РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ	(19) RU (11) 2 743 311 (13) C1
	(51) МПК B64D 3/00 (2006.01) B64D 5/00 (2006.01) B64C 29/00 (2006.01) (52) СПК B64D 3/00 (2021.01) B64D 5/00 (2021.01) B64C 29/00 (2021.01)

Статус:	может прекратить свое действие (последнее изменение статуса: 16.09.2022)
Пошлина:	Установленный срок для уплаты пошлины за 3 год: с 16.09.2021 по 15.09.2022. При уплате пошлины за 3 год в дополнительный 6-месячный срок с 16.09.2022 по 15.03.2023 размер пошлины увеличивается на 50%.

(21)(22) Заявка: 2020130469, 15.09.2020 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 15.09.2020 Дата регистрации: 17.02.2021 Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 15.09.2020 (45) Опубликовано: 17.02.2021 Бюл. № 5 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 2582743 C1, 27.04.2016. RU 2717406 C1, 23.03.2020. WO 2018148248 A1, 16.08.2018. US 20020092949 A1, 18.07.2002. JP 2019055766 A, 11.04.2019. 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) МОДУЛЬНЫЕ САМОЛЕТЫ-ВЕРТОЛЕТЫ ДЛЯ КОМПЛЕКСОВ АРКТИЧЕСКИХ РАКЕТНО-АВИАЦИОННЫХ

Изобретение относится к корабельно-авиационным системам, включающим по меньшей мере левый и правый модульные самолеты-вертолеты, имеющие крылья асимметричной стреловидности, содержащие на правой и левой их законцовках стыковочные узлы, разъемно соединяющие их консоли с верхним обтекателем совместно ими переносимой управляемой ракеты и одновременно отделяемые от нее в полете для ее запуска с последующим их раздельным возвратом на ледокол-носитель, так и подкрыльные фюзеляжи, снабженные профилированными пилонами с их однолопастными несущими винтами (ОНВ) и комбинированными газотурбинными двигателями со свободными силовыми турбинами, приводящими два их ОНВ и/или два в кольцевых обтекателях их турбовентиляторы, создающие реактивную тягу с работающими/ авторотирующими ОНВ или зафиксированными их лопастями с противовесами при полете в конфигурации винтокрыла/автожира или самолета с управляемыми ракетами.

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 беспилотный самолет проекта "X-plane" компании "Northrop Grumman" (США) [http://test.abovetopsecret.com/forum/thread398541/pg1], выполненный по схеме летающее крыло асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС), имеет два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) в мотогондоле с внутренними бомбоотсеками и трехопорным убирающимся колесным шасси. Для сверхзвукового полета "X-plane" его ТРДД General Electric J85-21 имеют реактивную тягу 4485 кгс, что на высоте полета 15 км обеспечивает скорость 1275/1487 км/ч при тяговооруженности 0,54/0,68. Самолеты с КАИС имеют ряд недостатков, основными из которых являются: смещение аэродинамического фокуса при разнонаправленной стреловидности, что приводит к увеличению балансировочного сопротивления; возрастание массы конструкции из-за наличия поворотных шарниров консолей. Кроме того, при большом угле 45° стреловидности консоль с прямой стреловидностью имеет больший эффективный угол атаки, чем консоль с обратной стреловидностью, что приводит к асимметрии лобового сопротивления и, как следствие, к возникновению паразитных разворачивающих моментов по крену, тангажу и рысканию. Более того, для КАИС характерны вдвое больший рост толщины пограничного слоя вдоль размаха, и любой несимметричный срыв потока вызывает интенсивные возмущения, а их устранение достигается путем использования составного крыла из двух асимметричных крыльев.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является [см. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/ikara/ikara.shtml] британский противолодочный авиационный комплекс (ПАК) модели "Icara", содержащий корабль-носитель с реактивными беспилотными летательными аппаратами (БЛА), имеющими крыло, фюзеляж с пусковым устройством (ПУ) управляемой ракеты (УР), двигатель силовой установки (СУ) и бортовую систему управления (БСУ).

