超级军网T-50 相关专利公开
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 19:17:33
这份专利生效时间是2009年9月9号
可以看到其中缺少之前一直严守秘密的可动边条前缘的部分。
确认T-50的进气道没有垂直方向上的大S。
翼根处的格斗弹舱(7)似乎也可以坐实。
这份专利生效时间是2009年9月9号
可以看到其中缺少之前一直严守秘密的可动边条前缘的部分。
确认T-50的进气道没有垂直方向上的大S。
翼根处的格斗弹舱(7)似乎也可以坐实。
12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ
Статус: по данным на 08.11.2010 - действует
(21), (22) Заявка: 2009133611/11, 09.09.2009
(24) Дата начала отсчета срока действия патента:
09.09.2009
(46) Опубликовано: 27.09.2010
(72) Автор(ы):
Погосян Михаил Асланович (RU),
Давиденко Александр Николаевич (RU),
Стрелец Михаил Юрьевич (RU),
Рунишев Владимир Александрович (RU),
Тарасов Алексей Захарович (RU)
(73) Патентообладатель(и):
Открытое акционерное общество "ОКБ СУХОГО" (RU)
(54) МНОГОРЕЖИМНЫЙ ВЫСОКОМАНЕВРЕННЫЙ САМОЛЕТ ИНТЕГРАЛЬНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ
(57) Реферат:
Самолет содержит фюзеляж, в котором средняя часть (2) плавно сопряжена со стреловидными консолями крыла (3), головной частью (1) и хвостовой частью (6), где расположены цельноповоротное вертикальное оперение (4) и цельноповоротное горизонтальное оперение (5). В головной части (1) фюзеляжа расположен фонарь (10). Фюзеляж имеет увеличенную ширину в поперечном сечении и набран из аэродинамических профилей, высота которых позволяет поместить основной грузовой отсек в фюзеляже между воздухозаборниками. Изобретение направлено на равномерное распределение воздушной нагрузки и увеличение несущих свойств фюзеляжа. 10 ил.
Изобретение относится к многорежимным самолетам, эксплуатируемым на сверх- и дозвуковых скоростях полета в широком диапазоне высот полета. Преимущественной областью применения изобретения являются многорежимные сверхманевренные самолеты с крейсерским полетом на сверхзвуковой скорости и малым уровнем заметности в радиолокационном (РЛ) диапазоне.
Из уровня техники известен самолет интегральной аэродинамической компоновки, содержащий единый несущий фюзеляж, в котором средняя часть фюзеляжа плавно сопряжена со стреловидными консолями крыла, головной частью фюзеляжа и его хвостовой частью (RU 2140376 С1).
В качестве недостатков известного самолета следует указать следующее. В известном самолете размещение грузов на внешней подвеске не позволяет достичь малую степень РЛ заметности и высокие аэродинамические характеристики на сверхзвуковых режимах полета.
Благодаря комплексу технических решений примененных в данной компоновке и, прежде всего, интегральной аэродинамической компоновке фюзеляжа, самолет отличается высоким значением аэродинамического качества на дозвуковых режимах полета.
Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в создании самолета обладающего малой РЛ степенью заметности, сверхманевренностью на больших углах атаки, высоким аэродинамическим качеством на сверхзвуковых скоростях и, одновременно, сохраняющего высокое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах.
Указанный технический результат достигается тем, что в многорежимном высокоманевренном самолете интегральной аэродинамической компоновки, содержащем фюзеляж, средняя часть которого плавно сопряжена со стреловидными консолями крыла, головной частью фюзеляжа и его хвостовой частью, цельноповоротное вертикальное и цельноповоротное горизонтальное оперения, расположенные в хвостовой части фюзеляжа, средняя часть фюзеляжа интегрирована с центропланом крыла и выполнена уплощенной в вертикальном направлении, а ее внешняя поверхность в продольном направлении образована набором аэродинамических профилей с высокими строительными высотами, обеспечивающими размещение внутри фюзеляжа встроенных грузовых отсеков, при этом верхняя поверхность фюзеляжа выполнена сопряженной с внешней поверхностью фонаря и расширяющейся на участке от фонаря к хвостовой части фюзеляжа самолета с уменьшением кривизны.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен самолет при виде в плане; на фиг.2 - сечение А-А фиг.1; на фиг.3 - сечение Б-Б фиг.1; на фиг.4 - сечение В-В фиг.2; на фиг.5 - сечение Г-Г фиг.2; на фиг.6 - тело вращения наименьшего сопротивления (тело Сиирса-Хаака); на фиг.7 - места поперечных сечений фюзеляжа; на фиг.8 - поперечные сечения фиг.7; на фиг.9 - график поперечных сечений фюзеляжа самолета; на фиг.10 - укрупненная часть графика площадей поперечных сечений фюзеляжа за фонарем.
Самолет содержит фюзеляж, в котором средняя часть 2 плавно сопряжена со стреловидными консолями крыла 3, головной частью 1 фюзеляжа и его хвостовой частью 6. В хвостовой части 6 фюзеляжа расположены цельноповоротное вертикальное 4 и цельноповоротное горизонтальное оперения 5. В головной части 1 фюзеляжа расположен фонарь 10.
С точки зрения аэродинамической компоновки самолет имеет следующие особенности: широкий несущий фюзеляж и сглаженный график площадей поперечных сечений самолета на участке за кабиной пилота.
Фюзеляж имеет увеличенную ширину в поперечном сечении (фиг.1, 2) и набран из аэродинамических профилей 11, 12, 13 (фиг.3, 4, 5), высота которых позволяет разместить основной грузовой отсек 9 в фюзеляже самолета (фиг.2, 3) между воздухозаборниками 8, а также дает необходимые строительные высоты для размещения боковых грузовых отсеков 7 (фиг.2, 4).
Кроме места для размещения груза, следствием уплощенной компоновки является равномерное распределение воздушной нагрузки по поверхности планера и увеличение несущих свойств фюзеляжа с точки зрения создания подъемной силы, что позволяет сохранить аэродинамические характеристики самолета в целом при меньшей площади крыла,
Кроме того, такое уплощение фюзеляжа снижает эффективную радиолокационную площадь в наиболее вероятных направлениях облучения: боковая и фронтовая проекция самолета.
Сглаживание графика площадей поперечных сечений самолета на участке за кабиной пилота позволяет улучшить аэродинамические характеристики самолета за счет снижения аэродинамического сопротивления.
Помимо общего теоретического контура, на аэродинамику самолета и лобовое сопротивление влияет взаимное расположение и взаимная увязка частей самолета. Для оценки лобового сопротивления от взаимного влияния (интерференции) при проектировании используется правило площадей (фиг.6), которое заключается в следующем: для того чтобы снизить сопротивление, эпюра 14 площадей поперечных сечений Sj всех элементов самолета по длине самолета должна соответствовать эпюре эквивалентного тела вращения наименьшего сопротивления (сигарообразного тела большого удлинения, т.н. тело Сиирса-Хаака).
Согласно уровню техники при проектировании самолетов применяется схема увязки фонаря и фюзеляжа, приведенная на фиг.8 (А - общепринятая схема), для которой характерно то, что площадь поперечных сечений уменьшается на участке от фонаря до хвостовой части. График площадей для данной схемы имеет ярко выраженное отклонение от тела Сиирса-Хаака в районе фонаря (фиг.9 и фиг.10, участок А).
