EA028045B1

EA028045B1 - Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления

Info

Publication number: EA028045B1
Application number: EA201400201A
Authority: EA
Inventors: Геннадий Трофимович КРЕЩИШИН; Геннадий Трофимович Крещишин; Лариса Трофимовна КРЕЩИШИНА; Лариса Трофимовна Крещишина
Original assignee: Геннадий Трофимович Крещишин; Лариса Трофимовна Крещишина
Priority date: 2011-09-13
Filing date: 2012-09-11
Publication date: 2017-10-31
Also published as: US20130062460A1; US9120552B2; EP2757039A1; EP2757039A4; WO2013037379A1; EA201400201A1; EP2757039B1; WO2013037379A9

Abstract

Изобретение относится к морскому и авиационному транспорту и применимо для уменьшения сопротивления и улучшения аэродинамического качества аэроглиссеров, кораблей на воздушной подушке, кораблей на воздушной каверне, экранопланов, экранолётов, в том числе амфибий, вертолётов и самолётов, в том числе амфибий, возможно, в результате модернизации. Технической задачей является уменьшение сопротивления трения воды и воздуха об обшивку фюзеляжа при движении. Технический результат достигается уменьшением площади контакта внешней поверхности обшивки фюзеляжа от влияния тяги работающих авиадвигателей. Фюзеляж с грузвезущей кабиной внутри и прочной обшивкой с обтекаемыми аэродинамическими поверхностями, с изогнутой вверх в середине крышей, у которой в форме аэродинамического канала загнуты вверх боковые края, к которым прикреплены кили c рулями направления полёта, к прочной обшивке в пределах между боковыми краями аэродинамического канала прикреплены изогнутые в середине вверх стабилизатор с рулём высоты, и на пилонах прикреплены продольно к аэродинамическому каналу и стабилизатору по меньшей мере два авиадвигателя.

Description

Изобретение относится к авиационной технике и применимо для улучшения аэродинамического качества и уменьшения сопротивления полёту вертолёта, самолёта, в том числе крупных аэробусов классической схемы и амфибий, экранолётов и судов на воздушной подушке, аэроглиссеров, возможно, путём их модернизации.

Предшествующий уровень техники

Из уровня техники известен самолёт Крещишина с размещённым на и внутри хвостовой части фюзеляжа сквозным аэродинамическим каналом, подведённым к отверстию в конце фювеляжа (см. заявку № 2002102457 В64С 1/26, 2002 на патент РФ № 2274584 публ. 2006 изобретателей-патентовладельцев Г.Т. Крещишина и Л.Т. Крещишиной).

Из уровня техники известен фюзеляж Крещишина с плавно сужающейся к концу хвостовой частью, над которой укреплён киль с поворотным рулём направления полёта, под которым размещён сквозной аэродинамический канал, конец которого наклонён к концу фюзеляжа вниз вдоль хвостовой части фюзеляжа (см. заявку на патент РФ № 2007134266 В64С 5/02 от 14.09.2007 г. и соответствующую ей международную заявку РСТ/КИ 2008/000592 и к ним заявку № 12676360 на патент США и заявку ЕАПО № 201000309 на патент ЕАПО № 014256 публ. 29.10.2010 изобретателей-патентовладельцев Г.Т. Крещишина и Л.Т. Крещишиной).

