуха 1.13, например вентилятор/ы, воздуходувная/ые машина/ы 1.13. Корпус-крыло 1 выполнено из жестко связанных между собой продольных силовых профилированных ферм, покрытых гладкой листовой обшивкой. Он состоит из более длинной носовой части 1.1, верхняя поверхность которой выполнена выпуклой, а нижняя – днище – плоской, и плавно примыкающего к ней сзади короткого заднего обтекателя 1.2. Профиль верхней поверхности корпуса-крыла 1 в продольном сечении выполняется плавным. От передней кромки носовой части 1.1 к заднему обтекателю 1.2, он может описываться одной или несколькими известными кривыми, например, логарифмической спиралью или другой, полученной на основании моделирования конкретного опытного образца самолета. Передняя кромка корпуса-крыла 1 может быть выполнена уплощенной. В зависимости от проектируемой скорости полета профиль верхней поверхности может иметь плавный перегиб кривых, при этом в продольном сечении он постепенно расширяется (фиг. 11). Длина профиля плавной кривой, описывающей верхнюю поверхность носовой части 1.1 корпуса-крыла 1, всегда больше длины прямой плоской части 1.3 днища самолета и, вследствие разницы скоростей обтекания потоком воздуха более длинной выпуклой верхней поверхности и нижней в виде плоского днища 1.3, над верхней поверхностью носовой части 1.1 в полете или в движении по поверхности возникает разрежение, а под днищем 1.3 избыточное давление, то есть носовая часть 1.1 корпуса-крыла самолета обладает аэродинамической подъемной силой. Для уменьшения потерь давления тонкого слоя воздуха, сжимаемого под днищем 1.3 самолета в полете, боковые стенки 1.8 и 1.9 корпуса-крыла 1 могут быть снабжены скегами 1.10 и 1.11 или торцовыми шайбами-тонкослойными пластинами по бортам корпуса-крыла 1, выступающими за плоское днище 1.3 (фиг. 4) и верхнюю поверхность. Это позволяет несколько увеличить аэродинамическое качество корпуса-крыла 1. В полете за верхней выпуклой поверхностью обтекателя 1.2 самолета, показанного на фиг. 7, 8, 9, образуется разрежение, в которое из верхних слоев, имеющих соответствующее высоте полета более высокое атмосферное давление, сверху поступает воздух. Смешивание прилегающего к верхней поверхности разреженного воздушного потока и более плотного воздуха выше расположенных слоев вызывает турбулентное движение смешивающихся потоков воздуха, вследствие чего при этом уменьшается разрежение над выпуклой поверхностью обтекателя 1.2 (фиг. 8), действующая на обтекатель 1.2 подъемная сила, возникают и действуют на обтекатель 1.2 неравномерные силы, которые снижают устойчивость самолета в вертикальной плоскости. При этом на компенсацию сил разрежения за обтекателем 1.2 самолет затрачивает часть силы тяги двигателей. Для устранения этого вредного воздействия самолет (фиг. 8, 2) может быть снабжен воздухозаборниками 1.7 в килях 2.1, 2.2,…, …, через которые скоростной поток воздуха по воздуховодам поступает в коллектор-распределитель 1.5 воздуха под избыточным давлением. Далее, в зависимости от конструкции обтекателя 1.2 каждого конкретного самолета, он может направляться по воздуховодам под перфорированные верхнюю и/или нижнюю поверхность-обшивку обтекателя 1.2. В качестве воздуховодов нагнетателя скоростного потока воздуха могут быть использованы ограждения силового каркаса килей 2.1, 2.2, 2.3, . . . , …, консольных балок 1.12. Верхняя поверхность обтекателя 1.2 (фиг. 7, 8) при необходимости может быть выполнена как и нижняя – перфорированной или перфорированной и накрытой чешуей. Для уменьшения разрежения за обтекателем 1.2 в воздуховодах могут быть размещены дополнительные механические нагнетатели 1.13 воздуха, например вентилятор/ы, которые увеличивают подачу воздуха в коллектор 1.5 и через него в атмосферу непосредственно за верхней и/или нижней поверхностью-обшивкой обтекателя 1.2. Подача воздуха с избыточным давлением может быть предусмотрена также от тяговых двигателей самолета или отдельных небольших двигателей, например электрических или гидравлических лопаточных, роторно-цилиндровых, или лопаточных, роторно-цилиндровых двигателей внутреннего сгорания, размещенных в корпусе-крыле 1. Выбор размеров, формы, силового каркаса обтекателей 1.2, необходимость и целесообразность использования дополнительных нагнетателей воздуха 1.13 определяется при проектировании каждого конкретного самолета, как часть общей многофакторной задачи оптимизации отдельных элементов и узлов его конструкции. Корпус-крыло (широкий фюзеляж) 1 самолета внутри может быть одно- и многопалубным, с трансформируемыми при необходимости большими и малыми объемами, лестницами, внутренними средствами