Признаки, совпадающие - БЛА с габаритами без корабельного ПУ: длина 3,42 м, размах крыльев 1,52 м, высота 1,57 м, несет самонаводящуюся противолодочную торпеду (ПЛТ) типа Mk.44, имеющую при ее массе 196 кг, длине 2,57 м и диаметре 324 мм, скорость 30 узлов и дальность хода 5 км. БЛА с торпедой Mk.44 имеет максимальную/минимальная высоту полета 300/20 м и значительный вес, составляющий 1480 кг, что ограничивает дальность до 24 км и скорость полета до 140…240 м/с.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что пуск дозвукового БЛА осуществлялся в направлении, максимально приближающем к цели. 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 в полете передавал их через БСУ на БЛА. По прибытии БЛА в район нахождения цели торпеда Mk.44, полуутопленная с подфюзеляжным ее расположением в корпусе БЛА по радиокоманде отделялась, спускалась на парашюте, входила в воду и начинала поиск цели. После чего БЛА продолжает полет с работающей СУ, уводя его от места приводнения самонаводящейся ПЛТ, 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 "Icara" увеличения целевой нагрузки и весовой отдачи, исключения механизмов для трансформации ОНВ, уменьшения в походной конфигурации стояночной площади, повышения скорости и дальности полета, а также поражающей возможности и автоматического возврата с вертикальной посадкой на авианесущий ледокол (АНЛ).

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного британского ПАК модели "Icara", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что комплекс арктический ракетно-авиационный (КАРА) имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки, включающую более чем два модульных беспилотных самолета-вертолета (МБСВ) с более чем парой модульных пилотируемых самолетов-вертолетов (МПСВ), используемых попарно как одного типа совместно, так и в их комбинации, но и более чем с одной вертолетной площадки упомянутого АНЛ, причем в комбинации двух МБСВ/МПСВ, содержащих крылья асимметричной стреловидности (КАС), имеющие как на правой/левой законцовках соответственно левого МБСВ/правого МПСВ их механизмы крепления и расцепления, образующие составное крыло и разъемно соединяющие их консоли с по меньшей мере одним подкрыльным пилоном или верхним обтекателем совместно ими переносимой съемной целевой нагрузки (СЦН)- упомянутой УР и после ее запуска одновременно отделяемые, например, от обтекателя УР в полете или после посадки соответственно с последующим раздельным или совместным их возвратом и автоматической вертикальной их посадкой на палубу упомянутого АНЛ, так и по передней кромке различную стреловидность, образующую при соединении соответствующих консолей КАС, например, с верхним обтекателем упомянутой УР так, что от центра масс последней концевые хорды внешних двух их консолей вынесены вперед или назад либо назад и вперед по полету, образуя от продольной оси упомянутой УР соответственно составное крыло обратной или прямой либо асимметричной стреловидности соответственно с углом χ=-45° или χ=+45° либо χ=±45°, но и две одновинтовые несущие схемы (ОВНС), используемые при вертикальном или коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), включающие однолопастные несущие винты (ОНВ) с профилированными противовесами, жестким креплением их лопастей, смонтированные на валах профилированных пилонов каждого подкрыльного фюзеляжа (ПКФ), левый/правый из которых выполнены с автоматами их перекоса, возможностью изменения общего и циклического их шага и автоматической установки их лопастей в положение их авторотации, но и свободного их вращения с перекрытием равным a=2,6…2,7 в поперечной группе ОНВ при прохождении лопастей одного ОНВ перед лопастью другого так, чтобы наступающие их лопасти на режимах ВВП и зависания проходили над правым/левым бортом левого/правого ПКФ соответственно от кормовой его части к носовой и создавали гармоничное сочетание поперечного и продольного управления при равном удалении в плане осей их вращения от центра масс и продольных осей упомянутой УР и их ПКФ, но и по меньшей мере два комбинированных газотурбинных двигателя (КГтД), выполненных в виде двухконтурных реактивных двигателей, содержащих как выносные трехступенчатые вентиляторы (ВТВ) в кольцевых обтекателях (КО) кормовых гондол ПКФ, смонтированных вдоль продольных их осей с их реактивными круглыми или прямоугольными плоскими соплами (ППС), вынесенными за заднюю кромку КАС, выполненными с управлением вектора тяги (УВТ), обеспечивающими создание вертикальной/наклонной Или горизонтальной тяги при выполнении ВВП/КВП или поступательного полета соответственно, так и более чем две свободные силовые турбины (ССТ), смонтированные побортно каждого ПКФ в боковых гондолах с их воздухозаборниками, питающими ВТВ и ССТ, имеющих реактивные плоские сопла (РПС), передающие взлетную мощность СУ на соответствующие их ОНВ в удвоенной ОВНС-Х1 и их ВТВ в пропульсивно-реактивной системе (ПРС), последние из которых в удвоенной ПРС-R1 создают при этом синхронную реактивную холодную тягу, но и снабжены возможностью преобразования полетной конфигурации палубных соединенных МБСВ/МПСВ после образования их двумя КАС составного крыла и выполнения вертикального или короткого взлета при нормальном или максимальном взлетном весе соответственно с двухвинтового вертолета или винтокрыла с удвоенными и ОВНС-Х1, и ПРС-R1 в реактивный крылатый автожир с авторотирующими ОНВ или самолет с зафиксированными их противовесами и лопастями, размещенными в плане по продольным осям ПКФ соответственно как вперед и назад по полету, так и остановлены при флюгерном положении или нулевом угле установки их лопастей, которые закреплены соответственно вертикально или горизонтально параллельно плоскости симметрии МБСВ/МПСВ с их прямыми КАС, образующими, например, составное КАС с противоположно направленной стреловидностью χ=±45°, имеющее общий размах, определяемый из соотношения: L_OP=R_OHB×а×cos χ=45°, м (где: R_OHB - радиус ОНВ, а - величина перекрытия ОНВ, χ - стреловидность КАС) и его большое удлинение λ=8,0, но и обратно.