Для улучшения аэродинамических характеристик разработана схема увязки, заключающаяся в том, что верхняя поверхность 15 фюзеляжа расширяется на участке от фонаря 10 до хвостовой части 6 фюзеляжа, компенсируя уменьшение площади поперечных сечений (фиг.8, Б - изобретенная схема), вследствие чего сглаживается «провал» на графике площадей за фонарем пилота, характерный для самолета традиционной интегральной аэродинамической компоновки. При этом кривая на графике площадей приближается к оптимальной форме, что свидетельствует об улучшении аэродинамических характеристик (фиг.10, участок Б) за счет снижения лобового сопротивления.
Формула изобретения
Многорежимный высокоманевренный самолет интегральной аэродинамической компоновки, содержащий фюзеляж, средняя часть которого плавно сопряжена со стреловидными консолями крыла, головной частью фюзеляжа и его хвостовой частью, цельноповоротное вертикальное и цельноповоротное горизонтальное оперение, расположенные в хвостовой части фюзеляжа, отличающийся тем, что средняя часть фюзеляжа интегрирована с центропланом крыла и выполнена уплощенной в вертикальном направлении, а ее внешняя поверхность в продольном направлении образована набором аэродинамических профилей с высокими строительными высотами, обеспечивающими размещение внутри фюзеляжа встроенных грузовых отсеков, при этом верхняя поверхность фюзеляжа выполнена сопряженной с внешней поверхностью фонаря и расширяющейся на участке от фонаря к хвостовой части фюзеляжа самолета с уменьшением кривизны.
-----------------------------------------------------------------
求靠谱的精确俄语翻译！
:')
12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ
Статус: по данным на 08.11.2010 - действует
(21), (22) Заявка: 2009133611/11, 09.09.2009
(24) Дата начала отсчета срока действия патента:
09.09.2009
(46) Опубликовано: 27.09.2010
(72) Автор(ы):
Погосян Михаил Асланович (RU),
Давиденко Александр Николаевич (RU),
Стрелец Михаил Юрьевич (RU),
Рунишев Владимир Александрович (RU),
Тарасов Алексей Захарович (RU)
(73) Патентообладатель(и):
Открытое акционерное общество "ОКБ СУХОГО" (RU)
(54) МНОГОРЕЖИМНЫЙ ВЫСОКОМАНЕВРЕННЫЙ САМОЛЕТ ИНТЕГРАЛЬНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ
(57) Реферат:
Самолет содержит фюзеляж, в котором средняя часть (2) плавно сопряжена со стреловидными консолями крыла (3), головной частью (1) и хвостовой частью (6), где расположены цельноповоротное вертикальное оперение (4) и цельноповоротное горизонтальное оперение (5). В головной части (1) фюзеляжа расположен фонарь (10). Фюзеляж имеет увеличенную ширину в поперечном сечении и набран из аэродинамических профилей, высота которых позволяет поместить основной грузовой отсек в фюзеляже между воздухозаборниками. Изобретение направлено на равномерное распределение воздушной нагрузки и увеличение несущих свойств фюзеляжа. 10 ил.
Изобретение относится к многорежимным самолетам, эксплуатируемым на сверх- и дозвуковых скоростях полета в широком диапазоне высот полета. Преимущественной областью применения изобретения являются многорежимные сверхманевренные самолеты с крейсерским полетом на сверхзвуковой скорости и малым уровнем заметности в радиолокационном (РЛ) диапазоне.
Из уровня техники известен самолет интегральной аэродинамической компоновки, содержащий единый несущий фюзеляж, в котором средняя часть фюзеляжа плавно сопряжена со стреловидными консолями крыла, головной частью фюзеляжа и его хвостовой частью (RU 2140376 С1).
В качестве недостатков известного самолета следует указать следующее. В известном самолете размещение грузов на внешней подвеске не позволяет достичь малую степень РЛ заметности и высокие аэродинамические характеристики на сверхзвуковых режимах полета.
Благодаря комплексу технических решений примененных в данной компоновке и, прежде всего, интегральной аэродинамической компоновке фюзеляжа, самолет отличается высоким значением аэродинамического качества на дозвуковых режимах полета.
Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в создании самолета обладающего малой РЛ степенью заметности, сверхманевренностью на больших углах атаки, высоким аэродинамическим качеством на сверхзвуковых скоростях и, одновременно, сохраняющего высокое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах.
Указанный технический результат достигается тем, что в многорежимном высокоманевренном самолете интегральной аэродинамической компоновки, содержащем фюзеляж, средняя часть которого плавно сопряжена со стреловидными консолями крыла, головной частью фюзеляжа и его хвостовой частью, цельноповоротное вертикальное и цельноповоротное горизонтальное оперения, расположенные в хвостовой части фюзеляжа, средняя часть фюзеляжа интегрирована с центропланом крыла и выполнена уплощенной в вертикальном направлении, а ее внешняя поверхность в продольном направлении образована набором аэродинамических профилей с высокими строительными высотами, обеспечивающими размещение внутри фюзеляжа встроенных грузовых отсеков, при этом верхняя поверхность фюзеляжа выполнена сопряженной с внешней поверхностью фонаря и расширяющейся на участке от фонаря к хвостовой части фюзеляжа самолета с уменьшением кривизны.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен самолет при виде в плане; на фиг.2 - сечение А-А фиг.1; на фиг.3 - сечение Б-Б фиг.1; на фиг.4 - сечение В-В фиг.2; на фиг.5 - сечение Г-Г фиг.2; на фиг.6 - тело вращения наименьшего сопротивления (тело Сиирса-Хаака); на фиг.7 - места поперечных сечений фюзеляжа; на фиг.8 - поперечные сечения фиг.7; на фиг.9 - график поперечных сечений фюзеляжа самолета; на фиг.10 - укрупненная часть графика площадей поперечных сечений фюзеляжа за фонарем.
Самолет содержит фюзеляж, в котором средняя часть 2 плавно сопряжена со стреловидными консолями крыла 3, головной частью 1 фюзеляжа и его хвостовой частью 6. В хвостовой части 6 фюзеляжа расположены цельноповоротное вертикальное 4 и цельноповоротное горизонтальное оперения 5. В головной части 1 фюзеляжа расположен фонарь 10.
С точки зрения аэродинамической компоновки самолет имеет следующие особенности: широкий несущий фюзеляж и сглаженный график площадей поперечных сечений самолета на участке за кабиной пилота.
Фюзеляж имеет увеличенную ширину в поперечном сечении (фиг.1, 2) и набран из аэродинамических профилей 11, 12, 13 (фиг.3, 4, 5), высота которых позволяет разместить основной грузовой отсек 9 в фюзеляже самолета (фиг.2, 3) между воздухозаборниками 8, а также дает необходимые строительные высоты для размещения боковых грузовых отсеков 7 (фиг.2, 4).
Кроме места для размещения груза, следствием уплощенной компоновки является равномерное распределение воздушной нагрузки по поверхности планера и увеличение несущих свойств фюзеляжа с точки зрения создания подъемной силы, что позволяет сохранить аэродинамические характеристики самолета в целом при меньшей площади крыла,
Кроме того, такое уплощение фюзеляжа снижает эффективную радиолокационную площадь в наиболее вероятных направлениях облучения: боковая и фронтовая проекция самолета.