Из уровня техники известен также самолёт, снабжённый тремя авиадвигателями, размещёнными в мотогондолах, два из которых позади крыла прикреплены на горизонтальных пилонах к сужающейся части фюзеляжа симметрично его продольной оси, а над хвостовой частью фюзеляжа на вертикальном пилоне укреплён третий авиадвигатель и над ним на вертикальном пилоне на поворотной оси установлен управляемый руль поворота. Края воздухозаборников у мотогондол перпендикулярны продольным осям авиадвигателей. Для предотвращения касания взлётно-посадочной полосы продольный профиль фюзеляжа выполнен с сильно выпуклым вниз в середине днищем и мало изогнутой крышей фюзеляжа и таким, что профиль фюзеляжа напоминает перевёрнутый аэродинамический профиль с направленной вниз аэродинамической силой. Для обеспечения плавного течения воздушного потока в пограничном с фюзеляжем слое конец хвоста фюзеляжа заострён с плавно убывающим диаметром поперечного сечения к концу фюзеляжа. Сужающаяся часть фюзеляжа неудобна для размещения пассажиров и груза и, как правило, коммерчески не используется. Утяжеление хвостовой части фюзеляжа авиадвигателями приводит к сдвигу центра масс пустого самолёта назад, вследствие чего крыло и шасси необходимо размещать ближе к оперению. Это увеличивает длину носовой части фюзеляжа, испытывающей большие изгибающие моменты, и затрудняет балансировку самолёта, так как при заправке топливом и загрузке грузом центр масс фюзеляжа сдвигается вперёд. При загрузке грузом фюзеляжа в первую очередь загружают грузом носовую часть фюзеляжа либо производят посадку в носовую часть пассажиров и только после загрузки носовой части фюзеляжа производят загрузку хвостовой части фюзеляжа, что увеличивает время загрузки самолёта. Центральный авиадвигатель, укреплённый на вертикальном пилоне в окончании фюзеляжа, размещён высоко над центром масс фюзеляжа и в зависимости от силы тяги центрального авиадвигателя в полёте создаётся переменный по величине пикирующий момент наклонения вниз носа самолёта при изменении силы тяги центрального авиадвигателя, что неизбежно требуется учитывать во время полёта путём управления рулём высоты или управляемым стабилизатором, что требует дополнительного внимания пилотов во время полёта и увеличивает расход авиатоплива (см. патент США № 3188025 кл. 24455, 1963, стр. 1. фиг. 1, 2 и 3).

Раскрытие изобретения

Технической задачей является уменьшение сопротивления полёту и улучшение аэродинамического качества, возможно, в результате модернизации самолёта, вертолёта, экранолёта, судна на воздушной подушке, аэроглиссера, самолёта-амфибии.

Технический результат достигается уменьшением площади контакта внешней поверхности окончания фюзеляжа со скоростным воздушным потоком, для чего упомянутую площадь контакта уменьшают путём увеличения площади отверстий в окончании фюзеляжа. Для увеличения подъёмной силы без увеличения сопротивления давления у аэродинамического канала дно выполняют выпуклым вверх, например, выгнутым вверх по форме выпуклой стороны аэродинамического профиля. Боковые поверхности аэродинамического канала могут прилегать, и могут неприлегать к обшивке фюзеляжа 1. Фюзеляж 1 с обтекаемыми аэродинамическими поверхностями, с грузвезущей кабиной внутри и прочной обшивкой выполнен с изогнутой вверх в середине 31 крышей 22, у которой боковые края 29 и 30 загнуты вверх в форме аэродинамического канала 17, и к боковым краям 29 и 30 прикреплены кили 8 с рулями направления полёта 9, и к прочной обшивке 2 в пределах между боковых краёв 29 и 30 аэродинамического канала 17 прикреплены изогнутые в середине 31 вверх вдоль крыши и грузвезущей кабины фюзеляжа 1 стабилизатор 6 с рулём высоты 7 и крыло 16. Аэродинамический канал 17 выполнен из частей, а именно открытой части, совмещённой с передним отверстием 19, и позади неё плавно выгнутой в середине 31 вверх вдоль крыши 2 и грузвезущей кабины фюзеляжа трубообразной части 32 аэродинамического канала 17 в виде сквозного воздухопровода. На пилонах, прикреплённых к стабилизатору 6 и к крыше 2 фюзеляжа 1, в пределах между боковых краёв 29 и 30 впереди крыла 16 укреплены по меньшей мере два

- 1 028045 авиадвигателя 15. Ширина фюзеляжа 1 и аэродинамического канала 17 больше высоты фюзеляжа 1 в самом высоком месте.

Крыша 2 фюзеляжа 1 может быть разделена по меньшей мере надвое продольным длинным выпуклым вверх выступом 31.

В аэродинамическом канале 17 переднее отверстие 19 выполнено большей площади во сравнению с задним в конце фюзеляжа отверстием 5, которое соединено с задней кромкой аэродинамического канала 17. Позади по меньшей мере двух авиадвигателей 15 укреплены на пилонах между стабилизатором 6 и крышей 2 в трубообразной части 32 аэродинамического канала 17 авиадвигатели 15, которые направлены вдоль крыши 2 с углами атаки от 2 до 9° и между собой повернуты так, что их скоростные воздушные потоки распределены в пределах между боковых краёв 29 и 30 аэродинамического канала 17.

В пределах между боковых краёв 29 и 30 аэродинамического канала 17 могут быть прикреплены два крыла 16, причём одно крыло 16 частично размещено над другим крылом 16.

В пределах между боковых краёв 29 и 30 аэродинамического канала 17 могут быть прикреплены два крыла 16 и заднее крыло 16 прикреплено с зазором позади переднего крыла 16.