механизации, устройствами для крепления различных грузов, перевозимой техники, креслами для пассажиров. Он может иметь одинаковые или разные по размерам и функциональному назначению секции с параллельными проходами, проездами внутри, передние, задние, боковые, верхние, нижние иллюминаторы, грузовые и десантные люки, пассажирские и грузовые двери, внутренние пассажирские и грузовые трапы, багажные, складские, оружейные, пищевые, сантехнические и другие функциональные блоки. При этом отдельные пассажирские, грузопассажирские секции могут быть утепленными, герметичными, а грузовые холодными, неутепленными и негерметичными. Количество, размеры, формы и объемы, размещение упомянутых пассажирских, грузопассажирских и грузовых секций определяется при проектировании каждого конкретного самолета. Прямоугольная в плане форма корпуса-крыла 1, при необходимости нетрадиционно широкого и высокого фюзеляжа 1, облегчает компоновку самолета для различного функционального применения, позволяет в определенных безопасных пределах смещать центр тяжести при взлете, в полете, перед посадкой. Для этого кили 2.1, 2.2,….., …. и стабилизатор 3, а также днище 1.3, боковые стенки 1.8 и 1.9, внутренние продольные и поперечные фермы-перегородки, стойки, верхняя поверхность корпуса-крыла 1, консольные балки 1.12 стабилизатора, крылья 6.3, 6.4,…, …. могут быть использованы в качестве ограждающих, теплоизолирующих и силовых элементов самолета, а также для размещения в них и/или с их частичным использованием грузов, топлива и других расходных материалов. Упомянутые узлы, детали и другие элементы одновременно могут быть использованы в качестве силовых элементов самолета и для другого функционального назначения, например радиаторов, теплообменников роторно-цилиндровых и других двигателя/ей внутреннего сгорания, сплошных и перфорированных стенок топливных, водяных, пищевых и прочих сборников, баков, стоек и полок многоярусных стеллажей для размещения грузов, например контейнеров, чемоданов, ящиков. Кабина экипажа 7 установлена в носовой части 1.1 корпуса-крыла 1, вдоль продольной оси, и для лучшего обзора может быть вынесена вперед, снабжена верхним и нижним светопропускающим ограждением, или выполнена выдвижной, которая с целью уменьшения лобового сопротивления и аэродинамических потерь имеет возможность гидроприводом временно выдвигаться из телескопической трубы только на время взлета или посадки. Для улучшения кругового обзора самолет может быть снабжен по периметру несколькими видеокамерами и размещенными в кабине пилотов видеомониторами. Нижняя часть кабины пилотов может размещаться ниже плоскости 1.3 днища. Кабина может быть выполнена одно- или многопалубной. Управление одно- или многосекционными рулями высоты 4.1, 4.2, 4.3, …, направления 5.1, 5.2, …, крена 6.1, 6.2, тягой стартовых двигателей 8.9 и 8.10 и основных двигателей 8.3, 8.4, 8.5, …, подъемом и выпуском колесных шасси 10.1, 10.2, …, подводных крыльев 1.14 или лыж осуществляется из кабины экипажа 7. Самолет может иметь трех- или многоопорное колесные шасси 10.1, 10.2, 10.3, …. или подводные крылья, или лыжи, которые могут гидроприводом убираться в ниши 11 корпуса-крыла 1 (фиг. 4, 5, 6). Самолет может быть снабжен по крайней мере одним двигателем, например 8.5, с накладкой 9 над ним, размещенным над или впереди корпуса-крыла 1 (фиг. 1, 2, 3, 8, 9) на одном из отдельных передних килей. Накладка 9 над двигателем/ями в совокупности с верхней поверхностью носовой части 1.1 корпуса-крыла 1 образует щель, в которой смешивается, несколько охлаждается и относительно равномерно распределяется поток смеси из набегающего потока воздуха и горячих продуктов сгорания двигателя/ей 8.3, 8.4, 8.5, 8.6, …, . . . , над выпуклой поверхностью корпуса-крыла 1. Эта смесь имеет температуру выше температуры окружающего воздуха, а плотность ниже плотности окружающего воздуха. Скоростной поток указанной газовоздушной смеси имеет скорость большую, чем скорость полета самолета, и вследствие разницы скоростей давит на холодный поток воздуха над верхней поверхностью корпуса-крыла 1, увеличивает скорость его перемещения относительно указанной выпуклой поверхности. В сумме это увеличивает в полете разрежение над верхней поверхностью корпуса-крыла 1, его подъемную силу и позволяет снизить удельный расход топлива на транспортировку грузов. Удельный расход топлива может быть снижен также за счет установки групповой накладки 9 над выходными патрубками нескольких двигателей 8.3, 8.4, 8.5, …, образующей щель между верхней поверхностью упомянутого корпуса-крыла 1 и упомянутой накладкой 9. Наружная обшивка верхней поверхности