Сглаживание графика площадей поперечных сечений самолета на участке за кабиной пилота позволяет улучшить аэродинамические характеристики самолета за счет снижения аэродинамического сопротивления.
Помимо общего теоретического контура, на аэродинамику самолета и лобовое сопротивление влияет взаимное расположение и взаимная увязка частей самолета. Для оценки лобового сопротивления от взаимного влияния (интерференции) при проектировании используется правило площадей (фиг.6), которое заключается в следующем: для того чтобы снизить сопротивление, эпюра 14 площадей поперечных сечений Sj всех элементов самолета по длине самолета должна соответствовать эпюре эквивалентного тела вращения наименьшего сопротивления (сигарообразного тела большого удлинения, т.н. тело Сиирса-Хаака).
Согласно уровню техники при проектировании самолетов применяется схема увязки фонаря и фюзеляжа, приведенная на фиг.8 (А - общепринятая схема), для которой характерно то, что площадь поперечных сечений уменьшается на участке от фонаря до хвостовой части. График площадей для данной схемы имеет ярко выраженное отклонение от тела Сиирса-Хаака в районе фонаря (фиг.9 и фиг.10, участок А).
Для улучшения аэродинамических характеристик разработана схема увязки, заключающаяся в том, что верхняя поверхность 15 фюзеляжа расширяется на участке от фонаря 10 до хвостовой части 6 фюзеляжа, компенсируя уменьшение площади поперечных сечений (фиг.8, Б - изобретенная схема), вследствие чего сглаживается «провал» на графике площадей за фонарем пилота, характерный для самолета традиционной интегральной аэродинамической компоновки. При этом кривая на графике площадей приближается к оптимальной форме, что свидетельствует об улучшении аэродинамических характеристик (фиг.10, участок Б) за счет снижения лобового сопротивления.
Формула изобретения
Многорежимный высокоманевренный самолет интегральной аэродинамической компоновки, содержащий фюзеляж, средняя часть которого плавно сопряжена со стреловидными консолями крыла, головной частью фюзеляжа и его хвостовой частью, цельноповоротное вертикальное и цельноповоротное горизонтальное оперение, расположенные в хвостовой части фюзеляжа, отличающийся тем, что средняя часть фюзеляжа интегрирована с центропланом крыла и выполнена уплощенной в вертикальном направлении, а ее внешняя поверхность в продольном направлении образована набором аэродинамических профилей с высокими строительными высотами, обеспечивающими размещение внутри фюзеляжа встроенных грузовых отсеков, при этом верхняя поверхность фюзеляжа выполнена сопряженной с внешней поверхностью фонаря и расширяющейся на участке от фонаря к хвостовой части фюзеляжа самолета с уменьшением кривизны.
-----------------------------------------------------------------
求靠谱的精确俄语翻译！
:')
这种设计不算先进，部分还是对照F22的。
支持一下 虽然不懂俄语 这样的讨论要支持
这种东西也有专利的~~？？是不是其他国家要用到，还要向毛子交专利费~~？？
另外：
В журнале "Взлет" 11.10 интервью с директором НИИП им. Тихомирова Ю. Белым. Касаются темы создания АФАр для ПАК ФА. Разговор, в частности, идет о пяти АФАР, планируемых к установке на каждый самолет. Основная (Х-диапазон, передняя), две боковых (с такими ППМ, как на основной, но с меньшим их кол-вом) и две крылевых L-диапазона.
11月10日对NIIP Tikhomirov的采访
基本可以确认PAK-FA的AESA雷达系统共有5个阵面
机头前向 X波段
机体两侧各有一个 X波段
机翼前缘各有一个 L波段
PAK-FA不装备尾部雷达，这是之前就得到确认的
之前有过打算，但是实际设计时发现许多问题，最终取消。
另外：
В журнале "Взлет" 11.10 интервью с директором НИИП им. Тихомирова Ю. Белым. Касаются темы создания АФАр для ПАК ФА. Разговор, в частности, идет о пяти АФАР, планируемых к установке на каждый самолет. Основная (Х-диапазон, передняя), две боковых (с такими ППМ, как на основной, но с меньшим их кол-вом) и две крылевых L-диапазона.
11月10日对NIIP Tikhomirov的采访
基本可以确认PAK-FA的AESA雷达系统共有5个阵面
机头前向 X波段
机体两侧各有一个 X波段
机翼前缘各有一个 L波段
PAK-FA不装备尾部雷达，这是之前就得到确认的
之前有过打算，但是实际设计时发现许多问题，最终取消。
meigi 发表于 2010-11-17 20:58 
欧美国家也都有，
估计主要还是防竞争对手
国家之间没有意义。
欧美国家也都有，
估计主要还是防竞争对手
国家之间没有意义。
raptor82 发表于 2010-11-17 21:03
米高扬都一家了 国内还有竞争对手？
米高扬都一家了 国内还有竞争对手？
俄毛弄得自己可怜兮兮的
明天我把飞机外形注册个专利 谁造飞机都的给我钱
T50还是很有想法滴。
真的没有S形进气道啊……
我还以为是讲气动的资料呢
翼根处应该还是电子设备舱。从侧面看，进气道确实无S形状。
支持一下
要是真是这样的话，两个大风扇直接漏在外面，RCS能到1平米以下么？
真正的商业秘密，是不会申请专利的，比如可口可乐的配方！
不过，我们还是得到了很多我们需要的消息，多谢楼主！
不过，我们还是得到了很多我们需要的消息，多谢楼主！
哪位高人翻译一下？
12）摘要发明
现状：截至2010年8月11号 - 是有效的
（21），（22）应用：11分之2009133611，2009年9月9日
（24）的日期在专利权有效期限来源：
2009年9月9日
（46）发布时间：2010年9月27日
（72）作者（s）：
米哈伊尔波戈相Aslanovich（茹）
亚历山大尼古拉耶维奇Davidenko（茹）
Strelets米哈伊尔（茹）
Runishev弗拉基米尔Aleksandrovich（茹）
塔拉索夫阿列克谢z的（茹）
（73）专利（补）：
开放联合股份公司“苏霍伊”（茹）
（54）多模高度集成的气动布局飞机
（57）摘要：