Фюзеляж 1 снабжён во меньшей мере одним отверстием 3, выполненным вдоль средней части киля 8, и ширина фюзеляжа 1 больше его высоты. Часть опоры киля 8 укреплена в поднятом вверх окончании фюзеляжа 1, внутри которого размещена трубообразная часть аэродинамического канала 18, эта трубообразная часть аэродинамического канала 18 снабжена управляемым стабилизатором. Дно хвостовой части фюзеляжа 1 может быть выполнено по меньшей мере с одним проёмом 24, и по меньшей мере один проём 24 закрыт воротами 22 с открывающимися я закрывающимися створками 21, подвешенными к окантовкам проема 24, кромки хвоста аэродинамического канала 17 совмещены и соединены с окантовками 27 проёма 24 в хвосте фюзеляжа 1, который оснащен воротами 22, у которых створки 21 выполнены съёмными и могут быть демонтированы. Створки 21 оснащены механизмами поворота, а места проёмов 24 оснащены подъёмниками 35 для погрузки и выгрузки грузов, пассажиров, контейнеров и палет. У фюзеляжа 1 аэродинамический канал 17 выполнен крутоизогнутым. Для уменьшения сопротивления при полёте при изготовлении трубообразной части 32 аэродинамического канала 17 устанавливают крепление авиадвигателей 15 в пределах углов атаки от 2 до 9° и крыла 16 не менее 2° и в полёте угол атаки фюзеляжа 1 устанавливают в пределах стабильного полёта без срыва турбулентных воздушных слоёв скоростного воздушного потока и достижения наибольшей подъёмной силы, для чего аэродинамический канал выполняют крутоизогнутым, при этом изогнутая в середине 31 трубообразная часть 22 аэродинамического канала 17 изгибает по форме своего аэродинамического профиля скоростной воздушный поток авиадвигателей 15 и создаёт подъёмную силу при взлёте, полёте и посадке, зависящую от режима работы и мощности авиадвигателей 15, скорости скоростного воздушного потока и формы изогнутого в середине 31 вверх аэродинамического профиля 17.

При решении поставленной изобретению технической задачи уменьшения сопротивления полёту фюзеляжа в любой временной последовательности фюзеляж может быть использован в аэроглиссере, судне на воздушной подушке, экранолёте, вертолёте, самолёте, в том числе амфибии.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1 изображена хвостовая часть фюзеляжа, вид сбоку; на фиг. 2 - хвостовая часть фюзеляжа, вид сверху;

на фиг. 3 и 4 - хвоотовая часть фюзеляжа с возможными вариантами изготовления и размещения донных ворот и плавноизогнутых аэродинамических каналов, вид сбоку с разрезом;

на фиг. 5 - хвостовая часть фюзеляжа фиг. 3 и 4 с широкой хвостовой частью и широким донным проёмом, созданными широким аэродинамическим каналом, совмещённым с изогнутой крышей пассажирской кабины и соединённым с окантовками проёма и отверстия в хвосте фюзеляжа, и с двумя проёмами по бокам хвостовой части, закрытыми створками донных ворот, предназначенных для монтажа и демонтажа биотуалетов.

Вариант осуществления изобретения

В хвостовой части 1 фюзеляжа выполнены отверстия и наклонный аэродинамический канал. Аэродинамическую форму хвостовой части 1 создаёт укреплённая на прочном каркасе обшивка 2, в верхней части которой выполнено отверстие 3, которое совмещено плавными округлениями с передней верхней кромкой наклонного аэродинамического канала 4, нижняя кромка которого совмещена с отверстием 5, которое выполнено в виде среза конца хвостовой части 1. Прочный каркас внутри хвостовой части 1 плотно прилегает к обшивке 2, образуя с ней одно прочное целое. К прочному каркасу по бокам обшивки 2 прикреплён стабилизатор 6 с рулём высоты 7 и наверху обшивки 2 к прочному каркасу прикреплён киль 8 с рулём 9 направления полёта. Верх 10 хвостовой части 1 может быть выполнен в виде крыла, возможно с симметричным аэродинамическим профилем, а в других вариантах с несимметричным аэродинамическим профилем, в том числе перевёрнутым обращенной вниз кривизной, иначе называемой отрицательной кривизной профиля. У аэродинамического канала 4 дно 2 может быть с боков продольно выгнуто вверх вдоль аэродинамического канала 4 и, возможно, одновременно вдоль аэродинамического канала 4 искривлено по форме выпуклой стороны аэродинамического профиля. Отверстие 3 в обшивке 2 изогнуто по форме обшивки 2 и может быть выполнено овальным и разделённым направо и налево

