РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ	(19) RU (11) 2 722 609 (13) C1
	(51) МПК B64C 37/00 (2006.01) B64C 39/00 (2006.01) B64C 27/00 (2006.01) (52) СПК B64C 37/00 (2020.02) B64C 39/00 (2020.02) B64C 27/00 (2020.02)

Статус:	прекратил действие, но может быть восстановлен (последнее изменение статуса: 11.06.2022)
Пошлина:	Срок подачи ходатайства о восстановлении срока действия патента до 11.01.2025.

(21)(22) Заявка: 2019122211, 11.07.2019 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 11.07.2019 Дата регистрации: 02.06.2020 Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 11.07.2019 (45) Опубликовано: 02.06.2020 Бюл. № 16 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 2371668 C2, 27.10.2009. RU 2550909 C1, 20.05.2015. RU 2657706 C1, 14.06.2018. US 6655631 B2, 02.12.2003. Адрес для переписки: 347923, Ростовская обл., г. Таганрог, ул. Ломакина, 106а, кв. 12, Дуров Дмитрий Сергеевич

(72) Автор(ы): Дуров Дмитрий Сергеевич (RU) (73) Патентообладатель(и): Дуров Дмитрий Сергеевич (RU)

(54) МАЛОЗАМЕТНЫЙ РАКЕТНО-АВИАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС

Изобретение относится к малозаметным ракетно-авиационным комплексам с опционально и дистанционно пилотируемыми самолетами-вертолетами, представляющими собой летающее замкнутое крыло ромбовидной в плане формы с двумя надкрыльными мотогондолами, имеющими комбинированные газотурбинные двигатели со свободными силовыми турбинами, приводящими два толкающих двухлопастных несущих винта (ДНВ) в обтекателях цельно-поворотного межгондольного крыла и/или в кольцевых обтекателях выносные вентиляторы, создающие при вертикальном взлете и/или горизонтальном полете пропульсивно-реактивную тягу с работающими поперечными ДНВ/наклонно авторотирующими или сложенными их лопастями из флюгерного положения вдоль и снаружи обтекателей ДНВ с горизонтальной их фиксацией при горизонтальном поступательном полете в конфигурации реактивного винтокрыла/крылатого автожира или самолета, трансформируемого после посадки на палубу корабля в походную конфигурацию при сложенных вверх концевых частей крыла для перевозки в ангаре, заправки топливом и заряжания его боекомплектом.

Известен комплекс для поражения подводных лодок (ПЛ) на больших дальностях, патент RU 2371668 С2, выполненный в виде баллистической ракеты (БР), в носовой части которой под сбрасываемым обтекателем размещена крылатая ракета (КР); БР содержит аэродинамические поверхности с приводами и разгонный двигатель для обеспечения доставки КР на дальность стрельбы к району расположения цели. Для экономичного полета в атмосфере КР состыкована с разгонным двигателем посредством устройства отделения, выполнена с возможностью полета в районе расположения ПЛ-цели и содержит отделяемую боевую часть (БЧ) подводного действия и отделяемый радиогидроакустический буй; система управления КР снабжена аппаратурой для приема информации от радиогидроакустического буя по радиоканалу о местонахождения цели. В соответствии с командами, осуществляющими поиск цели, ее обнаружение, сближение с целью и ее поражение путем подрыва БЧ. После чего БР-носитель продолжает полет с работающим двигателем, уводя ее от места приводнения БЧ подводного действия, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сама же одноразовая БР уходила из района приводнения БЧ и самоликвидировалась.

Известен сверхзвуковой самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) компании Sikorsky модели АНХ-80 [см. https://www.sikorskyarchives.com/X-WING.php], имеющий ротор-крыло, выполненное в виде четырехлопастного несущего винта (НВ), приводимого турбореактивными двигателями (ТРД) силовой установки (СУ), содержит боковое и заднее реактивные сопла, создающие антикрутящий момент и маршевую тягу, двухкилевое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Признаки, совпадающие - наличие НВ диаметром 15,54 м, в СУ двух ТРД модели TF-34-400B тягой по 3614 кгс, которые производят мощность 4650×2 л.с. и реактивную тягу 750×2 кгс, направленную сбоку реактивным соплом, гасящим крутящий момент при создании подъемной тяги НВ. Особенность СВВП типа «Leopard» АНХ-80 - выполнение вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП) и преобразование полетной его конфигурации посредством изменения условий работы НВ: при переходе в самолетный режим полета останавливался НВ, имеющий узлы фиксирования валаНВ и его лопастей-крыльев, превращающихся в несущее Х-образное крыло.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что применение останавливаемого НВ, имеющего автомат перекоса его лопастей с управлением общего и циклического изменения его шага, но и конструктивно сложную колонку его вала и ротора-крыла с реактивными щелями и их воздуховодами, превращающими отступающие лопасти с задней и передней ее кромками в прямом полете после фиксации соответственно в переднюю и заднюю кромки лопастей-крыльев, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Вторая - это то, что в СВВП с одновинтовой несущей схемой имеют место непроизводительные затраты до 20% мощности СУ на отбор от компрессоров ТРД сжатого воздуха, направляемого к боковому реактивному соплу, создающему антикрутящий момент, что предопределяет необходимость длиной хвостовой балки и агрегатов хвостовых воздуховодов, но и опасность, создаваемая рулевым реактивным соплом для наземного персонала. Третья - это то, что вес бокового реактивного сопла вместе с хвостовой балкой и агрегатами хвостовых воздуховодов составляет до 15…20% веса пустого СВВП и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Кроме того, конструкция Х-крыла, создавая высокие переменные аэродинамические нагрузки при переходе с вращательного полета на неподвижный, не обеспечивает без основного крыла продольную устойчивость и ограничивает возможность обеспечения полета СВВП более двух часов, но и повышения целевой нагрузки при тяговооруженности К_т=0,65 его СУ.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является британский палубный авиационный комплекс (ПАК) "Icara" с беспилотным летательным аппаратом (БЛА) [http.//rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/ikara/ikara.shtml], имеющим фюзеляж, пусковое устройство (ПУ) с управляемой ракетой, крыло с органами его управления, двигатель силовой установки (СУ), бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую телемеханическое управление с командного пункта авианесущего корабля.

Признаки, совпадающие - габариты БЛА без корабельного ПУ: длина 3,42 м, размах крыльев 1,52 м, высота 1,57 м. Боевая часть: самонаводящаяся противолодочная малогабаритная торпеда (МГТ) Mk.44. Летные характеристики: максимальная и минимальная высота полета соответственно 300 м и 15-20 м. Ввиду значительного веса БЛА с торпедой Mk.44 составляющего 1480 кг (при массе 13% целевой нагрузки - торпеды 196 кг, ее длине 2,57 м и диаметре 324 мм) и малых дальности 24 км и скорости полета 140-240 м/с, а боевой части (торпеды - 30 узлов и дальность хода 5 км).

