Легкий многофункциональный самолет

012494 Область техники Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для использования при построении самолетов. Предшествующий уровень техники Известен самолет, в состав которого входят, в том числе, фюзеляж, крыло, оперение, шасси, основная и вспомогательная силовые установки, система управления общесамолетным оборудованием, которая имеет два контура автоматического управления, конструктивно оформленных в основной и резервный блоки преобразований и вычислений, подключенные к исполнительным устройствам через блок управления и контроля, а также контур ручного управления с пультами управления, светосигнальным табло и центральным светосигнальным огнем и сопряжена по мультиплексному каналу с комплексом бортовых цифровых вычислительных машин, электронной системой управления левого двигателя, электронной системой управления правого двигателя, системой регистрации и контроля, аппаратурой наведения и посадки, комплексной системой управления, а по кодовым линиям связи - с системой управления и контроля топлива, аппаратурой речевых сообщений, комплексной системой электронной индикации и вспомогательной силовой установкой (патент RU 2263044 С 1, В 64 С 13/00). Недостаток известного самолета связан с необходимостью повышения его живучести, снижения массово-габаритных характеристик и реализации условий многофункциональности. Известен легкий многофункциональный самолет с повышенными маневренными возможностями,содержащий, в том числе, фюзеляж, крыло, оперение, шасси, силовую установку, а также управляющий интегрированный комплекс, включающий в себя систему информационного обмена, бортовую цифровую вычислительную систему управления полетом и учебно-боевыми действиями, внешнее запоминающее устройство и систему ввода информации, пилотажно-навигационное оборудование, комплексную систему управления самолетом с установленными в кабине летчика и оператора пультами системы, систему управления вооружением с установленными в кабине летчика и оператора пультами системы, комплексную систему электронной индикации, управления и прицеливания, информационные табло аварийной сигнализации, установленные в кабине летчика и оператора, двукратно резервированную систему управления общесамолетным оборудованием, бортовую систему объективного контроля, речевую информационно-управляющую систему, систему электроснабжения, внешнее и внутреннее светотехническое оборудование, комплексную систему аварийного покидания самолета, двукратно резервированную электронную систему управления силовой установкой, при этом система информационного обмена разделена на три независимых мультиплексных канала информационного обмена, между вычислительной системой и системой управления общесамолетным оборудованием, а также между комплексной системой электронной индикации, управления и прицеливания и комплексной системой управления самолетом выполнены радиальные связи (патент RU 2252899 CI, B64C 13/00). Недостатком данного самолета также является необходимость повышения его живучести, снижения массово-габаритных характеристик и реализации условий многофункциональности. Наиболее близким аналогом, принятым за прототип является штурмовик СУ-25 (см. Бедретдинов И.А. Штурмовик СУ-25 и его модификации. - М., ООО Издательская группа Бедретдинов и Ко, 2002,с. 15), содержащий фюзеляж, крыло, оперение, шасси, силовую установку, а также управляющий комплекс, включающий в себя систему информационного обмена, бортовую цифровую вычислительную систему управления полетом, пилотажно-навигационное оборудование, систему управления самолетом с установленными в кабине летчика пультами системы, систему управления вооружением с установленными в кабине летчика пультами системы, систему электронной индикации, управления и прицеливания,информационные табло аварийной сигнализации, установленные в кабине летчика, систему электроснабжения, светотехническое оборудование, систему защиты экипажа, систему аварийного покидания самолета, систему управления силовой установкой, в котором система защиты экипажа выполнена в виде практически полного бронирования днища кабины экипажа (пилота) и частично стенок расходных топливных емкостей, а также частичного бронирования капотов мотогондол с пулеопасных направлений. Помимо этого в состав снаряжения пилота входят бронешлем и броненагрудник. Недостатком данного самолета является несоответствие его массо-габаритных характеристик и характеристик живучести специфике применения как легкого многофункционального самолета. Раскрытие изобретения Задачей изобретения является создание легкого многофункционального самолета, обеспечивающего повышение живучести, снижение массово-габаритных характеристик и реализацию условий многофункциональности. Изобретение поясняется чертежами на фиг. 1-11. На фиг. 1 и 2 изображен общий вид самолета, где 1 - фюзеляж; 2 - крыло; 3 - оперение; 4 - шасси; 5 - силовая установка (СУ);-1 012494 6 - кабина экипажа (пилота). На фиг. 3 и 4 изображены расчетные ракурсы попадания средств поражения (СП) в самолет. На фиг. 5 показано сечение А-А самолета, иллюстрирующее расположение катапультируемого кресла 7 пилота с днищем 8 кабины 6, стойки 9 шасси 4. На фиг. 6-9 показаны сечения Б-Б, В-В, Г-Г, Д-Д фюзеляжа 1 самолета в зонах наиболее вероятного поражения экипажа СП, иллюстрирующие общие принципы компоновки оборудования, частей систем и агрегатов 10, используемых в системе защиты экипажа. На фиг. 10-11 показаны варианты защиты экипажа самолета с использованием навесного и вкладного бронирования с помощью быстросъемных броневых пластин 13. Самолет (фиг. 1 и 2) содержит фюзеляж 1, крыло 2, оперение 3, шасси 4, силовую установку 5, кабина пилота 6, а также другие функциональные комплексы и системы, необходимые для обеспечения работы самолета. Кабина пилота 6 расположена в носовой части самолета. Кабина пилота 6 (фиг. 5) имеет кресло 7, дно 8. Под дном 8 располагается передняя стойка шасси 9, а в носовой части фюзеляжа 1 агрегаты 10, части конструкции фюзеляжа 1, обшивка 11 самолета. В передней части кабины пилота 6 установлена система оповещения экипажа 12 о выходе за предельные значения ракурсов поражения(фиг. 7, 8), которая связана с комплексной системой электронной индикации и аппаратурой речевых сообщений интегрированного комплекса управления самолетом. При попадании средств поражения (СП) (пули калибра 7,62 мм) с ракурса А (спереди-снизу, фиг. 3) или ракурса В (спереди-сбоку, фиг. 4) СП встречает достаточную толщину оборудования, частей систем,агрегатов 10, обшивки 11, дна 8, кабины пилота 6, силовых элементов конструкции фюзеляжа 1 (шпангоутов и др.