这架飞机有机身，在这中间部分（2）无缝地与后掠翼（3），弹头（1）和尾部（6），配对那里的所有移动的垂直尾翼（4）和所有移动的水平尾翼（5）。 头部分（1）机身重量轻（10）。 机身增加了横截面宽度和高度的机翼可以放置在机身之间的进气口的主要货舱聘用。 本发明是针对空中的载荷，提高承载的机身性能的均匀分布。 10生病。
本发明涉及到多模超音速和亚音速飞机的飞行速度，高度的工作在广泛的范围。 首选的发明的范围是多模式的超机动与超音速的速度和在雷达（雷达）范围内能见度低的水平巡航飞行的飞机。
已知的艺术整体气动布局飞机载有一人携带的机身，中机身的中间部分顺利，后掠翼，机身的头部和尾部（茹2140376 C1）的配对。
作为飞机的著名应当载明下列缺点。 在向外部负载货物不允许平面分布，实现了对雷达能见度低的程度，并在高超音速飞行制度的空气动力特性。
由于在布局中采用了复杂的技术解决方案，最重要的，综合的机身气动布局，这架飞机是由气动素质高价值亚音速飞行条件下的特点。
对发明的技术成果的目的是建立一个雷达飞机有知名度，被攻击，以超音速的速度，并在同一时间大迎角气动效率高机动性低水平保持在一个高亚音速空气动力学质量的制度。
该技术成果是通过了多模式高机动性飞机整体气动布局，其中包含的机身，其中中间部分是顺利共轭掠翼，在机身尾部，所有移动的垂直和所有移动的水平尾翼在机身后部找到，平均水头集成在机身中央翼，在垂直方向夷为平地，并在纵向外表面形成了与高层建筑高度翼型集，提供在机身住宿，内置的货舱，与机身的上表面，与灯泡的外表面配对和不断扩大在离现场灯笼与减少的机身尾部的曲率。
本发明是由图所示，其中图1显示了在平面视图平面，如图2 - 第一个- A图1，图3 - 节的B - B图1，图4 - B节在图2，图5 - 第F - F图2，图6 - 阻力最小的旋转（身体Siirsa -哈克）在图7 - 机身横截面图8位置 - 横第7所示，在图9 - 附表代表性的飞机机身部分，图10 - 图形的横截面是一个灯笼机身地区扩大的一部分。
这架飞机有机身，其中两个平均无缝掠翼三，头部第1部机身和尾6配对。 在机身尾部的6个是所有移动的垂直4和所有移动的平尾5。 在一个机身头部轻10。
在飞机的气动布局方面有以下特点：宽机身，并在解除对飞机驾驶舱的网站平滑图截面积。
机身增加了横截面宽度（图1，2）从机翼11，12，13（图3，4，5），其高度可容纳的飞机（图2机身的主要货物舱9招募， 3之间的空气）入口8还提供了必要的建筑高度，以适应侧面货斗7（图2,4）。
除了空间的货物，在一个扁平的布局resulting的空气负荷均匀分布于机体表面，在从一个提升力的角度，让你保持飞机在一般情况下，较小的机翼面积的空气动力特性的机身承载性能提高，
此外，扁平的机身减少了暴露在雷达领域最有可能的有效面积：侧面和前投影机。
平滑附表截在飞机的座舱站点区域可以通过减少阻力飞机的空气动力特性。
除了一般的理论概要，飞机的空气动力和阻力的影响和相互联系的安排飞机零部件。 为了估计上的相互影响拖动（干扰），设计规则用于区（图6），这是作为如下：为了减少阻力，曲线14横截面沿飞机长度都律政司司长平面元素的地区，应符合革命相当于人体图阻力最小的（雪茄形的高宽比的身体，所谓的身体Siirsa -哈克）。
根据在飞机设计艺术状态中使用的方案连接林冠机身，如图8所示（a - 一个共同计划），这是一个事实的特点，在向尾部树冠面积截面积减小。 这项计划的时间表有一个地区从身体Siirsa在树冠哈克（图9和图10，A节）标记出发。
为了提高计划的气动特性联系起来，这在事实上，上表面机身的15个扩展了灯泡的10节到后面的部分机身6，在横截面面积减少的补偿组成（图8中的B - 由计划发明），在顺利产生的“失败“，在图表区的灯驱动器，积分为常规飞机气动布局的典型。 图表上的面积曲线接近最优形状，这表明在空气动力学性能的改进减少阻力（图10，B节）。
索赔
多模高度机动飞机整体气动布局，其中包含的机身，其中中间部分是顺利掠翼，在机身尾部，所有移动的垂直和所有移动的水平尾翼在机身后部位置，其中在机身中部头共轭结合中央翼并在垂直方向夷为平地，并在纵向方向的外表面形成了与高层建筑高度翼型集，提供内部建立货舱机身住宿，机身的上表面与灯泡的外表面配对，从灯笼扩大面积在机身尾部与减少弯曲。
现状：截至2010年8月11号 - 是有效的
（21），（22）应用：11分之2009133611，2009年9月9日
（24）的日期在专利权有效期限来源：
2009年9月9日
（46）发布时间：2010年9月27日
（72）作者（s）：
米哈伊尔波戈相Aslanovich（茹）
亚历山大尼古拉耶维奇Davidenko（茹）
Strelets米哈伊尔（茹）
Runishev弗拉基米尔Aleksandrovich（茹）
塔拉索夫阿列克谢z的（茹）
（73）专利（补）：
开放联合股份公司“苏霍伊”（茹）
（54）多模高度集成的气动布局飞机
（57）摘要：
这架飞机有机身，在这中间部分（2）无缝地与后掠翼（3），弹头（1）和尾部（6），配对那里的所有移动的垂直尾翼（4）和所有移动的水平尾翼（5）。 头部分（1）机身重量轻（10）。 机身增加了横截面宽度和高度的机翼可以放置在机身之间的进气口的主要货舱聘用。 本发明是针对空中的载荷，提高承载的机身性能的均匀分布。 10生病。
本发明涉及到多模超音速和亚音速飞机的飞行速度，高度的工作在广泛的范围。 首选的发明的范围是多模式的超机动与超音速的速度和在雷达（雷达）范围内能见度低的水平巡航飞行的飞机。
已知的艺术整体气动布局飞机载有一人携带的机身，中机身的中间部分顺利，后掠翼，机身的头部和尾部（茹2140376 C1）的配对。
作为飞机的著名应当载明下列缺点。 在向外部负载货物不允许平面分布，实现了对雷达能见度低的程度，并在高超音速飞行制度的空气动力特性。
由于在布局中采用了复杂的技术解决方案，最重要的，综合的机身气动布局，这架飞机是由气动素质高价值亚音速飞行条件下的特点。
对发明的技术成果的目的是建立一个雷达飞机有知名度，被攻击，以超音速的速度，并在同一时间大迎角气动效率高机动性低水平保持在一个高亚音速空气动力学质量的制度。
该技术成果是通过了多模式高机动性飞机整体气动布局，其中包含的机身，其中中间部分是顺利共轭掠翼，在机身尾部，所有移动的垂直和所有移动的水平尾翼在机身后部找到，平均水头集成在机身中央翼，在垂直方向夷为平地，并在纵向外表面形成了与高层建筑高度翼型集，提供在机身住宿，内置的货舱，与机身的上表面，与灯泡的外表面配对和不断扩大在离现场灯笼与减少的机身尾部的曲率。
本发明是由图所示，其中图1显示了在平面视图平面，如图2 - 第一个- A图1，图3 - 节的B - B图1，图4 - B节在图2，图5 - 第F - F图2，图6 - 阻力最小的旋转（身体Siirsa -哈克）在图7 - 机身横截面图8位置 - 横第7所示，在图9 - 附表代表性的飞机机身部分，图10 - 图形的横截面是一个灯笼机身地区扩大的一部分。
这架飞机有机身，其中两个平均无缝掠翼三，头部第1部机身和尾6配对。 在机身尾部的6个是所有移动的垂直4和所有移动的平尾5。 在一个机身头部轻10。
在飞机的气动布局方面有以下特点：宽机身，并在解除对飞机驾驶舱的网站平滑图截面积。
机身增加了横截面宽度（图1，2）从机翼11，12，13（图3，4，5），其高度可容纳的飞机（图2机身的主要货物舱9招募， 3之间的空气）入口8还提供了必要的建筑高度，以适应侧面货斗7（图2,4）。
除了空间的货物，在一个扁平的布局resulting的空气负荷均匀分布于机体表面，在从一个提升力的角度，让你保持飞机在一般情况下，较小的机翼面积的空气动力特性的机身承载性能提高，
此外，扁平的机身减少了暴露在雷达领域最有可能的有效面积：侧面和前投影机。
平滑附表截在飞机的座舱站点区域可以通过减少阻力飞机的空气动力特性。
除了一般的理论概要，飞机的空气动力和阻力的影响和相互联系的安排飞机零部件。 为了估计上的相互影响拖动（干扰），设计规则用于区（图6），这是作为如下：为了减少阻力，曲线14横截面沿飞机长度都律政司司长平面元素的地区，应符合革命相当于人体图阻力最小的（雪茄形的高宽比的身体，所谓的身体Siirsa -哈克）。
根据在飞机设计艺术状态中使用的方案连接林冠机身，如图8所示（a - 一个共同计划），这是一个事实的特点，在向尾部树冠面积截面积减小。 这项计划的时间表有一个地区从身体Siirsa在树冠哈克（图9和图10，A节）标记出发。
为了提高计划的气动特性联系起来，这在事实上，上表面机身的15个扩展了灯泡的10节到后面的部分机身6，在横截面面积减少的补偿组成（图8中的B - 由计划发明），在顺利产生的“失败“，在图表区的灯驱动器，积分为常规飞机气动布局的典型。 图表上的面积曲线接近最优形状，这表明在空气动力学性能的改进减少阻力（图10，B节）。
索赔
多模高度机动飞机整体气动布局，其中包含的机身，其中中间部分是顺利掠翼，在机身尾部，所有移动的垂直和所有移动的水平尾翼在机身后部位置，其中在机身中部头共轭结合中央翼并在垂直方向夷为平地，并在纵向方向的外表面形成了与高层建筑高度翼型集，提供内部建立货舱机身住宿，机身的上表面与灯泡的外表面配对，从灯笼扩大面积在机身尾部与减少弯曲。
翼根处应该还是电子设备舱。从侧面看，进气道确实无S形状。
涡轮不增压 发表于 2010-11-17 22:16
Фюзеляж имеет увеличенную ширину в поперечном сечении (фиг.1, 2) и набран из аэродинамических профилей 11, 12, 13 (фиг.3, 4, 5), высота которых позволяет разместить основной грузовой отсек 9 в фюзеляже самолета (фиг.2, 3) между воздухозаборниками 8, а также дает необходимые строительные высоты для размещения боковых грузовых отсеков 7 (фиг.2, 4).
这一段主要就是说主弹舱(9)основной грузовой отсек 在机身
副弹舱（7）боковых грузовых отсеков在翼根处
当然，这两个词似乎也不是weapon bay的确切翻译。
你要保留意见也没问题。
翼根处应该还是电子设备舱。从侧面看，进气道确实无S形状。