Кроме того, в упомянутых МБСВ/МПСВ при выполнении ВВП и зависания вертикальные силы приложения от упомянутых ВТВ, например, с УВТ их ППС и упомянутых ОНВ, равноудаленных в плане от оси симметрии соединенных МБСВ/МПСВ, размещены на поперечных линиях, вынесенных в плане от их центра масс соответственно назад и вперед по полету на расстоянии обратно пропорционально их подъемным тягам, а в каждой упомянутой боковой гондоле каждого их ПКФ ее, например, одна ССТ имеет для отбора ее мощности передний вывод вала, который посредством углового в плане редуктора передает крутящий момент на объединительный крестообразный в плане редуктор, имеющий по продольной оси ПКФ передний и задний выходные валы, которые передают распределенную мощность, например, первый из них и через муфту сцепления на угловой редуктор ОНВ в удвоенной ОВНС-Х1, а второй из них вращательно связан с ВТВ в удвоенной ПРС-R1, а каждое упомянутое ППС их кормовых гондол ПКФ для управления вектором тяги (УВТ) снабжено верхней 27 и нижней 28 стенками, содержащими на их концах прямоугольные в плане люки-сопла с поперечными верхней 29 и нижней 30 поворотными на их осях 31 и 32 в вертикальной плоскости створками, имеющими от осей их поворота длину с их фасками, определяемую из соотношения: L_ств=h_соп/0,707, м (где: h_соп - высота сопла, cos 45°=0,707) и раздельные приводы, обеспечивающие между боковых его стенок 33-34 их отклонение к продольной оси сопла вниз и вверх синхронно Двумя на углы ±22,5°, смыкаясь их фасками, либо одной из них на углы ±22,5° при закрытой другой синфазно или дифференциально соответственно для реверса тяги либо для продольного или поперечного управления либо только нижней створки 30 на угол +45° до соприкосновения ее фаски с поверхностью верхней закрытой створки 29 для изменения направления горизонтальной тяги на вертикальную, а каждый нижний люк-сопло 35 в нижней стенке 28 каждого упомянутого ППС для парирования крутящего момента и изменения балансировки по курсу при раздельном их полете на режимах ВВП и зависания снабжено снизу продольными управляемыми створками-рулями 36, которые после их раскрытия люка-сопла 35 отклоняются от продольной оси ПКФ на углы влево +40°/вправо +40°, при этом малозаметные МБСВ/МПСВ на режимах их ВВП и зависания при удельной нагрузке на мощность адаптивной их СУ, составляющей ρ_N=1,26 кг/л.с, каждая упомянутая ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего систему адаптивного управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности в удвоенной ОВНС-Х1, составляющей с учетом потерь от обдува ПКФ и КАС ρ_BT=1,85, включает режимы работы ССТ как взлетный, так и чрезвычайный режим (BP и ЧР) при отборе 80% и 20% от потребной ее мощности на привод упомянутых ОНВ и ВТВ соответственно как от двух работающих ССТ, так и от одной из работающих ССТ с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности между ОНВ при отказе соответствующей ССТ в КГтД, например, даже в последнем случае после автоматического включения ЧР работы оставшейся в работе ССТ, которая при удельной вертикальной тяговооруженности в удвоенной ОВНС-Х1, составляющей ρ_ВТ=1,07, обеспечит режим аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 минут, 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 ПКФ и дисков вращения ОНВ для относительного их положения относительно уровня земли или поверхности посадочной площадки, а также различных препятствий на пути следящего управляемого его 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 ПКФ с колесным шасси и уровнем земли или поверхностью посадочной площадки; сравнить относительную позицию их ПКФ и несущей их системы с выбранной относительной их позицией; определить скорость автоматического снижения, необходимую для их перемещения в выбранное относительное положение; преобразовать скорость следящего устройства