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что пуск дозвукового БЛА осуществлялся в направлении, максимально приближающем к цели сбрасываемую торпеду. Данные о местоположении цели поступали от гидроакустической системы (ГАС) надводного корабля-носителя, другого корабля или противолодочного вертолета. На основании этой информации происходит постоянное обновление данных об оптимальной зоне сброса торпеды в компьютере системы управления стрельбой, который затем передавал их через радиокомандную систему управления на БЛА в полете. По прибытии БЛА в район нахождения ПЛ-цели торпеда (самонаводящаяся МГТ Mk.44), полу утопленная с подфюзеляжным ее расположением в корпусе БЛА по радиокоманде отделялась, спускалась на парашюте, входила в воду и начинала поиск ПЛ-цели. После чего БЛА продолжает полет с работающей СУ, уводя ее от места приводнения самонаводящейся МГТ, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сам же одноразовый БЛА уходил из района и самоликвидировался.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном ПАК с БЛА "Icara" (Великобритания) увеличения целевой нагрузки (ЦН) и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, увеличения вероятности поражения подводной или надводной цели, расположенной на большой дальности, но и возможности ее атаки после продолжительного полета в режиме зависания, возврата на вертолетную площадку авианесущего корабля для повторного использования.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного ПАК с БЛА "Icara", наиболее близкой к нему, являются наличие того, что малозаметный ракетно-авиационный комплекс (МРАК) имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП) корабельного базирования, включающей по меньшей мере один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) с более чем одним дистанционно пилотируемым самолетом-вертолетом (ДПСВ), используемой с более чем одной вертолетной площадки АНК, причем каждый ОПСВ и ДПСВ выполнен без вертикального оперения по гибридной схеме летающее замкнутое крыло (ЛЗК) ромбовидной в плане формы, включающее крылья прямой и обратной стреловидности (КПС и КОС) по передним их кромкам и снабжен в надкрыльных мотогондолах (НМГ), интегрированных с межкрыльевыми гондолами ЛЗК, оснащенных воздухозаборниками с регулируемым коническим центральным телом их комбинированных газотурбинных двигателей (КГтД), имеющих круглые сопла со всеракурсным управлением вектора тяги (ВУВТ), выполненных в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно кольцевой обтекатель с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) и, по меньшей мере, одной свободной силовой турбиной (ССТ), передающей взлетную мощность СУ в двухвинтовой поперечно-несущей схеме (ДПНС) на двухлопастные несущие винты (ДНВ) и/или каждый ВОВ, имеющий лопатки с большой их круткой, работающий по тянущей схеме, создает при горизонтальном полете как автожира в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную тягу с авторотирующими ДНВ, но и содержит поперечные ДНВ с изменяемым вектором тяги, установленные с равным удалением от оси симметрии и их перекрытием, равным α=1,33…1,4 в обтекателях цельно-поворотного межгондольного крыла (МГК), повышающего с его размахом (L_мгк) жесткость ЛЗК, размещенного между НМГ по их осям, смонтированных параллельно оси симметрии и на гондолах ЛЗК, вынесенных от задней кромки его КОС, установленного выше КПС, между и на концах гондол ЛЗК, имеющие равновеликие диаметры (D_днв), определяемые из соотношения: D_днв=(0,61…0,62)×L_мгк, м, создающие тянущими над или толкающими ДНВ под ЛЗК и между его консолей в ДПНС-Х2 при вертикальном положении их обтекателей соответствующую тягу на режимах ВВП и зависания, а при промежуточном или горизонтальном положении обтекателей с ДНВ - подъемно-маршевую или маршевую тягу соответственно на переходных режимах или для поступательного полета как турбовинтового самолета, но и выполнен после выполнения короткого или вертикального взлета при максимальном или нормальном взлетном весе в конфигурации соответственно турбовинтового самолета при горизонтальном или вертолета при вертикальном положении обтекателей ДНВ соответственно как с возможностью его преобразования в полетную конфигурации турбовинтового винтокрыла для барражирующего полета или реактивный самолет соответственно с винтовым или реактивным движителем при наклонном к вертикали или горизонтальном положении обтекателей ДНВ, создающих подъемно-маршевую тягу без ПРС-R2 или без ДНВ с использованием ПРС-R2 при остановленных после разгонного режима полета параллельных лопастей ДНВ так, что их противолежащие лопасти, устанавливаясь во флюгерное положение при их размещении под противоположным углом ±45° к плоскости симметрии, одновременно складываются назад или вперед по полету и горизонтально фиксируются при виде спереди в соответствующих квадрантах обтекателей тянущих или толкающих ДНВ и вдоль соответствующих корпусов обтекателей, но и обратно.