- 2 028045 вдоль, например, пополам килем 8, а изгиб и ширина отверстия 8 могут быть ограничены верхней поверхностью 12 стабилизатора 6, длина отверстия 3 может быть ограничена расстоянием от переборки 13 пассажирокой кабины до крыла 14. Отверстие 3 может быть с большей площадью отверстия, чем отверстие 5 со срезом конца хвостовой части 1, а боковые поверхности аэродинамического канала 4 могут прилегать и могут не прилегать к обшивке 2 хвостовой части 1.

В рассматриваемом варианте фиг. 3 и 4 два боковых авиадвигателя 15 укреплены на фюзеляже, например на пилонах перед крылом 16 симметрично продольной оси фюзеляжа выше продольной оси фюзеляжа. На хвостовой части 1 фюзеляжа укреплён один из возможных вариантов изготовления и размещения аэродинамического канала, применимых при модернизации существующих самолётов, а именно плавноизогнутый крутонаклонный канал 17, изображенный на фиг. 3, и другой плавноизогнутый аэродинамический канал 18, предназначенный для короткого киля, который показан на фиг. 4. Трубообразная часть аэродинамических каналов 17 и 18 загнута криволинейно вниз вдоль крыши грузвезущей кабины и её кромка 19 плавно сопряжена с передней кромкой 20 киля 8. Створки 21 донных ворот 22 могут быть снабжены механизмами поворота, могут быть закрыты, а, возможно, открыты, святы с окантовки 23 проёма 24 в дне 25 фюзеляжа и могут быть установлены в проём 24 дна 25 фюзеляжа. На боковой стороне хвостовой части 1 фюзеляжа выполнена трап-дверь 26. Хвостовая часть 1 фюзеляжа заканчивается по линии сопряжения с аэродинамическим каналом 4 срезом конца хвостовой части 1 по кромке широкого открытого проёма 27.

На фиг. 4 и 5 аэродинамический канал 4 выполнен широким и состоит из следующих частей: дно 2 передней широкой части аэродинамического канала 4 совмещено с изогнутой крышей грузвезущей кабины с приподнятыми вверх краями 29 и 30 и выгнутой вверх середины 31 грузвезущей кабины вдоль продольной оси грузвезущей кабины; трубообразная часть 32 плавно выгнута по задней части 33 и дну 11 аэродинамического канала 4 в виде сквозного воздухопровода 34, верх которого 10 в хвостовой части 1 фюзеляжа может быть выполнен в виде крыла 14, возможно с двояковыпуклым аэродинамическим профилем в пределах углов атаки, меньшим к началу срыва скоростного воздушного потока на нём. Донные ворота 22 оснащены подъёмниками 35.

В предлагаемой модернизации выполняют, увеличенные отверстия 3 и 5 в обшивке 2 и соединяют их изогнутым в середине вверх аэродинамическим каналом 4 с учётом здесь написанного, в результате чего уменьшают площадь контакта внешней поверхности обшивки 2 со скоростным воздушным потоком и его пограничным слоем. Поток воздуха в аэродинамическом канале 4 движется со скоростью намного меньше, чем скорость воздушного потока в пограничном слое на внешней обшивке 2, соответственно сопротивление трения в аэродинамическом канале 4 во много раз меньше сопротивления трения в пограничном слое воздушного потока на внешней поверхности обшивки 2, и соответственно, уменьшается в результате предлагаемой модернизации фюзеляжей классической формы сопротивление трения хвостовой части 1 фюзеляжа. Плавно изогнутая в форме аэродинамического профиля и, возможно, выгнутая с боковых сторон вверх поверхность дна 11 аэродинамического канала 4 способствует уменьшению полного сопротивления воздушного потока в аэродинамическом канале 4 и увеличению подъёмной силы в аэродинамическом канале.