涡轮不增压 发表于 2010-11-17 22:16
Фюзеляж имеет увеличенную ширину в поперечном сечении (фиг.1, 2) и набран из аэродинамических профилей 11, 12, 13 (фиг.3, 4, 5), высота которых позволяет разместить основной грузовой отсек 9 в фюзеляже самолета (фиг.2, 3) между воздухозаборниками 8, а также дает необходимые строительные высоты для размещения боковых грузовых отсеков 7 (фиг.2, 4).
这一段主要就是说主弹舱(9)основной грузовой отсек 在机身
副弹舱（7）боковых грузовых отсеков在翼根处
当然，这两个词似乎也不是weapon bay的确切翻译。
你要保留意见也没问题。
12) ABSTRACT OF INVENTION
Status: As of 08.11.2010 - is valid
(21), (22) Application: 2009133611/11, 09.09.2009
(24) Date of the origin of the term of the patent:
09.09.2009
(46) Published: 09/27/2010
(72) Author (s):
Mikhail Pogosyan Aslanovich (RU),
Davidenko Aleksandr Nikolaevich (RU),
Strelets Mikhail (RU),
Runishev Vladimir Aleksandrovich (RU),
Tarasov Alexey Z. (RU)
(73) patent (s):
Open Joint Stock Company "Sukhoi" (RU)
(54) MULTIMODE highly-integrated aerodynamic AIRCRAFT LAYOUT
(57) Abstract:
The aircraft has a fuselage, in which the middle part (2) seamlessly paired with swept wing (3), warhead (1) and tail (6), where the all-moving vertical tail (4) and all-moving horizontal tail (5). The head part (1) the fuselage is light (10). The fuselage has increased the width of the cross section and recruited from airfoils whose height allows you to place the main cargo compartment in the fuselage between the air intakes. The invention is directed to a uniform distribution of air loads and increase load-bearing properties of the fuselage. 10 ill.
The invention relates to multi-mode aircraft operated in supersonic and subsonic flight speeds in a wide range of altitudes. Preferred scope of the invention are multi-mode super-maneuverable aircraft with a cruising flight at supersonic speeds and low level of visibility in the radar (radar) range.
Known in the art aircraft integral aerodynamic layout containing one carrying the fuselage, in which the middle part of the fuselage smoothly paired with swept wing, head of the fuselage and its tail part (RU 2140376 C1).
As a well-known shortcomings of the aircraft should indicate the following. In a plane distribution of goods to the external load does not allow to achieve a low degree of visibility of the radar, and high aerodynamic characteristics at supersonic flight regimes.
Due to the complex technical solutions applied in the layout and, above all, the integrated aerodynamic configuration of the fuselage, the plane is characterized by high value of the aerodynamic qualities at subsonic flight conditions.
The technical result on the aim of the invention is to create an aircraft has a low level of radar visibility, maneuverability at high angles of attack, high aerodynamic efficiency at supersonic speeds and at the same time preserving a high aerodynamic quality at subsonic regimes.
The technical result is achieved by a multi-mode highly maneuverable aircraft integral aerodynamic layout containing the fuselage, the middle part of which is smoothly conjugate with swept wing, head of the fuselage and tail, all-moving vertical and all-moving horizontal tail located in the rear fuselage, the average integrated with the fuselage center-wing and made flattened in the vertical direction, and its outer surface in the longitudinal direction is formed by a set of airfoils with high building heights, providing accommodation within the fuselage, built-in cargo compartments, with the upper surface of the fuselage, paired with the outer surface of the lamp and the expanding at the site from the lantern to the tail section of fuselage with decreasing curvature.
The invention is illustrated by drawings, where Figure 1 shows the plane in plan view, in Figure 2 - section A-A Figure 1; in Figure 3 - section B-B Figure 1; in Figure 4 - section B In Figure 2, in Figure 5 - section F-F Figure 2, Figure 6 - Rotation of least resistance (the body Siirsa-Haack) on Figure 7 - position of transverse sections of fuselage in Figure 8 - transverse section 7 shows, in Figure 9 - Schedule of cross-sections of the aircraft fuselage; Figure 10 - The enlarged part of the graphic cross-sectional areas of the fuselage of a lantern.
The aircraft has a fuselage, in which the average of the two seamlessly paired with swept wing 3, the head part 1 of the fuselage and the tail 6. In the rear part 6 of the fuselage are all-moving vertical 4 and all-moving horizontal tail 5. At the head of a fuselage is light 10.