Кроме того, в упомянутых ОПСВ и ДПСВ внешние секции их КПС, выполненные от внешних бортов их НМГ как складывающимися вверх, так и снабженные отклоненными вверх развитыми треугольными в плане законцовками, имеющими в изгибах КПС пару передних и пару задних инфракрасных (ИК) излучателей с ИК-приемниками, а площадь упомянутого их ЛЗК составляет 85…88,0% от суммарной площади ЛЗК и МПС, а в системе трансмиссии каждый их КГтД в упомянутой НМГ, в которой между ВОВ и ССТ соосно с двумя последними смонтирован Т-образный при виде сверху промежуточный редуктор, имеющий продольные входные валы от одной или двух ССТ и выходные валы, первый продольный по его оси из которых передает крутящий момент через муфту сцепления на ВОВ, а второй поперечный синхронизирующий вал, проложенный в консолях МГК с обратной или прямой стреловидностью, передает через муфту сцепления равновеликую мощность на два Т-образных в плане консольных редуктора соответственно упомянутых тянущих или толкающих левый и правый ДНВ, вращающиеся при виде сверху в противоположные стороны, например, против и по часовой стрелки, а для выполнения взлетно-посадочных режимов их полета упомянутые как носовая часть фюзеляж и гондолы ЛЗК оснащены вспомогательной передней и двумя задними стойками трехопорного колесного шасси, убирающегося в соответствующие отсеки с автоматическими пилообразными их створками, так и межгондольные секции КОС и КПС или последние с внешними секциями КПС по одну или по обе стороны от односторонней НМГ и внутри задних их кромок снабжены равновеликими по длине крыльевыми полостями, имеющими на суммарной их длине, составляющей 1/5…1/4 от размаха ЛЗК, систему управления циркуляцией воздушного потока, обеспечивающую как отклонение вектора его тяги посредством реактивных сопел, так и направление от компрессора одностороннего КГтД сверхзвуковых воздушных потоков, которые, направляясь по соответствующим воздуховодам с их клапанами к каждой крыльевой полости, выдуваются или из нижнего ее подкрыльного сопла при открытой его нижней автоматической створке, образующей при ее закрытии нижнюю поверхность ЛЗК, создавая сбалансированную подъемную силу на режимах ВВП и зависания, либо из полости через реактивные верхние щелевые сопла, размещенные над округлой задней кромкой ЛЗК обтекаемой формы несущего профиля, увеличивающие, используя эффект Коанда и выполняя роль реактивных закрылков, подъемную силу ЛЗК на режимах КВП, исключающие механическое отклонение и подвижные их зазоры, уменьшая эффективную площадь рассеивания, а в полетной их конфигурации реактивного самолета изменение балансировки по тангажу, курсу и крену создается соответственно синфазным и дифференциальным одновременным отклонением в двух КГтД их реактивных сопел с упомянутыми ВУВТ обоих вертикально вверх-вниз, обоих горизонтально влево-вправо и вертикально одного вверх, а другого вниз, а на режимах ВВП и зависания в ДПНС-Х2 оба их ДНВ выполнены с жестким креплением лопастей и без автомата их перекоса, изменение при этом балансировки по курсу, но и крену или тангажу, обеспечивается дифференциальным изменением соответственно как крутящих моментов поперечных ДНВ, так и подъемной тяги на противолежащих парах левых/правых или передних/задних подкрыльных соплах соответствующих секций ЛЗК, причем на режимах ВВП и зависания ОПСВ и ДПСВ при удельной нагрузке на мощность их СУ, составляющей ρ_N=1,875 кг/л.с., каждая упомянутая ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего систему управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности в ДПНС-Х2, составляющей ρ_BT=1,23, включает режимы работы ССТ как взлетный, так и чрезвычайный режим (BP и ЧР) при отборе потребной ее мощности на привод упомянутых ДНВ соответственно как от четырех работающих ССТ, так и от трех из работающих ССТ с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности между двумя ДНВ при отказе соответствующей ССТ в КГтД, например, даже в последнем случае после автоматического включения ЧР работы оставшихся в работе ССТ, которые при удельной вертикальной тяговооруженности в ДПНС-Х2, составляющей ρ_BT=1,18 или ρ_BT=1,1, обеспечит два режима аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 минут или 30 минут соответственно, а в каждой их ССТ система УФБП содержит: один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для выявления данных, касающихся расхода воздуха (G_B, кг/с) через компрессор ССТ, температуры газов (Т_Г, К) перед турбиной ССТ, суммарной степени сжатия (К) компрессора, а также один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для обнаружения относительного положения и их фюзеляжа, и дисков вращения их ДНВ для относительного их положения относительно уровня земли или поверхности посадочной площадки, а также различных препятствий на пути следящего их безопасного снижения; компьютер управления полетом, расположенный в их БСУ и находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, компьютер управления полетом сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между их фюзеляжем с его колесным шасси и уровнем земли или поверхностью посадочной площадки; сравнить относительную позицию их фюзеляжа, имеющего профилированную кормовую часть с V-образной в плане задней кромкой, и несущей их системы с выбранной относительной их позицией; определить скорость управляемого снижения, необходимую для их перемещения в выбранное относительное положение; преобразовать скорость следящего устройства во входы управления полетом; а также обеспечить прямое управляемое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, а по оси симметрии на конце КОС и за ним имеется обтекатель крыла, имеющий нижние отсеки с открываемыми пилообразными створками как с выдвижной штангой магнитометра, так и опускаемой лебедкой на тросе под воду антенной гидроакустической станции, которые используются при барражирующем полете и зависании, при этом фюзеляж ДПСВ и ОПСВ, выполненный соответственно без и с кабиной пилотов, снабженной внутри видеокамерами с автономными манипуляторами, подключаемыми к органам управления ОПСВ, имеющий нижние отсеки внутреннего вооружения с автоматическими створками и их пилообразными поперечными и продольными сторонами и упомянутыми ПУ с закрепленными на них авиационными противолодочными или противокорабельными ракетами (АПР или ПКР) и УР воздух-воздух, обеспечивающими соответственно борьбу с подводной лодкой (ПЛ) или надводным кораблем (НК) и воздушной целью, а их комплекс вооружения имеет авиационные пушку или крупнокалиберный многоствольный пулемет, установленный в обтекателе носовой части фюзеляжа и поражающие дозвуковые ударные БЛА и крылатые ракеты, а их планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а их фюзеляж, имеющий скошенные его боковые стороны по всей его длине, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют при виде спереди ромбовидное поперечное его сечение, большая часть которого располагается над или под средней линией ЛЗК, причем при противолодочной обороне ОПСВ и ДПСВ, использующие полетную конфигурацию крылатого автожира, применяется опускаемая гидроакустическая система ОПСВ и в процессе наведения одной или двух АПР залпа на цель автоматически определяется значение вводимого адаптивного угла упреждения, который при сближении с целью корректируется, при этом введение угла упреждения в двух плоскостях осуществляется за счет разворота оси диаграммы направленности акустической головки электронным способом, обеспечивающим попадание одной или двумя АПР залпа преимущественно в прочный корпус ПЛ-цели, причем при противокорабельной обороне ОПСВ и ДПСВ, которые в полетной конфигурации реактивного самолета несут в бомбоотсеке соответствующие ПКР Х-35У или Х-38М для создания буферной безопасной авиазоны между головным ОПСВ и ПВО НК-цели, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М/Х-35У с 40/130 до 400 км, при этом с головного ОПСВ радаром типа Н036 обеспечивается целеуказание [см. https://www.nasha-strana.info/archives/25587], а управление ДПСВ - вторым пилотом ОПСВ, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны ДПСВ -станцию активных электронных помех, причем упомянутая БСУ ОПСВ, выполненного с электродистанционной системой управления, реагирующей по меньшей мере на одну из систем автономного управления полетом, дистанционного управления оператором, управления пилотом и/или их комбинации, снабжена возможностью опционального его управления пилотами из двухместной кабины, но и его использования в составе авиагруппы в качестве головного с упомянутыми более чем двумя ДПСВ, более чем один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет его системой автопилота в следящем полете маневры головного ОПСВ, а другой - управляется вторым пилотом-оператором с головного ОПСВ, а затем наоборот, причем при отсутствии вмешательства пилота-оператора система автопилота выполняет управление полетом ведомого ДПСВ в соответствии с командами текущего состояния, повторяющими профиль полета и изменение маршрута головного ОПСВ, при этом в случае возникновения внештатной ситуации, то для устранения непредвиденных проблем с безопасностью выполнения следящего полета пилот-оператор принимает на себя непосредственное управление ведомым ДПСВ, отменяя команды текущего состояния, выдаваемые автопилотом при автономной работе следящего полета, причем система управления формированием относительной позиции в следящем полете, содержащая один или несколько датчиков, расположенных на ведомом ДПСВ, сконфигурированы для обнаружения данных, касающихся его положения относительно положения головного ОПСВ, имеющего компьютер управления полетом, находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, содержащий дополнительный сенсорный компьютер, который сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между ведомым ДПСВ и головным ОПСВ; сравнить относительную позицию с выбранной относительной позицией; определить скорость ведомого ДПСВ, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовывать скорость следящего устройства во входы управления полетом; ограничивать прямое перемещение ведомого ДПСВ относительно ОПСВ, обеспечивающего через входы его компьютера управления полетом относительное их безопасное положение в совместном полете, при этом каждый сенсорный компьютер предыдущего и последующего из ведомых ДПСВ, сконфигурированные для восприятия акустических сигналов, имеет память, содержащую: данные, представляющие по меньшей мере одну траекторию полета головного ОПСВ и предыдущего ДПСВ; данные, представляющие как минимум один профиль их совместного полета; программные инструкции, выполняемые процессором, для расчета их группового полета, чтобы исполнить по меньшей мере текущий маршрут полета и по меньшей мере его профиль полета, и сохранять текущий полет в памяти; программные инструкции, выполняемые процессором для полета каждого ДПСВ в соответствии с текущим профилем полета; мультимодальная логика, выполняемая процессором для вычисления способности динамически адаптироваться к изменяющимся условиям или параметрам, включая способность к координации авиагруппы, распределенному тактическому управлению, распределенным по целям авиагруппы и/или полностью, повышая эффективность атаки авиагруппы, интегрированы к автономному стратегическому роению.

Кроме того, в упомянутых ОПСВ и ДПСВ система управления формированием их относительной позиции в полете с одним или несколькими датчиками, включают в себя один или несколько ИК-датчиков, видеодатчиков, радиолокационных, лазерных и ультразвуковых датчиков, гидролокаторов, датчиков глобального позиционирования, при этом упомянутый компьютер управления их полетом выполнен как с дополнительным компьютером суммирования данных датчиков и каналом приема-передачи данных, расположенным на головном ОПСВ для получения глобальных данных о местоположении от ведомого ДПСВ, так и с возможностью преобразования изображений с каждого видеодатчика, обеспечивающего определение относительного положения, которое посредством триангуляции включает в себя определение относительного диапазона, азимута и угла места, причем дополнительный компьютер суммирования данных датчиков и каналом передачи данных имеет многополосное радиочастотное оборудование с направленной антенной, способной по каналам закрытой связи передавать несколько видеопотоков, обеспечивать как сбор данных от каждого видеодатчика, так и преобразование изображений с каждого видеодатчика в относительное положение, которое определяет на основе глобального положения головного ОПСВ, передаваемого на ведомый ДПСВ, при этом компьютер суммирования данных полностью интегрирован в интерфейс пилота и системой управления ОПСВ, обеспечивающей упомянутый следящий полет ведомого ДПСВ, который по необходимости может быть отключен посредством одного из входов интерфейса пилота для управления полетом, активации пилотом кнопки или переключателя управления, причем компьютер суммирования данных дополнительно снабжен возможностью его независимого действия, определяющего то, что полет головного ОПСВ небезопасен для относительного его положения от ведомого ДПСВ, но и отключающего формирование упомянутого следящего полета ведомым ДПСВ через компьютер управления полетом.