- условно не показаны) самолета и благодаря особой компоновки оборудования, частей систем и агрегатов 10, полностью задерживается до подхода к кабине пилота 6. При этом оборудование,части систем и агрегаты 10 располагаются в порядке повышения их значимости по мере удаления от обшивки (обечайки) 11 и силовых элементов фюзеляжа 1 (наибольшая плотность компоновки оборудования, частей систем и агрегатов 10 обеспечивается с учетом наиболее вероятных зон и ракурсов поражения: приблизительно 30 по отношению к поверхности подхода СП). Таким образом, ракурсы А (фиг. 3) и В (фиг. 4) образуют зону поражения по типу I - с этих ракурсов защиты кабины пилота 6 не требуется. Кроме того, на фиг. 3 приведена часть зоны I с ракурсом Б, закрытая передней стойкой шасси 9 и также не требующая защиты. Зона поражения по типу II расположена с ракурсов Б (снизу-спереди, фиг. 3) и Г (сбоку-спереди,фиг. 4). Здесь суммарная толщина обшивки 11, дна 8 кабины пилота 6, оборудования, частей систем и агрегатов 10 самолета, а также силовых элементов самолета недостаточна, чтобы избежать дополнительной защиты кабины экипажа. В целях повышения надежности защиты экипажа в зоне поражения по типуII используются быстросъемные броневые пластины 13, которые могут быть выполнены как навесными на обшивке 11 самолета, так и вкладными, установленными внутри фюзеляжа и на нижней и передней поверхностях корпусов оборудования, частей систем и агрегатов 10. При этом толщина броневых пластин 13 и материалы, используемые для их изготовления, подбираются с учетом места расположения и значимости оборудования, частей систем и агрегатов 10 (см. фиг. 10 и 11), а навесные пластины 13 выполняются с расчетным качеством, соответствующим их месту крепления, для уменьшения аэродинамического сопротивления, при этом навесные пластины 13 снабжены как пассивными, так и активными элементами защиты. Ракурс Г (фиг. 4) включает поражение пилота по типу III, т.е. голова и верхняя части туловища пилота не имеют надежной защиты. В этом случае пилот защищается бронестеклом кабины 6 и автономными средствами защиты пилота: бронешлемом и броненагрудником (на чертежах условно не показаны). Разбиение на зоны поражения по I, II и III типам может быть при необходимости еще более детализировано. Такой подход позволяет создать оптимально эффективную защиту экипажа самолета как по дополнительной массе на самолете, так и по минимизации усложнений конструкции самолета. Указанные мероприятия по повышению живучести самолета позволяют увеличить вероятность непоражения летчика: спереди: с 0,424 (без брони) до 0,76; сбоку: с 0,2 (без брони) до 0,6. Оптимальное использование экранирования, выбранные наиболее вероятные ракурсы подхода СП,а также сами СП, наиболее вероятные для самолета, позволяют снизить дополнительные затраты на защиту экипажа с 300 до 95 кг, т.е. приблизительно в 3 раза. Таким образом, предлагаемая схема защиты кабины экипажа самолета при значительном снижении дополнительной массы на бронирование обеспечивает повышение вероятности непоражения пилота примерно на 40%. ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ 1. Легкий многофункциональный самолет, в состав которого входят фюзеляж (1), крыло (2), опере-2 012494 ние (3), шасси (4), основная и вспомогательная силовые установки (5), система защиты экипажа, интегрированный комплекс управления общесамолетным оборудованием, который сопряжен по мультиплексному каналу с комплексом бортовых цифровых вычислительных машин, электронной системой управления левого двигателя, электронной системой управления правого двигателя, системой регистрации и контроля, аппаратурой наведения и посадки, комплексной системой управления, а по кодовым линиям связи - с системой управления и контроля топлива, аппаратурой речевых сообщений, комплексной системой электронной индикации, отличающийся тем, что система защиты экипажа выполнена в виде многослойного экрана из вспомогательного и основного оборудования, скомпонованного в порядке повышения его значимости по мере удаления от обечайки и силовых элементов фюзеляжа (1), при этом наибольшая плотность компоновки оборудования обеспечивается с учетом наиболее вероятных зон и ракурсов поражения: 30 по отношению к поверхности подхода средств поражения спереди-снизу и сбокуснизу передней части фюзеляжа, а интегрированный комплекс управления самолета снабжен системой оповещения экипажа (12) о выходе за предельные значения ракурсов поражения, которая связана с комплексной системой электронной индикации и аппаратурой речевых сообщений. 2. Легкий многофункциональный самолет по п.1, отличающийся тем, что система защиты экипажа снабжена навесными быстросъемными броневыми пластинами (13), снабженными как пассивными, так и активными элементами защиты и установленными с учетом наиболее вероятных зон и ракурсов поражения на внешней поверхности фюзеляжа (1), при этом пластины (13) выполнены с расчетным аэродинамическим качеством. 3. Легкий многофункциональный самолет по п.1, отличающийся тем, что система защиты экипажа снабжена быстросъемными вкладными бронированными пластинами (13), установленными внутри фюзеляжа (1) и на нижней и передней поверхностях корпусов аппаратуры и оборудования, используемыми в качестве дополнительных пассивных элементов защиты.