In terms of aerodynamic layout aircraft has the following features: wide lifting fuselage and smoothed graph cross-sectional areas at the site of an airplane cockpit.
The fuselage has increased the width of the cross section (Fig. 1, 2) and recruited from the airfoils 11, 12, 13 (Figure 3, 4, 5), whose height can accommodate the main cargo compartment 9 in the fuselage of the aircraft (Figure 2, 3) between the air inlets 8 and also provides the necessary building height to accommodate the side cargo compartments 7 (Figure 2, 4).
In addition to space for cargo, resulting in a flattened layout an even distribution of air loads on airframe surface and an increase in load-bearing properties of the fuselage from the perspective of a lifting force that allows you to keep the aerodynamic characteristics of aircraft in general, smaller wing area,
In addition, a flattening of the fuselage reduces the effective area of the radar in the most likely areas of exposure: Side and front projection plane.
Smoothing schedule cross-sectional areas at the site of an airplane cockpit can improve the aerodynamic characteristics of aircraft by reducing drag.
Besides the general theoretical outline, the aerodynamics of the plane and drag affect the arrangement and mutual linkage aircraft parts. To estimate the drag on the mutual influence (interference), the design rule is used areas (Figure 6), which is as follows: in order to reduce the resistance, curve 14 cross-sectional areas of all elements of Sj plane along the length of the aircraft shall comply with the diagrams of the equivalent body of revolution least resistance (cigar-shaped body of high aspect ratio, the so-called body Siirsa-Haack).
According to the state of the art in the design of aircraft used the scheme to link canopy and fuselage, shown in Figure 8 (A - a common scheme), which is characterized by the fact that cross-sectional area decreases in the area of the canopy to the tail. The schedule of areas for this scheme has a marked departure from the body Siirsa-Haack in the canopy (Figure 9 and Figure 10, section A).
To improve the aerodynamic characteristics of a scheme for linking, which consists in the fact that the upper surface 15 of the fuselage expands on the section of the lamp 10 to the rear part 6 of the fuselage, compensating for the decrease in cross sectional area (Figure 8, B - invented by the scheme), resulting in smoother " failure "in the chart area of the lamp driver, typical for conventional aircraft integral aerodynamic layout. The curve on the chart area close to the optimal shape, which indicates an improvement in aerodynamic performance (Figure 10, section B) by reducing drag.
Claim
Multimode highly maneuverable aircraft integral aerodynamic layout containing the fuselage, the middle part of which is smoothly conjugate with swept wing, head of the fuselage and tail, all-moving vertical and all-moving horizontal tail located in the rear fuselage, wherein the middle part of the fuselage is integrated with center-wing and made flattened in the vertical direction, and its outer surface in the longitudinal direction is formed by a set of airfoils with high building heights, providing accommodation within the fuselage built cargo compartments, with the upper surface of the fuselage, paired with the outer surface of the lamp and extending the area from the lantern to the tail section of fuselage with decreasing curvature.
Status: As of 08.11.2010 - is valid
(21), (22) Application: 2009133611/11, 09.09.2009
(24) Date of the origin of the term of the patent:
09.09.2009
(46) Published: 09/27/2010
(72) Author (s):
Mikhail Pogosyan Aslanovich (RU),
Davidenko Aleksandr Nikolaevich (RU),
Strelets Mikhail (RU),
Runishev Vladimir Aleksandrovich (RU),
Tarasov Alexey Z. (RU)
(73) patent (s):
Open Joint Stock Company "Sukhoi" (RU)
(54) MULTIMODE highly-integrated aerodynamic AIRCRAFT LAYOUT
(57) Abstract:
The aircraft has a fuselage, in which the middle part (2) seamlessly paired with swept wing (3), warhead (1) and tail (6), where the all-moving vertical tail (4) and all-moving horizontal tail (5). The head part (1) the fuselage is light (10). The fuselage has increased the width of the cross section and recruited from airfoils whose height allows you to place the main cargo compartment in the fuselage between the air intakes. The invention is directed to a uniform distribution of air loads and increase load-bearing properties of the fuselage. 10 ill.
The invention relates to multi-mode aircraft operated in supersonic and subsonic flight speeds in a wide range of altitudes. Preferred scope of the invention are multi-mode super-maneuverable aircraft with a cruising flight at supersonic speeds and low level of visibility in the radar (radar) range.
Known in the art aircraft integral aerodynamic layout containing one carrying the fuselage, in which the middle part of the fuselage smoothly paired with swept wing, head of the fuselage and its tail part (RU 2140376 C1).
As a well-known shortcomings of the aircraft should indicate the following. In a plane distribution of goods to the external load does not allow to achieve a low degree of visibility of the radar, and high aerodynamic characteristics at supersonic flight regimes.
Due to the complex technical solutions applied in the layout and, above all, the integrated aerodynamic configuration of the fuselage, the plane is characterized by high value of the aerodynamic qualities at subsonic flight conditions.
The technical result on the aim of the invention is to create an aircraft has a low level of radar visibility, maneuverability at high angles of attack, high aerodynamic efficiency at supersonic speeds and at the same time preserving a high aerodynamic quality at subsonic regimes.
The technical result is achieved by a multi-mode highly maneuverable aircraft integral aerodynamic layout containing the fuselage, the middle part of which is smoothly conjugate with swept wing, head of the fuselage and tail, all-moving vertical and all-moving horizontal tail located in the rear fuselage, the average integrated with the fuselage center-wing and made flattened in the vertical direction, and its outer surface in the longitudinal direction is formed by a set of airfoils with high building heights, providing accommodation within the fuselage, built-in cargo compartments, with the upper surface of the fuselage, paired with the outer surface of the lamp and the expanding at the site from the lantern to the tail section of fuselage with decreasing curvature.
The invention is illustrated by drawings, where Figure 1 shows the plane in plan view, in Figure 2 - section A-A Figure 1; in Figure 3 - section B-B Figure 1; in Figure 4 - section B In Figure 2, in Figure 5 - section F-F Figure 2, Figure 6 - Rotation of least resistance (the body Siirsa-Haack) on Figure 7 - position of transverse sections of fuselage in Figure 8 - transverse section 7 shows, in Figure 9 - Schedule of cross-sections of the aircraft fuselage; Figure 10 - The enlarged part of the graphic cross-sectional areas of the fuselage of a lantern.
The aircraft has a fuselage, in which the average of the two seamlessly paired with swept wing 3, the head part 1 of the fuselage and the tail 6. In the rear part 6 of the fuselage are all-moving vertical 4 and all-moving horizontal tail 5. At the head of a fuselage is light 10.
In terms of aerodynamic layout aircraft has the following features: wide lifting fuselage and smoothed graph cross-sectional areas at the site of an airplane cockpit.
The fuselage has increased the width of the cross section (Fig. 1, 2) and recruited from the airfoils 11, 12, 13 (Figure 3, 4, 5), whose height can accommodate the main cargo compartment 9 in the fuselage of the aircraft (Figure 2, 3) between the air inlets 8 and also provides the necessary building height to accommodate the side cargo compartments 7 (Figure 2, 4).