Кроме того, для барражирующего скоростного полета упомянутых ОПСВ и ДПСВ каждый их ДНВ в синхронно-сбалансированной несущей и авторотирующуей системе, включающей в упомянутом консольном редукторе автоматическую коробку передач, имеющую для привода ДНВ выходные упомянутые валы, каждый из которых создает по два потока: первый - взлетный с выдачей соответствующей мощности от упомянутого КГтД и созданием подъемной тяги от ДНВ, второй - крейсерский в конфигурации автожира с приемом мощности от авторотации каждого ДНВ на ее соответствующую ступень, отключающую оба ДНВ от привода упомянутых КГтД, приводящую обратимый электромотор-генератор (ОЭМГ), заряжающий аккумуляторы, и управляющую синхронным снижением и скорости вращения ДНВ, например, до 150 мин^-1 или 100 мин^-1, и углом атаки лопастей авторотирующих ДНВ, обеспечивающих долю увеличения в 1/5-1/4 раза требуемой подъемной силы упомянутого ЛЗК, но и плоскостью вращения лопастей ДНВ, которая почти выровнена с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета, приводящим к уменьшению вращательного сопротивления ДНВ на 12% от общего сопротивления профиля лопастей ДНВ при их самовращении и возможности для режимов крейсерского полета расчета ЛЗК с уменьшенной его геометрией, составляющей 4/5-3/4 от габаритов крыла аналогичного самолета, при этом ОЭМГ, питаемый от аккумуляторов, обеспечивает при переходе из стояночной в полетную конфигурацию запуск упомянутых КГтД после установки в вертикальное положение обтекателя/обтекателей ДНВ со сложенными их лопастями и последующего раскладывания упомянутых лопастей ДНВ для выполнения ВВП, но и внешних секций ЛЗК после набора высоты. Кроме того, для горизонтального полета упомянутых ОПСВ и ДПСВ, достигая маршевой тяговооруженности первого уровня - 0,26 или второго - 0,343, используется мощность их СУ 36% или 54% от работающих КГтД соответственно в конфигурации упомянутых реактивных автожира или самолета, при этом в их конфигурации реактивного самолета с упомянутой системой их КЗК, имея на высоте 11 км тяговооруженность 0,343 их СУ, достигается скорость полета 0,828 Маха (М), причем в их конфигурации реактивного самолета с углом, например, χ=+45° стреловидности их ЛЗК в системе упомянутой КЗК, имея на высоте 11 км тяговооруженность третьего 0,406 и четвертого уровня 0,51, используя соответственно 72% и 100% мощности СУ, достигается скорость М=0,88 и М=0,93 трансзвукового их полета, при этом каждый их КГтД в упомянутых НМГ снабжен перед упомянутым механизмом ВУВТ его реактивного сопла форсажной камерой, используемой на самолетных взлетных и горизонтальных сверхзвуковых режимах полета с передними за упомянутым ВОВ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками НМГ для дополнительного в нее подвода воздуха, что позволит с перегрузом 15% взлетного их веса на высоте 11 км повысить тяговоуроженность его комбинированной СУ с 0,51 до 0,69 и скорость с М=0,86 до М=1,02 соответственно с транс- до сверхзвукового полета.

Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить палубный МРАК, имеющий группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП) корабельного базирования, включающей по меньшей мере один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) с более чем одним дистанционно пилотируемым самолетом-вертолетом (ДПСВ), используемой с более чем одной вертолетной площадки АНК, причем каждый ОПСВ и ДПСВ выполнен без вертикального оперения по гибридной схеме летающее замкнутое крыло (ЛЗК) ромбовидной в плане формы, включающее крылья прямой и обратной стреловидности (КПС и КОС) по передним их кромкам и снабжен в надкрыльных мотогондолах (НМГ), интегрированных с межкрыльевыми гондолами ЛЗК, оснащенных воздухозаборниками с регулируемым коническим центральным телом их комбинированных газотурбинных двигателей (КГтД), имеющих круглые сопла со всеракурсным управлением вектора тяги (ВУВТ), выполненных в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно кольцевой обтекатель с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) и, по меньшей мере, одной свободной силовой турбиной (ССТ), передающей взлетную мощность СУ в двухвинтовой поперечно-несущей схеме (ДПНС) на двухлопастные несущие винты (ДНВ) и/или каждый ВОВ, имеющий лопатки с большой их круткой, работающий по тянущей схеме, создает при горизонтальном полете как автожира в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную тягу, направленную горизонтально назад с авторотирующими ДНВ, но и содержит поперечные ДНВ с изменяемым вектором тяги, установленные с равным удалением от оси симметрии и их перекрытием, равным a=1,33…1,4 в обтекателях цельно-поворотного межгондольного крыла (МПС), повышающего с его размахом (L_мгк) жесткость ЛЗК, размещенного между НМГ по их осям, смонтированных параллельно оси симметрии и на гондолах ЛЗК, вынесенных от задней кромки его КОС, установленного выше КПС, между и на концах гондол ЛЗК, имеющие равновеликие диаметры (D_днв), определяемые из соотношения: D_днв=(0,61…0,62)×L_мгк, м, создающие тянущими над или толкающими ДНВ под ЛЗК и между его консолей в ДПНС-Х2 при вертикальном положении их обтекателей соответствующую тягу на режимах ВВП и зависания, а при промежуточном или горизонтальном положении обтекателей с ДНВ - подъемно-маршевую или маршевую тягу соответственно на переходных режимах или для поступательного полета как турбовинтового самолета, но и выполнен после выполнения короткого или вертикального взлета при максимальном или нормальном взлетном весе в конфигурации соответственно турбовинтового самолета при горизонтальном или вертолета при вертикальном положении обтекателей ДНВ соответственно как с возможностью его преобразования в полетную конфигурации турбовинтового винтокрыла для барражирующего полета или реактивный самолет соответственно с винтовым или реактивным движителем при наклонном к вертикали или горизонтальном положении обтекателей ДНВ, создающих подъемно-маршевую тягу без ПРС-R2 или без ДНВ с использованием ПРС-R2 при остановленных после разгонного режима полета параллельных лопастей ДНВ так, что их противолежащие лопасти, устанавливаясь во флюгерное положение при их размещении под противоположным углом ±45° к плоскости симметрии, одновременно складываются назад или вперед по полету и горизонтально фиксируются при виде спереди в соответствующих квадрантах обтекателей тянущих или толкающих ДНВ и вдоль соответствующих корпусов обтекателей, но и обратно. Все это позволит в реактивных ОПСВ и ДПСВ с системой ЛЗК и МГК при наличии ВУВТ круглых реактивных сопел их КГтД упростить управляемость и обеспечить ее стабильность. В конфигурации реактивных крылатого автожира и самолета с симметрично-сбалансированной соответственно авторотирующей и несущей системах, первая из них снабжена многоскоростной автоматической коробкой передач, управляющей снижением скорости вращения двух ДНВ до 150 мин^-1 и 100 мин^-1 и углом атаки лопастей ДНВ, но и плоскостью их вращения, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- и скоростного полета. Что приводит к уменьшению вращательного сопротивления двух ДНВ на 12%. В случае отказа одной из ССТ на режиме зависания ОПСВ и ДПСВ их КГтД выполнены с автоматическим выравниванием и равным перераспределением при этом оставшейся мощности ССТ между двумя ДНВ, что упрощает управляемость и повышает безопасность. Система ЛЗК с МГК позволит достичь палубным ОПСВ и ДПСВ в полетной конфигурации реактивных крылатого автожира/самолета скорости полета 550/880 км/ч, а на форсажных режимах полета в конфигурации сверхзвукового реактивного самолета обеспечить на высоте полета не менее 11 км скорость полета до 1084 км/ч.