корпуса-крыла 1 в области горячих температур может быть снабжена теплоизоляцией, системой местного принудительного охлаждения, выполнена из термостойких материалов. Под нижней поверхностью обтекателя 1.2 сжатый под днищем 1.3 носовой части корпуса-крыла 1 скоростной воздушный поток расширяется, смешивается с воздухом от нагнетателя воздуха, проходящим через воздухозаборник/и 1.7, механический нагнетатель воздуха 1.13, перфорированную перегородку 1.6, что увеличивает давление снизу и подъемную силу, действующую на обтекатель 1.2. Одновременно наддув воздуха под нижнюю поверхность обтекателя 1.2 уменьшает турбулентность и неравномерные силы, действующие снизу на обтекатель 1.2, чем повышает устойчивость самолета в вертикальной плоскости. Для уменьшения турбулентности под нижним днищем 1.4 обтекателя 1.2 на границе соединения плоскостей 1.3 и 1.4 параллельно днищу 1.4 или с небольшим расширением угла может быть размещена узкая плоская накладка на низких килях. Она предназначена для изменения направления тонкослойного потока воздуха, сжатого под днищем 1.3, организованной принудительной подачи его в область разрежения под днищем 1.4 обтекателя 1.2, уменьшения турбулентности и воздействия на днище 1.4 неравномерных сил давления воздуха. Узкая накладка в сочетании с нижним днищем 1.4 или перфорированной перегородкой 1.6 под обтекателем 1.2 образует расширяющееся сопло, в котором скорость сжатого под днищем скоростного потока воздуха плавно уменьшается и одновременно плавно и равномерно уменьшает разрежение под днищем обтекателя 1.2. Самолет может быть снабжен по крайней мере одной парой 8.1 и 8.2 (фиг.8) или 8.9 и 8.10 (фиг. 1, 2, 3) двигателей, установленных с возможностью изменения направления вектора тяги Fд. Он может быть снабжен парами турбокомпрессорных или роторно-поршневых, или поршневых, или лопаточных, или роторно-цилиндровых двигателей с воздушным винтом каждый, и/или турбокомпрессорных воздушно-реактивных, и/или реактивных двигателей. Двигатели 8.9 и 8.10 могут размещаться по бортам передних крыльев 6.5 и 6.6 (фиг. 1, 2, 3), или двигатели 8.1 и 8.2 – по бортам корпуса-крыла 1 (фиг. 8), а также впереди 8.3, 8.4, 8.5,…, …, корпуса-крыла 1, сзади корпуса-крыла 1, внутри обтекателя 1.2 с подсосом воздуха через отдельные воздухозаборники, например установленные на верхней и/или боковых, и/или нижней поверхностях-обшивках корпуса-крыла 1. При этом по крайней мере одна пара двигателей 8.1 и 8.2 или 8.9 и 8.10 может быть установлена с возможностью синхронного изменения направления вектора тяги Fд. Синхронность поворота пары двигателей может быть обеспечена разными системами, например использованием общего гидропривода, прямого или коленчатого вала, на концах которого закреплены платформы с одним или несколькими двигателями (фиг. 8). Топливные и другие баки, насосы, трубопроводы, устройства системы навигации, связи, энергоснабжения, управления топливной и регулирующей аппаратурой размещаются при компоновке внутренних объектов каждого конкретного самолета с корпусом-крылом 1 с учетом функционального назначения, особенностей центровки самолета в связи с изменением массы в полете из-за расхода топлива и ряда других факторов. Самолет может быть снабжен по крайней мере одним общим дополнительным крылом 6.5 или парой крыльев 6.5 и 6.6, размещенными впереди, и/или крылом 6.9 или парой крыльев 6.9 и 6.10 (фиг. 8, 9) над верхней поверхностью корпуса-крыла 1. Крепление указанных крыльев производится на килях 2.5, 2.6, …, … Самолет может быть снабжен по крайней мере двумя парами соединенных концами крыльев 6.3 и 6.7, а также 6.4 и 6.8 (фиг. 4) и по крайней мере двумя двигателями, каждый из которых размещен между крыльями 6.3 и 6.7, а также 6.4 и 6.8. Указанные двигатели могут крепиться на карданном подвесе между крыльями с возможностью поворота и изменения направления вектора тяги Fд в двух-трех плоскостях. Соединение концами упомянутых крыльев позволяет создать ферму повышенной прочности из боковой стенки корпуса-крыла 1, верхнего 6.3 или 6.4 и нижнего 6.7 и 6.8 крыльев, увеличить суммарную поверхность крыльев, обладающую аэродинамической подъемной силой при уменьшении или сохранении размаха крыльев широкофюзеляжного самолета с корпусом-крылом 1. Размещение двигателя/ей между крыльями позволяет упростить в отдельных случаях задачу крепления двигателя/ей, повысить маневренность самолета. Над верхней поверхностью корпуса-крыла 1 самолета могут быть размещены соединенные с его упомянутыми фермами силового каркаса вертикальные кили 2.1, 2.2, 2.3, …, . . ., на которых закреплены дополнительные крылья, например 6.5 и 6.6. Крылья могут