In addition to space for cargo, resulting in a flattened layout an even distribution of air loads on airframe surface and an increase in load-bearing properties of the fuselage from the perspective of a lifting force that allows you to keep the aerodynamic characteristics of aircraft in general, smaller wing area,
In addition, a flattening of the fuselage reduces the effective area of the radar in the most likely areas of exposure: Side and front projection plane.
Smoothing schedule cross-sectional areas at the site of an airplane cockpit can improve the aerodynamic characteristics of aircraft by reducing drag.
Besides the general theoretical outline, the aerodynamics of the plane and drag affect the arrangement and mutual linkage aircraft parts. To estimate the drag on the mutual influence (interference), the design rule is used areas (Figure 6), which is as follows: in order to reduce the resistance, curve 14 cross-sectional areas of all elements of Sj plane along the length of the aircraft shall comply with the diagrams of the equivalent body of revolution least resistance (cigar-shaped body of high aspect ratio, the so-called body Siirsa-Haack).
According to the state of the art in the design of aircraft used the scheme to link canopy and fuselage, shown in Figure 8 (A - a common scheme), which is characterized by the fact that cross-sectional area decreases in the area of the canopy to the tail. The schedule of areas for this scheme has a marked departure from the body Siirsa-Haack in the canopy (Figure 9 and Figure 10, section A).
To improve the aerodynamic characteristics of a scheme for linking, which consists in the fact that the upper surface 15 of the fuselage expands on the section of the lamp 10 to the rear part 6 of the fuselage, compensating for the decrease in cross sectional area (Figure 8, B - invented by the scheme), resulting in smoother " failure "in the chart area of the lamp driver, typical for conventional aircraft integral aerodynamic layout. The curve on the chart area close to the optimal shape, which indicates an improvement in aerodynamic performance (Figure 10, section B) by reducing drag.
Claim
Multimode highly maneuverable aircraft integral aerodynamic layout containing the fuselage, the middle part of which is smoothly conjugate with swept wing, head of the fuselage and tail, all-moving vertical and all-moving horizontal tail located in the rear fuselage, wherein the middle part of the fuselage is integrated with center-wing and made flattened in the vertical direction, and its outer surface in the longitudinal direction is formed by a set of airfoils with high building heights, providing accommodation within the fuselage built cargo compartments, with the upper surface of the fuselage, paired with the outer surface of the lamp and extending the area from the lantern to the tail section of fuselage with decreasing curvature.
俄转英之后还是能懂个大概的。
既然故意没有可动前缘，也可能故意没有S进气
学习一下。。。
将就看
-----------------------------------------
12）摘要发明
现状：截至2010年8月11号 - 是有效的
（21），（22）应用：11分之2009133611，2009年9月9日
（24）的日期在专利权有效期限来源：
2009年9月9日
（46）发布时间：2010年9月27日
（72）作者（s）：
米哈伊尔波戈相Aslanovich（茹）
亚历山大尼古拉耶维奇Davidenko（茹）
Strelets米哈伊尔（茹）
Runishev弗拉基米尔Aleksandrovich（茹）
塔拉索夫阿列克谢z的（茹）
（73）专利（补）：
开放联合股份公司“苏霍伊”（茹）
（54）多模高度集成的气动布局飞机
（57）摘要：
这架飞机有机身，在这中间部分（2）无缝地与后掠翼（3），弹头（1）和尾部（6），配对那里的所有移动的垂直尾翼（4）和所有移动的水平尾翼（5）。头部分（1）机身重量轻（10）。机身增加了横截面宽度和高度的机翼可以放置在机身之间的进气口的主要货舱聘用。本发明是针对空中的载荷，提高承载的机身性能的均匀分布。 10生病。
本发明涉及到多模超音速和亚音速飞机的飞行速度，高度的工作在广泛的范围。首选的发明的范围是多模式的超机动与超音速的速度和在雷达（雷达）范围内能见度低的水平巡航飞行的飞机。
已知的艺术整体气动布局飞机载有一人携带的机身，中机身的中间部分顺利，后掠翼，机身的头部和尾部（茹2140376 C1）的配对。
作为飞机的著名应当载明下列缺点。在向外部负载货物不允许平面分布，实现了对雷达能见度低的程度，并在高超音速飞行制度的空气动力特性。
由于在布局中采用了复杂的技术解决方案，最重要的，综合的机身气动布局，这架飞机是由气动素质高价值亚音速飞行条件下的特点。
对发明的技术成果的目的是建立一个雷达飞机有知名度，被攻击，以超音速的速度，并在同一时间大迎角气动效率高机动性低水平保持在一个高亚音速空气动力学质量的制度。