Предлагаемое изобретение МРАК с ОПСВ и ДПСВ, которые имеют в предпочтительном варианте ДПНС-Х2 и на гондолах ЛЗК две НМГ с КГтД, приводящие ДНВ и/или ВОВ в ПРС-R2, КГтД снабжены ВУВТ реактивных круглых сопел, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах спереди, сверху и сбоку соответственно а), б) и в):

а) в полетной конфигурации трансзвукового реактивного самолета с МГК и его обтекателями с поперечными ДНВ со сложенными их лопастями вдоль их горизонтально установленных обтекателей, пунктиром показаны ДНВ при выполнении ВВП;

б) в полетной конфигурации вертолета с толкающими ДНВ, работающими совместно с реактивными закрылками на ЛЗК и углом стреловидности χ=+45° его КПС;

в) в полетной конфигурации турбовинтового винтокрыла с КГтД, приводящими толкающие ДНВ 13-14, отклоненные от вертикали под углом 25°…45°, создающие подъемно-маршевую тягу при барражирующем его полете с обтекателем 24 КОС 3.

Палубный МРАК представлен на фиг. 1 одним ОПСВ, выполнен по гибридной схеме и концепции ДПНС-Х2 с ПРС-R2, имеет планер из алюминиевых сплавов и композитного углепластика, фюзеляж 1 интегрирован с КПС 2 и КОС 3 в ЛЗК, включающем их передние 4 и задние 5 реактивные закрылки, имеющие в их полостях воздуховод с клапаном 6, переключающим поток воздуха, направляемого от компрессора КГтД к подкрыльному 7_П или щелевым 7_Щ реактивным соплам в системе циркуляции сверхзвукового воздушного потока. Разнесенные НМГ 8, интегрированные с межкрыльевыми гондолами 9 ЛЗК 2-3, имеют спереди воздухозаборники их КГтД с конусным телом 10 на их входе и между ними цельно-поворотное МГК 11 с левым и правым обтекателями 12 и их 13-14 ДНВ соответственно (см. фиг. 1б). Снизу фюзеляжа 1 и межкрыльевых гондол 9 имеется трехопорное убирающееся шасси с передним 15 и задними 16 главными колесами. Поперечные левый 13 и правый 14 ДНВ имеют для компенсации реактивного крутящего момента на режимах ВВП и зависания противоположное их вращение соответственно против часовой и по часовой стрелки, выполнены без автоматов перекоса, жестким креплением их лопастей, создающих подъемную тягу совместно с тягой подкрыльных 7п сопел на реактивных закрылках 4-5.

В комбинированной СУ каждый КГтД имеет внешний и внутренний контуры соответственно с ВОВ и ССТ, выполнен для отбора мощности с передним выводом вала, передающим на Т-образный в плане промежуточный редуктор с выходными валами, продольный из которых передает крутящий момент через муфту сцепления на ВОВ, а поперечный синхронизирующий вал, проложенный в консолях МГК, передает через муфту сцепления крутящий момент на два консольных Т-образных в плане редуктора поперечных ДНВ 13-14. Каждый КГтД с ССТ в НМГ 8 имеет реактивное круглое сопло 17 с ВУВТ и передние 18 и задние 19 управляемые створки, работающие на форсажных режимах для дополнительного подвода воздуха в каждую НМГ 8. В системе ЛЗК его МГК 11 повышает жесткость ЛЗК 2-3, внешние секции КПС 2 которого выполнены складывающимися вверх над НМГ 8 и снабжены отклоненными вверх развитыми треугольными в плане законцовками 20, имеющими в изгибах КПС 2 пару передних 21 и пару задних 22 ИК-излучателей с ИК-приемниками. БСУ ОПСВ снабжена возможностью опционального его управления пилотами из носовой кабины 23, смонтированной в соответствующей части удобообтекаемого фюзеляжа 1.

Управление ОПСВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага ДНВ 13-14 и отклонением в КГтД левого и правого круглого реактивного сопла 17 с ВУВТ. При крейсерском скоростном или высокоскоростном полете в конфигурации реактивных автожира или самолета подъемная сила создается соответственно авторотирующими ДНВ 13-14 с ЛЗК 2-3 и МГК 11 или ЛЗК 2-3 с МГК 11 (см. фиг. 1а), маршевая реактивная тяга - системой ПРС-R2 через сопла 17 с ВУВТ в КГтД, на режиме перехода - ЛЗК 2-3 с МГК 11 и ДНВ 13-14. При создании подъемно-наклонной тяги ДНВ 13-14 (см. рис. 1в) обеспечиваются режимы КВП, при котором в крыльевых полостях закрылок 4-5 сверхзвуковой воздушный поток выдувается из щелевых сопел 7_Щ (см. сечение А-А), образуя эффект Коанда, повышают подъемную силу ЛЗК 2-3. На режимах ВВП и зависания каждый ДНВ 13-14 выполнен с жестким креплением их лопастей и без автомата их перекоса, обеспечивает изменение балансировки по курсу и крену или тангажу, которое создается соответственно дифференциальным изменением тяги как поперечных ДНВ 13-14, так и на противолежащих парах левых/правых или передних/задних подкрыльных 7_П сопел закрылок 4-5 секций ЛЗК 2-3 (см. фиг. 1б). После вертикального взлета и набора высоты выполняется разгонный полет на скоростях более 300…350 км/ч и осуществляется соответствующее уменьшение оборотов вращения поперечных ДНВ 13-14. По мере разгона с ростом подъемной силы ЛЗК 2-3 с МГК 11 подъемная сила двух ДНВ 13-14 в ДПНС-Х2 уменьшается.

При достижении скоростей полета 450…500 км/ч и для перехода на самолетный режим полета обтекатели 12 устанавливаются горизонтально с остановкой во флюгерном положении противолежащих лопастей ДНВ 13-14, которые размещены под противоположным углом ±45° к плоскости симметрии, затем одновременно складываются вперед по полету и фиксируются при виде спереди в соответствующих квадрантах обтекателей 12 и вдоль их корпусов (см. фиг. 1а). При создании реактивной тяги соплами 17 производится горизонтальный полет ОПСВ в полетной его конфигурации реактивного самолета, при котором изменение балансировки по тангажу, курсу и крену создается соответственно синфазным и дифференциальным одновременным отклонением реактивных сопел 17 КГтД с ВУВТ обоих вертикально вверх-вниз, обоих горизонтально влево-вправо и вертикально одного вверх, а другого вниз.

Таким образом, реактивный ОПСВ с ЛЗК, КГтД в НМГ, имеющий для создания вертикальной тяги поперечные ДНВ или горизонтальной тяги ВОВ соответственно с работающими ДНВ или сложенными их лопастями, представляет собой конвертоплан с ДПНС-Х2 и ПРС-R2, изменяющий полетную конфигурацию только благодаря изменению вектора тяги ДНВ. Система ЛЗК увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ при преобразовании в реактивный самолет со сложенными лопастями ДНВ вдоль их обтекателей. Система ЛЗК ромбовидной в плане формы позволит уменьшить вес планера, выполненного по малозаметной технологии с радиопоглощающими материалами, увеличить взлетный вес на 17%, экономию на 20% топлива либо дальность полета на 29% при сохранении взлетного веса и выполнения барражирующего полета в конфигурации автожира со скоростью 550 км/ч, но и обеспечивающего скорость захода на посадку в 72-80 км/ч при угле атаки α=15,9°.