быть размещены также впереди носовой части 1.1 корпуса-крыла 1 и сзади обтекателя 1.2 на выносных консольных балках 1.12 и килях корпуса-крыла 1 (фиг. 7). Крылья и рули высоты выполняются длинными и узкими по ширине в плане. Они могут быть прямыми, с прямой и обратной стреловидностью, треугольными. Рули высоты 4 могут быть разделены на секции 4.1, 4.2, 4.3, …, . . . и размещаться над корпусом-крылом 1 и/или на выносных консольных балках 1.12, . . ., …, и килях 2.1, 2.2, 2.3, …, …, значительно удаленных от корпуса-крыла 1 (фиг. 7). Размеры, профили корпуса-крыла 1, количество, размеры, профили передних, средних, задних, боковых бортовых крыльев, рулей высоты, направления, крена, килей для их установки, размещение крыльев 6.3, 6.4, 6.5, 6.6, …, …, относительно корпуса-крыла 1 определяются расчетами и уточняются по результатам аэродинамического испытания моделей конкретных самолетов. Самолет с корпусом-крылом 1 может быть снабжен по крайней мере одной парой подводных крыльев 1.14 и гидроприводом 1.15 для уборки упомянутых подводных крыльев 1.14, пар колес шасси 10.1, 10.2, …, … или лыж в ниши (фиг. 4, 5, 6). Самолет может быть снабжен по крайней мере одним роторно-цилиндровым (РЦД) двигателем внутреннего сгорания и/или роторно-цилиндровыми нагнетателем или вакуум-насосом, и/или колесом, которое имеет роторно-цилиндровый пневматический или гидравлический двигатель, состоящий из цилиндрического корпуса с торцовыми крышками, подшипников, эксцентрично размещенного в упомянутом корпусе цилиндрического оребренного ротора и уплотнителей в виде цилиндрических тел вращения. Упомянутые РЦД могут быть изготовлены по патентам на изобретение РФ N 2143078, N 2143570, решению о выдаче патента по заявке на выдачу патента РФ на изобретение N 99118497. Роторно-цилиндровый (РЦ) двигатель может применяться в качестве РЦ нагнетателя (насоса), вакуум-насоса текучей среды, РЦ пневмо- и гидродвигателя, РЦ двигателя внутреннего сгорания, различных расширительных машин. РЦД может изготавливаться одно- или многосекционным, с общим и раздельными валами. Возможны разные варианты комплектации и компоновки РЦ двигателя/ей и двигательных установок из предложенных РЦД внутреннего сгорания, РЦ газовой и парогазовой расширительной машин, РЦ пневмо- и гидронагнетателей, РЦ пневмо- и гидродвигателей в зависимости от назначения и условий эксплуатации самолета. В частности, по упомянутым патентам и заявке могут быть выполнены самолеты, снабженные: – по крайней мере одним колесом шасси 10.1, которое имеет роторно-цилиндровый (РЦ) пневматический или гидравлический двигатель, состоящий из цилиндрического корпуса с торцовыми крышками, подшипников, эксцентрично размещенного в упомянутом корпусе цилиндрического оребренного ротора и уплотнителей в виде цилиндрических тел вращения. Самолет (фиг. 7, 8) может быть снабжен парами колес шасси 10.1, 10.2, 10.3, …, …, каждая из которых имеет РЦ пневматический или гидравлический двигатель, который состоит из цилиндрического корпуса с торцовыми крышками, опорных и упорных подшипников, эксцентрично размещенного в упомянутом корпусе цилиндрического оребренного ротора и уплотнителей в виде цилиндрических тел вращения. Привод указанных РЦД колес может осуществляться от размещенных на борту РЦД внутреннего сгорания или других двигателей с нагнетателями текучей среды. Разгон самолета с корпусом-крылом 1 с грузом при взлете и торможение при посадке с применением РЦД колес шасси 10.1, 10.2,…, …, в сочетании с двигателями 8.1, 8.2 и/или 8.9, 8.10 с изменяемым направлением вектора тяги Fд …, …, тормозами, парашютами и другими известными устройствами этого назначения позволяет существенно сократить длину участка разбега-посадки, удельный расход топлива; – роторно-цилиндровым двигателем, снабженным одной РЦ воздухонагнетательной машиной, по крайней мере одной РЦ газовоздушной и/или одной РЦ парогазовой, и/или одной РЦ паровой расширительными машинами, каждая из которых имеет индивидуальный вал с воздушным винтом, и промежуточным теплообменником, причем на упомянутом полом валу установлены передний воздушный винт и задний воздушный винт, при этом упомянутая парогазовая расширительная машина предназначена для использования парогазовой смеси, нагреваемой теплом от цилиндрических корпусов и роторов, а паровая расширительная машина предназначена для использования пара, образующегося в упомянутом промежуточном теплообменнике от тепла высокотемпературного теплоносителя, предназначенного для охлаждения корпусов газовоздушных и воздухонагнетательной машин. Это позволит уменьшить удельный расход топлива на транспортировку грузов; – роторно-цилиндровым