У самолётов классической формы сопротивление трения внешней обшивки самолёта может быть от 70 до 80% полного сопротивления самолёта, а на долю сопротивления давления приходится от 15 до 26% полного сопротивления самолёта, то есть значительно меньшая часть полного сопротивления самолёта, которая при этом создаёт все 100% подъёмной силы крыла самолёта и преодолевает профильное сопротивление носовой и хвостовой частей самолёта. Так как профиль хвостовой части 1 самолёта классической формы имеет отрицательную кривизну, то давление воздуха под дном хвостовой части 1 и отверстием 5 меньше давления воздуха над верхом хвостовой части 1 и отверстием 3, и разность этих давлений прижимает в полёте хвостовую часть самолёта вниз. Поэтому чем больше отверстия 3 и 5, тем меньше сопротивление давления и потеря подъёмной силы самолёта, вызванные изогнутой вверх хвостовой частью 1 самолёта. В результате предлагаемая модернизация обеспечит уменьшение полного сопротивления самолёта и соответствующие уменьшения потребной тяги авиадвигателей.

Турбулентный поток воздуха над хвостовой частью 1 всасывается в аэродинамический канал 4, стабилизируется и формируется в нём в струю и упорядоченной струёй выбрасывается из хвостового отверстия 5 в завихрения воздушного потока за хвостом фюзеляжа. Над крылом 14 создаётся пониженное давление воздуха и дополнительная подъёмная сила, а поток воздуха из аэродинамического канала 4 размывает и уменьшает завихрения воздушного потока за отверстием 5 хвостовой части 1, тем самым снижая сопротивление воздуха полёту самолёта.

Аэродинамические каналы 17 и 18 с передней кромкой 19, наклонённой в сторону хвоста фюзеляжа и плавно сопряжённой с передней кромкой 20 киля 8, добавляют воздушный поток в аэродинамические поверхности аэродинамического канала 4 и возможно их применение для увеличения подъёмной силы аэродинамического канала 4, размещённого на внешней поверхности изогнутой крышы фюзеляжа.

Механизмы поворота и подъёмники 35 ворот 22 предназначены для обслуживания авиапассажировинвалидов, погрузки и выгрузки груза и, возможно, для обслуживания биотуалетов. Выступы 29, 30 и 31 вдоль боковых краёв крыши и аэродинамического канала 4 увеличивают прочность аэродинамического

- 3 028045 канала 4 и одновременно увеличивают высоту потолка в кабине фюзеляжа в продольных проходах хвостовой части 1 к двери-трапу 26 и биотуалетам.

Для стабилизации угла атаки фюзеляжа в полёте крыло 16 с аэродинамическим профилем наверху 10 окончания хвостовой части 1 устанавливают в пределах углов атаки, меньших началу срыва скоростного воздушного потока на крыльях и фюзеляже, при которых возникающая на крыльях аэродинамическая сила препятствует колебаниям хвостовой части 1 и стабилизирует угол атаки фюзеляжа, близким к наивыгоднейшему +8,4° , например, угол атаки передних авиадвигателей от +7° и не более +9° и заднего крыла не менее +2° до +4° и у переднего крыла от +4° до +6°.