Кроме того, принцип увеличения подъемной силы ЛЗК, особенно, ромбовидной в плане формы в ОПСВ и ДПСВ на взлетно-посадочных или маневрирования на вертолетных и самолетных режимах их полета обеспечивается соответственно тремя способами без использования отклонения механических закрылков или работы автоматов перекоса на поперечных ДНВ и отклонения механических элеронов с элевонами. Вместо этого сверхзвуковые воздушные потоки отбираются от каждого КГтД и направляются через реактивные щелевые сопла закрылок ЛЗК и круглые сопла КГтД с ВУВТ для управления полетом. Эти новые методы управления устраняют традиционную необходимость в сложных механических подвижных частях, используемых для перемещения закрылков, элеронов и элевонов и управления ОПСВ и ДПСВ во время полета, но и позволяют маневрировать при помощи дифференциального изменения силы тяги на противолежащих парах подкрыльных сопел ЛЗК.

Авиационная группа в составе МРАК, включающая однотипные ОПСВ и ДПСВ (см. табл. 1), используемые с вертолетной площадки АНК, несущие в отсеках их вооружения на ПУ по 3/6 штук АПР-3МЭ или ПКР типа Х-38МЭ. Головной ОПСВ, который полностью оцифрован с использованием новейших технологий, включая и совместное использование авиагруппы беспилотных летательных аппаратов, так называемое manned and unmanned teaming (MUM-T), которое позволяет операторам головного ОПСВ контролировать траекторию полета группы ведомых ДПСВ и их боевые нагрузки, обеспечивающие противолодочную или противокорабельную и/или противовоздушную оборону. Четвертый уровень MUM-T позволяет операторам головного ОПСВ не только получать реальные сенсорные изображения с авиагруппы ведомых ДПСВ-1,85 и управлять оружейными нагрузками, но и их навигацией и глобальным позиционированием при следящем совместном их полете за головным ОПСВ-3,7.

Несомненно, широкое применение в комбинированной СУ двух КГтД с ВОВ, в конструкции которых, используя турбины от ТРДД типа НК-12М, Д-30КП, позволит сократить сроки освоения ряда трансзвуковых ОПСВ и ДПСВ (см. табл. 1) для блочно-модульных МРАК, базируемых на АНК, повышающих их боевую устойчивость и безопасность, создающих буферную авиазону между ПВО НК-цели и АНК, и ОПСВ.

Освоенный для внеаэродромного базирования по концепции ДПНС-Х2 транспортно-десантный самолет-вертолет (ТДСВ) имеет два поперечных ДНВ диаметром D_днв=9,16 м (что в 1,53 раза меньше, чем у конвертоплана "V-22 Osprey"), ЦН=6,0 тонн, удельную нагрузку на мощность ρ_N=1,875 кг/л.с., четыре вертолетных ТВаД мод. ТВ7-17 В, обеспечивающих в самолетной конфигурации на высоте 11 км скорость 850 км/ч и дальность полета 2958/5623 км при выполнении ВВП/КВП с соответствующими взлетным весом 21,0/24,15 тонн и топливной эффективностью 261,5/258,02 г/т⋅км. Кроме того, при взлете со сложенным крылом 20,14 м реактивный ТДСВ-6,0 имеет взлетную площадь 405,62 м², которая на 11,6% меньше, чем у конвертоплана "V-22 Osprey" с его ЦН=5,455 тонн, который после вертикального взлета обеспечивает критерий: (ЦН × дальность полета) 12115 т⋅км, что в 1,465 раза меньше, чем у ТДСВ-6,0.

Формула изобретения

1. Малозаметный ракетно-авиационный комплекс с беспилотным летательным аппаратом (БЛА), имеющим фюзеляж, пусковое устройство (ПУ) с управляемой ракетой (УР), крыло с органами его управления, двигатель силовой установки (СУ), бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую телемеханическое управление с командного пункта (КП) авианесущего корабля (АНК), отличающийся тем, что он имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП) корабельного базирования, включающей по меньшей мере один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) с более чем одним дистанционно пилотируемым самолетом-вертолетом (ДПСВ), используемой с более чем одной вертолетной площадки АНК, причем каждый ОПСВ и ДПСВ выполнен без вертикального оперения по гибридной схеме летающее замкнутое крыло (ЛЗК) ромбовидной в плане формы, включающее крылья прямой и обратной стреловидности (КПС и КОС) по передним их кромкам и снабжен в надкрыльных мотогондолах (НМГ), интегрированных с межкрыльевыми гондолами ЛЗК, оснащенных воздухозаборниками с регулируемым коническим центральным телом их комбинированных газотурбинных двигателей (КГтД), имеющих круглые сопла со всеракурсным управлением вектора тяги (ВУВТ), выполненных в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно, кольцевой обтекатель с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) и, по меньшей мере, одной свободной силовой турбиной (ССТ), передающей взлетную мощность СУ в двухвинтовой поперечно-несущей схеме (ДПНС) на двухлопастные несущие винты (ДНВ) и/или каждый ВОВ, имеющий лопатки с большой их круткой, работающий по тянущей схеме, создает при горизонтальном полете как автожира в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную тягу, с авторотирующими ДНВ, но и содержит поперечные ДНВ с изменяемым вектором тяги, установленные с равным удалением от оси симметрии и их перекрытием, равным α=1,33…1,4 в обтекателях цельно-поворотного межгондольного крыла (МГК), повышающего с его размахом (L_мгк) жесткость ЛЗК, размещенного между НМГ по их осям, смонтированных параллельно оси симметрии и на гондолах ЛЗК, вынесенных от задней кромки его КОС, установленного выше КПС, между и на концах гондол ЛЗК, имеющие равновеликие диаметры (D_днв), определяемые из соотношения: D_днв=(0,61…0,62)×L_мгк, м, создающие тянущими над или толкающими ДНВ под ЛЗК и между его консолей в ДПНС-Х2 при вертикальном положении их обтекателей соответствующую тягу на режимах ВВП и зависания, а при промежуточном или горизонтальном положении обтекателей с ДНВ - подъемно-маршевую или маршевую тягу соответственно на переходных режимах или для поступательного полета как турбовинтового самолета, но и выполнен после выполнения короткого или вертикального взлета при максимальном или нормальном взлетном весе в конфигурации соответственно турбовинтового самолета при горизонтальном или вертолета при вертикальном положении обтекателей ДНВ соответственно как с возможностью его преобразования в полетную конфигурации турбовинтового винтокрыла для барражирующего полета или реактивный самолет соответственно с винтовым или реактивным движителем при наклонном к вертикали или горизонтальном положении обтекателей ДНВ, создающих подъемно-маршевую тягу без ПРС-R2 или без ДНВ с использованием ПРС-R2 при остановленных после разгонного режима полета параллельных лопастей ДНВ так, что их противолежащие лопасти, устанавливаясь во флюгерное положение при их размещении под противоположным углом ±45° к плоскости симметрии, одновременно складываются назад или вперед по полету и горизонтально фиксируются при виде спереди в соответствующих квадрантах обтекателей тянущих или толкающих ДНВ и вдоль соответствующих корпусов обтекателей, но и обратно.