двигателем, снабженным трубой, которая имеет входной конический патрубок и выходной теплоизолированный конический патрубок, часть которого перфорирована, кольцевой камерой, которая соединена с патрубком вывода продуктов сгорания, и оболочкой-обтекателем, на упомянутом валу установлены передний и задний воздушные винты, при этом передний воздушный винт размещен в указанном входном коническом патрубке, задний воздушный винт размещен в указанном выходном коническом патрубке. Это позволит уменьшить удельный расход топлива на транспортировку грузов; – роторно-цилиндровым двигателем, снабженным кольцевой обоймой, заслонкой и реактивным соплом, которые установлены на упомянутом патрубке для вывода продуктов сгорания и закреплены в упомянутой кольцевой обойме с возможностью поворота, а патрубок перед соплом выполнен с возможностью подсоединения топливопровода и воздухопровода. Это позволит уменьшить удельный расход топлива на транспортировку грузов и использовать изменение вектора тяги Fд двигателя/ей для повышения маневренности самолета. Возможны другие варианты комплектации и компоновки РЦ двигателя/ей и двигательных установок из отдельных машин РЦ двигателя и самих двигателей на самолетах из предложенных РЦД внутреннего сгорания, РЦ пневмо- и гидронагнетателей, РЦ пневмо- и гидродвигателей колес в зависимости от назначения и условий их эксплуатации. Пример. Самолет с корпусом-крылом 1 может быть снабжен одним или несколькими РЦ двигателями одинаковой или разной мощности отдельно для привода колес 10.1, 10.2, …, …. Возможен вариант самолета с корпусом-крылом 1 с приводом колесного шасси 10.1, 10.2, …, …, двумя РЦД внутреннего сгорания и двумя РЦ гидронагнетателями. Каждый РЦД в корпусе самолета состоит из одного РЦ нагнетателя воздуха, двух последовательно соединенных РЦ газовоздушных расширительных машин, РЦ гидронагнетателя. Общий напорный трубопровод от двух РЦ гидронагнетателей через предохранительный клапан соединен с общим всасывающим трубопроводом и баком. Сбросные трубопроводы после РЦ гидродвигателей колес, а также от силового гидроцилиндра соединены между собой и с баком с жидкостью коллектором, который всасывающим трубопроводом соединен с всасывающими патрубками РЦ гидронагнетателей. От общего напорного трубопровода с предохранительным клапаном может быть отведено несколько напорных трубопроводов к гидроцилиндрам подъема или опускания с усилием рычагов, тяг управления колес, створок корпуса, лестниц, платформ, других рабочих органов машин и механизмов, а также для открывания или закрывания створок захватов, клещей, окон, дверей, капота. Каждый РЦ пневмо- или гидродвигатель может приводить во вращение или тормозить одно колесо и/или пару и несколько пар колес 10.1, 10.2, 10.3 (фиг. 7, 8) самолета, размещенных на консольных концах его вала, рабочий инструмент, барабан лебедки и т.п. При этом общие напорные трубопроводы, от РЦ гидронагнетателей к РЦ гидродвигателям колес могут быть снабжены трехходовым краном и электромагнитными клапанами, перекрывающими напорные трубопроводы к РЦ гидродвигателям колес. В отдельных случаях РЦД могут быть снабжены зеркально расположенными относительно нейтральной плоскости входными патрубками (прямой ход) и (реверс-обратный ход). Для сверхдлительного пребывания вне Земли широкофюзеляжный самолет с корпусом-крылом 1 (фиг. 7, 8, 9) в перспективе может быть изготовлен с ядерно-турбинным двигателем (ЯТД), электрогенератором и электродвигателями с воздушными винтами. Оребренные трубчатые конденсаторы ЯТД одновременно могут являться частью силового каркаса килей 2.1, 2.2, 2.3, …, …, крыльев 6.5, 6.6, корпуса-крыла 1. В мире широкое распространение получили универсальные контейнеры, перевозимые судами, железной дорогой, автотранспортом. Это позволило сократить простои транспортных средств, затраты труда на погрузочно-разгрузочных работах, обеспечить более высокую сохранность грузов. Предложенный широкофюзеляжный самолет с корпусом-крылом 1 может быть выполненным из нескольких секций на общей раме, со сменными платформами для размещения грузов. Часть секций может изготавливаться без герметизации и теплоизоляции, что существенно удешевит самолет большой грузоподъемности. Это позволит транспортировать универсальные контейнеры прямоугольной или предметы цилиндрической формы, например ракеты, в том числе для вывода их в космос, трубы больших диаметров, и даст значительный выигрыш во времени доставки грузов и погрузочно-разгрузочных работ. Полезная грузоподъемность предложенных самолетов с корпусом-крылом 1 и дополнительными крыльями 6.3, 6.4, 6.5, 6.6,…, …, может достигать 1000 