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Фюзеляж (1) с грузвезущей кабиной внутри и прочной обшивкой (2), с обтекаемыми аэродинамическими поверхностями, с изогнутой вверх в середине (31) крышей (11), у которой в форме аэродинамического канала (17) загнуты вверх боковые края (29) и (30), к которым прикреплены кили (8) с рулями направления полета (9), к прочной обшивке (2) в пределах между боковыми краями (29) и (30) аэродинамического канала (17) прикреплены изогнутые в середине (31) вверх вдоль крыши (11) и грузвезущей кабины фюзеляжа (1) стабилизатор (6) с рулём высоты (7) и крыло (16); аэродинамический канал (17) выполнен из частей, а именно открытой части, совмещенной с передним отверстием (19), и позади неё плавно выгнутой в середине (31) вверх вдоль крыши (11) и грузвезущей кабины фюзеляжа (1) трубообразной части (32) аэродинамического канала (17) в виде сквозного воздухопровода, на пилонах, прикреплённых к стабилизатору (6) и к крыше (11) фюзеляжа (1) в пределах между боковых краёв (29) и (30) впереди крыла (16), укреплены по меньшей мере два авиадвигателя (15), ширина фюзеляжа (1) и аэродинамического канала (17) больше высоты фюзеляжа (1) в самом высоком месте фюзеляжа (1).
2. Фюзеляж по п.1, у которого крыша (11) разделена, по меньшей мере, надвое продольным длинным выпуклым вверх выступом (31).
3. Фюзеляж по п.1, у которого в аэродинамическом канале (17) переднее отверстие (19) выполнено большей площади по сравнению с задним в конце фюзеляжа (1) отверстием (5), которое соединено с задней кромкой аэродинамического канала (17), позади по меньшей мере двух авиадвигателей (15) укреплены на пилонах между стабилизатором (6) и крышей (11) в трубообразной части (32) аэродинамического канала (17) авиадвигатели (15), которые направлены вдоль крыши (11) с углами атаки от 2 до 9° и между собой повёрнуты так, что их скоростные воздушные потоки распределены в пределах между боковыми краями (29) и (30) аэродинамического канала (17).
4. Фюзеляж по п.1, у которого в пределах между боковыми краями (29) и (30) аэродинамического канала (17) прикреплены два крыла (16), причём одно крыло (16) частично размещено над другим крылом (16).
5. Фюзеляж по п.1, у которого в пределах между боковыми краями (29) и (30) аэродинамического канала (17) прикреплены два крыла (16), и заднее крыло (16) прикреплено с зазором позади переднего крыла.
6. Фюзеляж по п.1, снабжённый по меньшей мере одним отверстием (3), выполненным вдоль средней части киля (8), и ширина фюзеляжа (1) больше его высоты.
7. Фюзеляж по п.1, у которого по меньшей мере часть опоры киля (8) укреплена в поднятом вверх окончании фюзеляжа (1), внутри которого помещена трубообразная часть аэродинамического канала (18).
8. Фюзеляж по п.7, у которого трубообразная часть аэродинамического канала (18) снабжена управляемым стабилизатором.
9. Фюзеляж по п.1, у которого дно хвостовой части выполнено по меньшей мере с одним проёмом (24).
10. Фюзеляж по п.9, у которого по меньшей мере один проём закрыт воротами с открывающимися и закрывающимися створками, подвешенными к окантовке проёма (24).
11. Фюзеляж по п.10, у которого кромки хвоста аэродинамического канала (17) совмещены и соединены с окантовками (27) проёма (24) в хвосте фюзеляжа (1).
12. Фюзеляж по п.10, оснащённый воротами (22), у которых створки (21) выполнены съёмными и могут быть демонтированы.
13. Фюзеляж по п.10, у которого створки ворот (22) оснащены механизмами поворота, а места проёмов (24) оснащены подъёмниками (35) для погрузки и выгрузки грузов, пассажиров, контейнеров и палет.
14. Фюзеляж (1) с грузвезущей кабиной внутри и прочной обшивкой (2), с обтекаемыми аэродинамическими поверхностями, с изогнутой вверх в середине (31) крышей (11), у которой в форме аэродинамического канала (17) загнуты вверх боковые края (29) и (30), аэродинамический канал выполнен из двух частей, а именно открытой части, совмещенной с передним отверстием (19), и позади неё плавно выгнутой в середине (31) вверх вдоль крыши (11) и грузвезущей кабины фюзеляжа (1) трубообразной части (32) аэродинамического канала (17) в виде сквозного воздухопровода и в ней в передней части ук- 4 028045 реплены по меньшей мере два авиадвигателя, аэродинамический канал (17) выполнен крутоизогнутым.
15. Способ уменьшения сопротивления при полёте фюзеляжа по п.1, состоящий в том, что при изготовлении трубообразной части (32) аэродинамического канала (17) устанавливают крепление авиадвигателей (15) в пределах углов атаки от 2 до 9° и крыла (16) не менее 2° и в полёте угол атаки фюзеляжа (1) в пределах стабильного полёта без срыва турбулентных воздушных слоев скоростного воздушного потока и достижения наибольшей подъёмной силы, для чего аэродинамический канал (17) выполняют крутоизогнутым.
16. Способ уменьшения сопротивления в полёте фюзеляжа (1) по п.1, состоящий в том, что изогнутая в середине (31) трубообразная часть (22) аэродинамического канала (17) изгибает по форме своего аэродинамического профиля скоростной воздушный поток авиадвигателей (15) и создаёт подъёмную силу при взлёте, полёте и посадке, зависящую от режима работы и мощности авиадвигателей (15), скорости скоростного воздушного потока и формы изогнутого в середине вверх аэродинамического профиля выпуклого аэродинамического канала (17), и создаёт дополнительную стабилизирующую силу, увеличивая устойчивость фюзеляжа.
17. Способ по п.16, состоящий в том, что создают в верхней части обшивки (2) по меньшей мере одно отверстие (3) с закруглёнными внутрь фюзеляжа (1) краями, а другое отверстие (5) создают в виде среза конца хвостовой части и соединяют отверстия (3) и (5) аэродинамическим каналом (4), выгнутым в середине (31) вверх.