2. Комплекс по п. 1, отличающийся тем, что в упомянутых ОПСВ и ДПСВ внешние секции их КПС, выполненные от внешних бортов их НМГ как складывающимися вверх, так и снабженные отклоненными вверх развитыми треугольными в плане законцовками, имеющими в изгибах КПС пару передних и пару задних инфракрасных (ИК) излучателей с ИК-приемниками, а площадь упомянутого их ЛЗК составляет 85…88,0% от суммарной площади ЛЗК и МГК, а в системе трансмиссии каждый их КГтД в упомянутой НМГ, в которой между ВОВ и ССТ соосно с двумя последними смонтирован Т-образный при виде сверху промежуточный редуктор, имеющий продольные входные валы от одной или двух ССТ и выходные валы, первый продольный по его оси из которых передает крутящий момент через муфту сцепления на ВОВ, а второй поперечный синхронизирующий вал, проложенный в консолях МГК с обратной или прямой стреловидностью, передает через муфту сцепления равновеликую мощность на два Т-образных в плане консольных редуктора соответственно упомянутых тянущих или толкающих левый и правый ДНВ, вращающиеся при виде сверху в противоположные стороны, например, против и по часовой стрелки, а для выполнения взлетно-посадочных режимов их полета упомянутые как носовая часть фюзеляж и гондолы ЛЗК оснащены вспомогательной передней и двумя задними стойками трехопорного колесного шасси, убирающегося в соответствующие отсеки с автоматическими пилообразными их створками, так и межгондольные секции КОС и КПС или последние с внешними секциями КПС по одну или по обе стороны от односторонней НМГ и внутри задних их кромок снабжены равновеликими по длине крыльевыми полостями, имеющими на суммарной их длине, составляющей 1/5…1/4 от размаха ЛЗК, систему управления циркуляцией воздушного потока, обеспечивающую как отклонение вектора его тяги посредством реактивных сопел, так и направление от компрессора одностороннего КГтД сверхзвуковых воздушных потоков, которые, направляясь по соответствующим воздуховодам с их клапанами к каждой крыльевой полости, выдуваются или из нижнего ее подкрыльного сопла при открытой его нижней автоматической створке, образующей при ее закрытии нижнюю поверхность ЛЗК, создавая сбалансированную подъемную силу на режимах ВВП и зависания, либо из полости через реактивные верхние щелевые сопла, размещенные над округлой задней кромкой ЛЗК обтекаемой формы несущего профиля, увеличивающие, используя эффект Коанда и выполняя роль реактивных закрылков, подъемную силу ЛЗК на режимах КВП, исключающие механическое отклонение и подвижные их зазоры, уменьшая эффективную площадь рассеивания, а в полетной их конфигурации реактивного самолета изменение балансировки по тангажу, курсу и крену создается соответственно синфазным и дифференциальным одновременным отклонением в двух КГтД их реактивных сопел с упомянутыми ВУВТ обоих вертикально вверх-вниз, обоих горизонтально влево-вправо и вертикально одного вверх, а другого вниз, а на режимах ВВП и зависания в ДПНС-Х2 оба их ДНВ выполнены с жестким креплением лопастей и без автомата их перекоса, изменение при этом балансировки по курсу, но и крену или тангажу, обеспечивается дифференциальным изменением соответственно как крутящих моментов поперечных ДНВ, так и подъемной тяги на противолежащих парах левых/правых или передних/задних подкрыльных соплах соответствующих секций ЛЗК, причем на режимах ВВП и зависания ОПСВ и ДПСВ при удельной нагрузке на мощность их СУ, составляющей ρ_N=1,875 кг/л.с., каждая упомянутая ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего систему управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности в ДПНС-Х2, составляющей ρ_BT=1,23, включает режимы работы ССТ как взлетный, так и чрезвычайный режим (BP и ЧР) при отборе потребной ее мощности на привод упомянутых ДНВ соответственно как от четырех работающих ССТ, так и от трех из работающих ССТ с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности между двумя ДНВ при отказе соответствующей ССТ в КГтД, например, даже в последнем случае после автоматического включения ЧР работы оставшихся в заботе ССТ, которые при удельной вертикальной тяговооруженности в ДПНС-Х2, составляющей ρ_BT=1,18 или ρ_BT=1,1, обеспечит два режима аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 минут или 30 минут соответственно, а в каждой их ССТ система УФБП содержит: один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для выявления данных, касающихся расхода воздуха (G_B, кг/с) через компрессор ССТ, температуры газов (Т_Г, К) перед турбиной ССТ, суммарной степени сжатия (К) компрессора, а также один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для обнаружения относительного положения и их фюзеляжа, и дисков вращения их ДНВ для относительного их положения относительно уровня земли или поверхности посадочной площадки, а также различных препятствий на пути следящего их безопасного снижения; компьютер управления полетом, расположенный в их БСУ и находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, компьютер управления полетом сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между их фюзеляжем с его колесным шасси и уровнем земли или поверхностью посадочной площадки; сравнить относительную позицию их фюзеляжа, имеющего профилированную кормовую часть с V-образной в плане задней кромкой, и несущей их системы с выбранной относительной их позицией; определить скорость управляемого снижения, необходимую для их перемещения в выбранное относительное положение; преобразовать скорость следящего устройства во входы управления полетом; а также обеспечить прямое управляемое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, а по оси симметрии на конце КОС и за ним имеется обтекатель крыла, имеющий нижние отсеки с открываемыми пилообразными створками как с выдвижной штангой магнитометра, так и опускаемой лебедкой на тросе под воду антенной гидроакустической станции, которые используются при барражирующем полете и зависании, при этом фюзеляж ДПСВ и ОПСВ, выполненный соответственно без и с кабиной пилотов, снабженной внутри видеокамерами с автономными манипуляторами, подключаемыми к органам управления ОПСВ, имеющий нижние отсеки внутреннего вооружения с автоматическими створками и их пилообразными поперечными и продольными сторонами и упомянутыми ПУ с закрепленными на них авиационными противолодочными или противокорабельными ракетами (АПР или ПКР) и УР воздух-воздух, обеспечивающими соответственно борьбу с подводной лодкой (ПЛ) или надводным кораблем (НК) и воздушной целью, а их комплекс вооружения имеет авиационные пушку или крупнокалиберный многоствольный пулемет, установленный в обтекателе носовой части фюзеляжа и поражающие дозвуковые ударные БЛА и крылатые ракеты, а их планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а их фюзеляж, имеющий скошенные его боковые стороны по всей его длине, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют при виде спереди ромбовидное поперечное его сечение, большая часть которого располагается над или под средней линией ЛЗК, причем при противолодочной обороне ОПСВ и ДПСВ, использующие полетную конфигурацию крылатого автожира, применяется опускаемая гидроакустическая система ОПСВ и в процессе наведения одной или двух АПР залпа на цель автоматически определяется значение вводимого адаптивного угла упреждения, который при сближении с целью корректируется, при этом введение угла упреждения в двух плоскостях осуществляется за счет разворота оси диаграммы направленности акустической головки электронным способом, обеспечивающим попадание одной или двумя АПР залпа преимущественно в прочный корпус ПЛ-цели, причем при противокорабельной обороне ОПСВ и ДПСВ, которые в полетной конфигурации реактивного самолета несут в бомбоотсеке соответствующие ПКР Х-35У или Х-38М для создания буферной безопасной авиазоны между головным ОПСВ и ПВО НК-цели, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М/Х-35У с 40/130 до 400 км, при этом с головного ОПСВ радаром типа Н036 обеспечивается целеуказание, а управление ДПСВ - вторым пилотом ОПСВ, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны ДПСВ - станцию активных электронных помех, причем упомянутая БСУ ОПСВ, выполненного с электродистанционной системой управления, реагирующей по меньшей мере на одну из систем автономного управления полетом, дистанционного управления оператором, управления пилотом и/или их комбинации, снабжена возможностью опционального его управления пилотами из двухместной кабины, но и его использования в составе авиагруппы в качестве головного с упомянутыми более чем двумя ДПСВ, более чем один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет его системой автопилота в следящем полете маневры головного ОПСВ, а другой - управляется вторым пилотом-оператором с головного ОПСВ, а затем наоборот, причем при отсутствии вмешательства пилота-оператора система автопилота выполняет управление полетом ведомого ДПСВ в соответствии с командами текущего состояния, повторяющими профиль полета и изменение маршрута головного ОПСВ, при этом в случае возникновения внештатной ситуации, то для устранения непредвиденных проблем с безопасностью выполнения следящего полета пилот-оператор принимает на себя непосредственное управление ведомым ДПСВ, отменяя команды текущего состояния, выдаваемые "автопилотом при автономной работе следящего полета, причем система управления формированием относительной позиции в следящем полете, содержащая один или несколько датчиков, расположенных на ведомом ДПСВ, сконфигурированы для обнаружения данных, касающихся его положения относительно положения головного ОПСВ, имеющего компьютер управления полетом, находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, содержащий дополнительный сенсорный компьютер, который сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между ведомым ДПСВ и головным ОПСВ; сравнить относительную позицию с выбранной относительной позицией; определить скорость ведомого ДПСВ, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовывать скорость следящего устройства во входы управления полетом; ограничивать прямое перемещение ведомого ДПСВ относительно ОПСВ, обеспечивающего через входы его компьютера управления полетом относительное их безопасное положение в совместном полете, при этом каждый сенсорный компьютер предыдущего и последующего из ведомых ДПСВ, сконфигурированные для восприятия акустических сигналов, имеет память, содержащую: данные, представляющие по меньшей мере одну траекторию полета головного ОПСВ и предыдущего ДПСВ; данные, представляющие как минимум один профиль их совместного полета; программные инструкции, выполняемые процессором, для расчета их группового полета, чтобы исполнить по меньшей мере текущий маршрут полета и по меньшей мере его профиль полета, и сохранять текущий полет в памяти; программные инструкции, выполняемые процессором для полета каждого ДПСВ в соответствии с текущим профилем полета; мультимодальная логика, выполняемая процессором для вычисления способности динамически адаптироваться к изменяющимся условиям или параметрам, включая способность к координации авиагруппы, распределенному тактическому управлению, распределенным по целям авиагруппы и/или полностью, повышая эффективность атаки авиагруппы, интегрированы к автономному стратегическому роению.