т и более. Самолет с корпусом-крылом 1 может быть снабжен по крайней мере одним рулем направления, закрепленным за килем, например 2.1, 2.2,…,… или перед ним на валу или оси и установленным примерно по линии центров сил сопротивления, и по крайней мере одним рулем высоты, закрепленным в упомянутом стабилизаторе 3 на валу или оси и размещенным примерно по линии центров сил сопротивления. Равно нагруженные рули требуют приложения значительно меньших сил, чем зависающие консольные, и позволяют уменьшить материалоемкость и массу самолета. Самолет с корпусом-крылом 1 позволяет применить множество одинаковых типовых дешевых штампованных деталей, изготовить при этом достаточно прочные и долговечные крылья и широкофюзеляжный корпус-крыло 1. Самолет допускает использование и сочетание разных упомянутых двигателей внутреннего сгорания, двигателей рабочих органов, например колес, винтов, лебедок, захватов. Выбор типа/ов, мощностей двигателей 8.1, 8.2,…, …, количества, размеров и формы корпуса-крыла 1, крыльев 6.3, 6.4, 6.5, 6.6, …, …, стабилизатора 3, подвижных и неподвижных частей горизонтального оперения, килей 2.1, 2.2, 2.3, …, …, рулей высоты 4.1, 4.2, …, …, направления 5.1, 5.2, …, . . . , крена 6.1, 6.2 и осей или валов в них, других подвижных и неподвижных элементов, систем энергоснабжения, управления, навигации, топлива определяется назначением самолета, требованиями к высоте, скорости, дальности полетов, допустимому расходу топлива, конструктивными соображениями, финансовыми и техническими возможностями изготовителей и заказчиков. Самолет (фиг. 8, 9), включающий обладающие аэродинамической подъемной силой корпус-крыло 1 и закрепленный на килях 2.1, 2.2, 2.3, …, стабилизатор 3, который имеет вертикальное и горизонтальное оперения, одно- или многосекционные рули высоты 4.1, 4.2, 4,3, …, размещенные за килями рули направления 5.1, 5.2, 5.3, 5.4, …, размещенные на крыльях 6 рули крена-элероны 6.1 и 6.2, систему управления, отсеки экипажа 7, полезного груза, топливные баки и двигательную установку 8, колесные шасси 10.1, 10.2, …, взлетает и управляется в полете как обычный самолет. Самолет, снабженный механическим нагнетателем воздуха 1.13, взлетает с предварительным включением указанного нагнетателя, который работает все время полета. Самолет, снабженный РЦД колес 10.1, 10.2, …, за счет суммарной тяги двигателей 8.1, 8.2, . .., …, и РЦ двигателей указанных колес, быстрее набирает скорость, необходимую для отрыва от ВПП, что позволяет уменьшить длину разбега перед взлетом. Самолет, снабженный двигателями 8.9 и 8.10 с изменяемым направлением вектора тяги Fд, может применять их для сокращения длины разбега при взлете и/или для увеличения массы полезного груза, транспортируемого самолетом. При этом масса полезного груза может быть увеличена на часть массы топлива и других материалов, расходуемых в пути, например топлива, масла, воды, сбрасываемого груза. Самолет с указанными РЦ двигателями колесных шасси и с бортовыми двигателями имеет больше возможностей для самостоятельного маневрирования в аэропорту. Гидросамолет (фиг. 1, 2, 3, 4) управляется в полете как обычный самолет, а взлет его осуществляется следующим образом. Перед стартом двигатели 8.9 и 8.10 с изменяемым направлением вектора тяги Fд устанавливают в положение, при котором сила тяги Fд направляется под заданным углом к поверхности воды, обеспечивающим плавный подъем носовой части 1.1 корпуса-крыла 1. Самолет, снабженный механическим нагнетателем воздуха 1.13, взлетает с предварительным включением указанного нагнетателя, который работает все время полета. Затем включают указанные двигатели 8.9 и 8.10 и постепенно увеличивают силу тяги Fд до полного плавного вывода передней кромки корпуса-крыла 1 из воды на заданную высоту, большую чем высота волн в момент старта, но не превышающую предельно допустимого угла, который должен быть всегда меньше критического угла атаки @. При этом самолет начинает медленно плыть по воде и постепенно увеличивать скорость. Затем включают основные тяговые двигатели, например 8.3, 8.4, …, …, и плавно увеличивают их силу тяги Fд в направлении полета. При этом контролируют угол атаки @ корпуса-крыла 1 по отношению к поверхности воды и плавным изменением силы и вектора тяги стартовых 8.9 и 8.10 и, при необходимости, силы тяги основных двигателей 8.3, 8.4, 8.5, . . . , …, поддерживают оптимальное положение передней кромки корпуса-крыла 1 над водой. За счет плавного увеличения сил тяги всех двигателей Fд постепенно увеличивают скорость разгона гидросамолета по воде до тех пор, пока сумма подъемных сил всех крыльев и корпуса-крыла 1 не превысит