该技术成果是通过了多模式高机动性飞机整体气动布局，其中包含的机身，其中中间部分是顺利共轭掠翼，在机身尾部，所有移动的垂直和所有移动的水平尾翼在机身后部找到，平均水头集成在机身中央翼，在垂直方向夷为平地，并在纵向外表面形成了与高层建筑高度翼型集，提供在机身住宿，内置的货舱，与机身的上表面，与灯泡的外表面配对和不断扩大在离现场灯笼与减少的机身尾部的曲率。
本发明是由图所示，其中图1显示了在平面视图平面，如图2 - 第一个- A图1，图3 - 节的B - B图1，图4 - B节在图2，图5 - 第F - F图2，图6 - 阻力最小的旋转（身体Siirsa -哈克）在图7 - 机身横截面图8位置 - 横第7所示，在图9 - 附表代表性的飞机机身部分，图10 - 图形的横截面是一个灯笼机身地区扩大的一部分。
这架飞机有机身，其中两个平均无缝掠翼三，头部第1部机身和尾6配对。在机身尾部的6个是所有移动的垂直4和所有移动的平尾5。在一个机身头部轻10。
在飞机的气动布局方面有以下特点：宽机身，并在解除对飞机驾驶舱的网站平滑图截面积。
机身增加了横截面宽度（图1，2）从机翼11，12，13（图3，4，5），其高度可容纳的飞机（图2机身的主要货物舱9招募， 3之间的空气）入口8还提供了必要的建筑高度，以适应侧面货斗7（图2,4）。
除了空间的货物，在一个扁平的布局造成的空气负荷均匀分布于机体表面，在从一个提升力的角度，让你保持飞机在一般情况下，较小的机翼面积的空气动力特性的机身承载性能提高，
此外，扁平的机身减少了暴露在雷达领域最有可能的有效面积：侧面和前投影机。
平滑附表截在飞机的座舱站点区域可以通过减少阻力飞机的空气动力特性。
除了一般的理论概要，飞机的空气动力和阻力的影响和相互联系的安排飞机零部件。为了估计上的相互影响拖动（干扰），设计规则用于区（图6），这是作为如下：为了减少阻力，曲线14横截面沿飞机长度都律政司司长平面元素的地区，应符合革命相当于人体图阻力最小的（雪茄形的高宽比的身体，所谓的身体Siirsa -哈克）。
根据在飞机设计艺术状态中使用的方案连接林冠机身，如图8所示（a - 一个共同的计划），这是一个事实的特点，在向尾部树冠面积截面积减小。这项计划的时间表有一个地区从身体Siirsa在树冠哈克（图9和图10，A节）标记出发。
为了提高计划的气动特性联系起来，这在事实上，上表面机身的15个扩展了灯泡的10节到后面的部分机身6，在横截面面积减少的补偿组成（图8中的B - 由计划发明），在顺利产生的“失败“，在图表区的灯驱动器，积分为常规飞机气动布局的典型。图表上的面积曲线接近最优形状，这表明在空气动力学性能的改进减少阻力（图10，B节）。
索赔
多模高度机动飞机整体气动布局，其中包含的机身，其中中间部分是顺利掠翼，在机身尾部，所有移动的垂直和所有移动的水平尾翼在机身后部位置，其中在机身中部头共轭结合中央翼并在垂直方向夷为平地，并在纵向方向的外表面形成了与高层建筑高度翼型集，提供内部建立货舱机身住宿，机身的上表面与灯泡的外表面配对，从灯笼扩大面积在机身尾部与减少弯曲。
-----------------------------------------
12）摘要发明
现状：截至2010年8月11号 - 是有效的
（21），（22）应用：11分之2009133611，2009年9月9日
（24）的日期在专利权有效期限来源：
2009年9月9日
（46）发布时间：2010年9月27日
（72）作者（s）：
米哈伊尔波戈相Aslanovich（茹）
亚历山大尼古拉耶维奇Davidenko（茹）
Strelets米哈伊尔（茹）
Runishev弗拉基米尔Aleksandrovich（茹）
塔拉索夫阿列克谢z的（茹）
（73）专利（补）：
开放联合股份公司“苏霍伊”（茹）
（54）多模高度集成的气动布局飞机
（57）摘要：
这架飞机有机身，在这中间部分（2）无缝地与后掠翼（3），弹头（1）和尾部（6），配对那里的所有移动的垂直尾翼（4）和所有移动的水平尾翼（5）。头部分（1）机身重量轻（10）。机身增加了横截面宽度和高度的机翼可以放置在机身之间的进气口的主要货舱聘用。本发明是针对空中的载荷，提高承载的机身性能的均匀分布。 10生病。
本发明涉及到多模超音速和亚音速飞机的飞行速度，高度的工作在广泛的范围。首选的发明的范围是多模式的超机动与超音速的速度和在雷达（雷达）范围内能见度低的水平巡航飞行的飞机。
已知的艺术整体气动布局飞机载有一人携带的机身，中机身的中间部分顺利，后掠翼，机身的头部和尾部（茹2140376 C1）的配对。
作为飞机的著名应当载明下列缺点。在向外部负载货物不允许平面分布，实现了对雷达能见度低的程度，并在高超音速飞行制度的空气动力特性。
由于在布局中采用了复杂的技术解决方案，最重要的，综合的机身气动布局，这架飞机是由气动素质高价值亚音速飞行条件下的特点。
对发明的技术成果的目的是建立一个雷达飞机有知名度，被攻击，以超音速的速度，并在同一时间大迎角气动效率高机动性低水平保持在一个高亚音速空气动力学质量的制度。
该技术成果是通过了多模式高机动性飞机整体气动布局，其中包含的机身，其中中间部分是顺利共轭掠翼，在机身尾部，所有移动的垂直和所有移动的水平尾翼在机身后部找到，平均水头集成在机身中央翼，在垂直方向夷为平地，并在纵向外表面形成了与高层建筑高度翼型集，提供在机身住宿，内置的货舱，与机身的上表面，与灯泡的外表面配对和不断扩大在离现场灯笼与减少的机身尾部的曲率。
本发明是由图所示，其中图1显示了在平面视图平面，如图2 - 第一个- A图1，图3 - 节的B - B图1，图4 - B节在图2，图5 - 第F - F图2，图6 - 阻力最小的旋转（身体Siirsa -哈克）在图7 - 机身横截面图8位置 - 横第7所示，在图9 - 附表代表性的飞机机身部分，图10 - 图形的横截面是一个灯笼机身地区扩大的一部分。
这架飞机有机身，其中两个平均无缝掠翼三，头部第1部机身和尾6配对。在机身尾部的6个是所有移动的垂直4和所有移动的平尾5。在一个机身头部轻10。
在飞机的气动布局方面有以下特点：宽机身，并在解除对飞机驾驶舱的网站平滑图截面积。
机身增加了横截面宽度（图1，2）从机翼11，12，13（图3，4，5），其高度可容纳的飞机（图2机身的主要货物舱9招募， 3之间的空气）入口8还提供了必要的建筑高度，以适应侧面货斗7（图2,4）。
除了空间的货物，在一个扁平的布局造成的空气负荷均匀分布于机体表面，在从一个提升力的角度，让你保持飞机在一般情况下，较小的机翼面积的空气动力特性的机身承载性能提高，
此外，扁平的机身减少了暴露在雷达领域最有可能的有效面积：侧面和前投影机。
平滑附表截在飞机的座舱站点区域可以通过减少阻力飞机的空气动力特性。
除了一般的理论概要，飞机的空气动力和阻力的影响和相互联系的安排飞机零部件。为了估计上的相互影响拖动（干扰），设计规则用于区（图6），这是作为如下：为了减少阻力，曲线14横截面沿飞机长度都律政司司长平面元素的地区，应符合革命相当于人体图阻力最小的（雪茄形的高宽比的身体，所谓的身体Siirsa -哈克）。
根据在飞机设计艺术状态中使用的方案连接林冠机身，如图8所示（a - 一个共同的计划），这是一个事实的特点，在向尾部树冠面积截面积减小。这项计划的时间表有一个地区从身体Siirsa在树冠哈克（图9和图10，A节）标记出发。
为了提高计划的气动特性联系起来，这在事实上，上表面机身的15个扩展了灯泡的10节到后面的部分机身6，在横截面面积减少的补偿组成（图8中的B - 由计划发明），在顺利产生的“失败“，在图表区的灯驱动器，积分为常规飞机气动布局的典型。图表上的面积曲线接近最优形状，这表明在空气动力学性能的改进减少阻力（图10，B节）。
索赔
多模高度机动飞机整体气动布局，其中包含的机身，其中中间部分是顺利掠翼，在机身尾部，所有移动的垂直和所有移动的水平尾翼在机身后部位置，其中在机身中部头共轭结合中央翼并在垂直方向夷为平地，并在纵向方向的外表面形成了与高层建筑高度翼型集，提供内部建立货舱机身住宿，机身的上表面与灯泡的外表面配对，从灯笼扩大面积在机身尾部与减少弯曲。
不是很懂…、
google翻译?不给力啊。还有给楼上几位科普下:专利有地域性，俄罗斯的专利只在俄罗斯生效。。。。。
google翻译?不给力啊。还有给楼上几位科普下:专利有地域性，俄罗斯的专利只在俄罗斯生效。。。。。
求求你们不要贴Google翻译的东西..........
[:a5:]
[:a5:]
的确没有说可动边条。也许还有更多隐瞒的东西。不过看起来，毛子认为它能达到4S标准。
狗狗翻译的中文很崩溃哎
忒给力了
===========
JSTCVW09CD 发表于 2010-11-18 02:53
对比图不错,收了,谢谢!
对比图不错,收了,谢谢!
什么跟什么的对比？
至少从专利上来看，进气道肯定是杯具了
这翻译的。。。
不是太清楚
希望能够解释
筷子的前车之鉴啊，毛子学乖了
那意思说以后的任何改动都必须获得苏霍伊的授权
三锅杯具
那意思说以后的任何改动都必须获得苏霍伊的授权
三锅杯具
这图倒更像之前PAKFA的猜测图啊。