3. Комплекс по п. 2, отличающийся тем, что в упомянутых ОПСВ и ДПСВ система управления формированием их относительной позиции в полете с одним или несколькими датчиками, включают в себя один или несколько ИК-датчиков, видеодатчиков, радиолокационных, лазерных и ультразвуковых датчиков, гидролокаторов, датчиков глобального позиционирования, при этом упомянутый компьютер управления их полетом выполнен как с дополнительным компьютером суммирования данных датчиков и каналом приема-передачи данных, расположенным на головном ОПСВ для получения глобальных данных о местоположении от ведомого ДПСВ, так и с возможностью преобразования изображений с каждого видеодатчика, обеспечивающего определение относительного положения, которое посредством триангуляции включает в себя определение относительного диапазона, азимута и угла места, причем дополнительный компьютер суммирования данных датчиков и каналом передачи данных имеет многополосное радиочастотное оборудование с направленной антенной, способной по каналам закрытой связи передавать несколько видеопотоков, обеспечивать как сбор данных от каждого видеодатчика, так и преобразование изображений с каждого видеодатчика в относительное положение, которое определяет на основе глобального положения головного ОПСВ, передаваемого на ведомый ДПСВ, при этом компьютер суммирования данных полностью интегрирован в интерфейс пилота и системой управления ОПСВ, обеспечивающей упомянутый следящий полет ведомого ДПСВ, который по необходимости может быть отключен посредством одного из входов интерфейса пилота для управления полетом, активации пилотом кнопки или переключателя управления, причем компьютер суммирования данных дополнительно снабжен возможностью его независимого действия, определяющего то, что полет головного ОПСВ небезопасен для относительного его положения от ведомого ДПСВ, но и отключающего формирование упомянутого следящего полета ведомым ДПСВ через компьютер управления полетом.

4. Комплекс по любому из пп. 1 или 2, отличающийся тем, что для барражирующего скоростного полета упомянутых ОПСВ и ДПСВ каждый их ДНВ в синхронно-сбалансированной несущей и авторотирующуей системе, включающей в упомянутом консольном редукторе автоматическую коробку передач, имеющую для привода ДНВ выходные упомянутые валы, каждый из которых создает по два потока: первый - взлетный с выдачей соответствующей мощности от упомянутого КГтД и созданием подъемной тяги от ДНВ, второй - крейсерский в конфигурации автожира с приемом мощности от авторотации каждого ДНВ на ее соответствующую ступень, отключающую оба ДНВ от привода упомянутых КГтД, приводящую обратимый электромотор-генератор (ОЭМГ), заряжающий аккумуляторы, и управляющую синхронным снижением и скорости вращения ДНВ, например, до 150 мин^-1 или 100 мин^-1, и углом атаки лопастей авторотирующих ДНВ, обеспечивающих долю увеличения в 1/5-1/4 раза требуемой подъемной силы упомянутого ЛЗК, но и плоскостью вращения лопастей ДНВ, которая почти выровнена с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета, приводящим к уменьшению вращательного сопротивления ДНВ на 12% от общего сопротивления профиля лопастей ДНВ при их самовращении и возможности для режимов крейсерского полета расчета ЛЗК с уменьшенной его геометрией, составляющей 4/5-3/4 от габаритов крыла аналогичного самолета, при этом ОЭМГ, питаемый от аккумуляторов, обеспечивает при переходе из стояночной в полетную конфигурацию запуск упомянутых КГтД после установки в вертикальное положение обтекателя/обтекателей ДНВ со сложенными их лопастями и последующего раскладывания упомянутых лопастей ДНВ для выполнения ВВП, но и внешних секций КПС после набора высоты.

5. Комплекс по любому из пп. 1 или 2, отличающийся тем, что для горизонтального полета упомянутых ОПСВ и ДПСВ, достигая маршевой тяговооруженности первого уровня - 0,26 или второго - 0,343, используется мощность их СУ 36% или 54% от работающих КГтД соответственно в конфигурации упомянутых реактивных автожира или самолета, при этом в их конфигурации реактивного самолета с упомянутой системой их КЗК, имея на высоте 11 км тяговооруженность 0,343 их СУ, достигается скорость полета 0,828 Маха (М), причем в их конфигурации реактивного самолета с углом, например, χ=+45° стреловидности их КПС в системе упомянутого КЗК, имея на высоте 11 км тяговооруженность третьего 0,406 и четвертого уровня 0,51, используя соответственно 72% и 100% мощности СУ, достигается скорость М=0,88 и М=0,93 трансзвукового их полета, при этом каждый их КГтД в упомянутых НМГ снабжен перед упомянутым механизмом ВУВТ его реактивного сопла форсажной камерой, используемой на самолетных взлетных и горизонтальных сверхзвуковых режимах полета с передними за упомянутым ВОВ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками НМГ для дополнительного в нее подвода воздуха, что позволит с перегрузом 15% взлетного их веса на высоте 11 км повысить тяговоуроженность его комбинированной СУ с 0,51 до 0,69 и скорость с М=0,86 до М=1,02 соответственно с транс- до сверхзвукового полета.

ИЗВЕЩЕНИЯ

MM4A Досрочное прекращение действия патента из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 12.07.2021

Дата внесения записи в Государственный реестр: 10.06.2022

Дата публикации и номер бюллетеня: 10.06.2022 Бюл. №16