сил тяготения и встречного сопротивления. При достижении заданной скорости гидросамолетом пилот рулями высоты плавно увеличивает подъемную силу, поднимает самолет в воздух и продолжает полет. Регулирование положения самолета в воздухе производится изменением силы тяги Fд основных 8.3, 8.4, 8.5, …, .. ., двигателей, изменением вектора и силы тяги Fд стартовых 8.9 и 8.10 двигателей, положением рулей высоты, крена и направления, а в отдельных случаях и изменением центра тяжести самолета в полете за счет перемещения расходных материалов, например топлива, масла, воды, сброса части груза. Самолет с подводными крыльями 1.14 под днищем 1.3 (фиг. 1, 2, 3, 4) взлетает с дополнительным использованием их подъемной силы. Применение подводных крыльев 1.14 позволяет уменьшить длину разгона перед взлетом. После взлета подводные крылья 1.14 гидроприводом 1.15 убираются в ниши корпуса-крыла 1, так же как колесные шасси. Самолет с реданами 1.16 под днищем взлетает и управляется в полете, как указано выше. Управление самолетом с равнонагруженными рулями высоты и направления в воздухе регулируется тягой двигателей/я, положением равнонагруженных рулей высоты и рулей направления, легко поворачивающихся вокруг своих осей, не отличается от описанного. Для создания крена при повороте самолета используют элероны. Приземление самолета осуществляется путем плавного планирования вниз в сочетании с постепенным уменьшением тяги двигателей/я с посадкой на колесное шасси 10.1, 10.2, …, или подводные крылья, или лыжи. При посадке самолетов с РЦД колес их используют для уменьшения длины тормозного пути. Для этого после касания колесами 10.1, 10.2, … ВПП трехходовой кран, управляющий подачей жидкости в двигатели ручным или ножным приводом, например педалью, периодически устанавливают в положение “обратный ход” (реверс). Колеса тормозят обычными, например дисковыми тормозами, и одновременно создают сопротивление их вращению периодическими импульсами подачи жидкости в РЦ гидродвигатели колес шасси. В случаях приводнения самолет может маневрировать на воде с помощью собственных боковых бортовых двигателей путем изменения силы тяги одного из них и/или обоих в разной степени. Для безопасного комфортного приземления, приводнения самолета с минимальной удельной нагрузкой на ВПП и колесное шасси используют массу самолета, запас высоты, скорости и постепенным планированием доводят посадочную скорость до заданной, минимально допустимой. Этим достигается минимальный расход топлива на этапе посадки. В случае просчета или непредвиденного изменения ситуации в полете необходимо срочно, но планомерно уменьшать (гасить) скорость самолета. Для этого тягу двигателей/я уменьшают до минимально возможной, затем применяют аэродинамическое торможение, путем одно- или многократного разумного пикирования с подъемами за счет сил инерции, и при необходимости вновь увеличивают силу тяги двигателей/я для подлета к ВПП с оптимальной посадочной скоростью. Многократные короткие пикирования и подъемы за счет сил инерции выполняют изменением положения рулей высоты. В самолете с комбинацией турбокомпрессорных и/или роторно-поршневых, и/или лопаточных, и/или поршневых, и/или роторно-цилиндровых двигателей с воздушными винтами, и/или турбокомпрессорных воздушно-реактивных, и/или воздушно-реактивных двигателей или с двигателями одного из указанных видов, а также с групповыми накладками 9 над выходными патрубками двигателей (фиг. 1, 2, 4, 8, 9), накладки 9 позволяют сконцентрировать поток воздуха и более равномерно смешать его с продуктами сгорания, довести температуру смеси до оптимального, не выше предельно допустимого уровня, и примерно равномерно распределить горячую газовоздушную смесь от всех двигателей над верхней поверхностью корпуса-крыла 1. При этом движение верхнего потока горячей газовоздушной смеси, обладающей меньшей плотностью, чем плотность потока холодного воздуха под днищем 1.3 корпуса-крыла 1, создает дополнительную подъемную силу. Взлет, управление в полете и посадка самолетов с разными двигателями, тех, у которых корпус-крыло и стабилизатор в плане имеют округленную прямоугольную или трапециевидную, или треугольную форму, существенно не отличается от описанного. На взлете таких самолетов могут применяться турбокомпрессорные, и/или роторно-поршневые, и/или лопаточные и/или поршневые, и/или роторно-цилиндровые двигатели с воздушными винтами и/или воздушно-реактивные двигатели. При достижении заданных высоты и скорости полета дополнительно включаются воздушно-реактивные двигатели, при достижении следующих заданных высоты и скорости полета могут отключаться или переводиться в режим слабой тяги винтовые роторно-поршневые, и/или лопаточные, и/или поршневые и/или роторно-цилиндровые, за ними турбокомпрессорные воздушно-реактивные двигатели. Основную часть пути, при оптимальных скорости и высоте полета, тягу самолету могут обеспечивать турбокомпрессорные воздушно-реактивные и/или воздушно-реактивные двигатели, а перед снижением и при посадке вновь могут быть включены и использованы наиболее экономичные в нижних слоях атмосферы винтовые турбокомпрессорные и/или роторно-поршневые, и/или лопаточные, и/или поршневые, и/или роторно-цилиндровые двигатели. Сочетание работы двигателей с отличающимися КПД на разной высоте и скорости, при высокой удельной аэродинамической поверхности и подъемной силе предложенных самолетов, позволяет достигать минимальных удельных расходов топлива при полетах на разных высотах и скоростях, особенно на длинных дистанциях. Самолет, снабженный по крайней мере одним турбокомпрессорным и/или поршневым, и/или роторно-поршневым, и/или лопаточным, и/или роторно-цилиндровым двигателем с воздушным винтом, и/или воздушно-реактивным двигателем с возможностью поворота в одной плоскости управляется в полете как описано выше. Упомянутые двигатели с изменением вектора тяги позволяют существенно сократить длину разбега за счет изменения направления вектора тяги в период разбега и особенно в момент отрыва в попутном направлении и несколько вверх. Самолет, снабженный по крайней мере одним двигателем, недостаточным для самостоятельного подъема самолета в воздух, устройством для крепления буксировочного троса, то есть выполненным буксируемым мотопланером, взлетает за счет силы тяги другого самолета-буксировщика, который выводит его в заданный район на заданную высоту и тянет до тех пор, пока пилот мотопланера не получит уверенности в возможности самостоятельного полета, расцепит крепление и освободит буксировочный трос. Самолет, снабженный по крайней мере одним приводным мускульным устройством или двигателем для привода дополнительного механического нагнетателя скоростного воздушного потока, например электрического, и устройством для крепления буксировочного троса, то есть выполненным планером, взлетает за счет силы тяги другого самолета-буксировщика, который выводит его в заданный район на заданную высоту и тянет до тех пор, пока пилот планера не получит уверенности в возможности самостоятельного полета, расцепит крепление и освободит буксировочный трос. Преимущества предложенных самолетов: – низкий удельный расход топлива на транспортировку грузов; – легкость и простота управления, повышенный уровень безопасности полетов; – высокие удельная подъемная аэродинамическая сила и экранная поверхность; – высокие жесткость и прочность конструкции; – возможность изготовления множества одинаковых деталей корпуса-крыла дешевой штамповкой; – широкие возможности для полной механизации погрузочно-разгрузочных работ, рационального использования объема широкого фюзеляжа; – возможность использования радиаторов, теплообменников, баков двигателей в качестве элементов днища, боковых стенок, внутренних продольных и поперечных ферм-перегородок, стоек, и полок многоярусных стеллажей для размещения грузов, например, контейнеров, чемоданов, ящиков, верхней поверхности и силовых элементов корпуса-крыла самолета, то есть одновременно по двум функциональным назначениям. Это позволяет уменьшить удельную материалоемкость, трудоемкость изготовления летательных аппаратов на 10-20%; – возможность применения в качестве второй ступени разгонного блока (самолета) многоразовой воздушно-космической системы (МВКС) но патенту РФ па изобретение N. . . . (заявка N 99119774/28 от 20.09.2000 г.), МПК 7 B 64 G 1/14, B 64 D 5/00. При этом упомянутый самолет (разгонный блок) может иметь шахту со сменной платформой для размещения возвращаемого космического аппарата или быть выполненным без нее. Третья ступень МВКС в виде цилиндрической ракеты-носителя может быть размещена снизу, внутри или сверху упомянутого самолета (разгонного блока). Для крепления и отделения ракеты-носителя от самолета, после набора второй ступенью (самолетом) заданной высоты и скорости, могут быть применены известные технические решения, например, крепления с пиропатронами, вакуумными разъемами, скользящий “ласточкин хвост” и другие. Четвертая ступень (возвращаемый космический аппарат) МВКС также может быть выполнен в виде предложенного самолета. Формула изобретения
РИСУНКИ
MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Дата прекращения действия патента: 25.03.2004
Извещение опубликовано: 10.01.2005 БИ: 01/2005
|
||||||||||||||||||||||||||