во входы управления полетом; а также обеспечить автоматическое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, а их компьютер управления полетом выполнен как с дополнительным компьютером суммирования данных датчиков, так и с возможностью преобразования данных с каждого датчика в относительное положение, которое определяет на основе глобального положения, а на режимах их ВВП и зависания с составным их КАС изменение балансировки по тангажу, курсу и крену, которое создается изменением соответствующего циклического шага посредством автомата перекоса каждого ОНВ и дифференциальным изменением тяги соответственно левого и правого ОНВ, которые в плане вращаются в противоположном направлении, например, против часовой и по часовой стрелке, причем каждый МБСВ/МПСВ выполнен соответственно без/ с кабиной пилотов, снабженной внутри видеокамерами с автономными манипуляторами, подключаемыми к органам управления МПСВ и возможностью опционального его управления пилотами из двухместной кабины, имеющей катапультируемые в верхнюю полусферу кресла, смонтированные бок о бок, срабатывающие на режимах выполнения ВВП и зависания автоматически после отстрела пиропатронами лопастей ОНВ при аварийной ситуации, а их БСУ оснащена электродистанционной системой управления, реагирующей по меньшей мере на одну из систем автономного управления полетом, дистанционного управления оператором, управления из кабины пилотов и/или их комбинации, а каждый их ПКФ снабжен передней и задними главными стойками с колесами трехопорного шасси, убирающегося вперед по полету в соответствующие их отсеки, имеет на его конце цельно-поворотные кили (ЦПК), отклоненные вниз, но и наружу от плоскости симметрии МБСВ и МПСВ под углом 43° к горизонтали, а каждое их КАС имеет треугольные в плане законцовки с внешними их сторонами, размещенными параллельно их оси симметрии, выполнено с концевыми частями, складываемыми на стоянке вверх и назад по полету или верх и перпендикулярно к оси симметрии МБСВ и МПСВ, размещаясь над их ПКФ, при их раздельном размещении в ангаре упомянутого АНЛ с установленными во флюгерное положение лопастями их ОНВ и наравне со сложенными их килями вверх или вниз уменьшают в 6,4…6,6 раза стояночную их площадь от взлетной, причем стратегические МПСВ и МБСВ, несущие под их составным КАС по одной авиационной крылатой ракете (АКР) воздух-поверхность типа Х-101, образующие после их запуска автономные рои АКР с буксируемыми ложными их целями, использующие маловысотный профиль их полета и систему их самообороны- станцию активных электронных помех, повышают дальность их действия, используя технологию ВВП/КВВП, соответственно до 8125/10345 км, но и поражающую возможность, создают безопасную авиазону между АНЛ и ПВО цели, а их ПКФ для внутреннего вооружения имеют одно- и двухстворчатые соответственно боковые и нижние отсеки, ПУ которых с закрепленными на них УР воздух-воздух типа Р-77 и противокорабельную ракету (ПКР) типа Х-38М смонтированы на внутренних сторонах створок и внутри отсеков соответственно, а под пилоном их составного КАС, неся упомянутую СЦН- топливный бак, позволит, используя его топливо, долететь каждой их паре в авиагруппе до надводной цели, затем, разделяясь и атакуя ее роем, повысить поражающую возможность и дальность полета ПКР типа Х-38М с 40 км до 1830 км, при этом тяжеловооруженные МБСВ/МПСВ, несущие под пилоном составного их КАС гиперзвуковую ПКР Х-47М2 «Кинжал» или ПКР типа Х-32, обеспечивают ее управляемый запуск на сверхзвуковой скорости и высоте 15 км и позволят достичь дальности ее полета до 2160/3570 км или 1860/3270 км, используя технологии ВВП/КВВП, соответственно, причем планер МПСВ И МБСВ выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а каждый их ПКФ имеет от пирамидальной носовой их части скошенные по всей их длине боковые стороны, образующие с упомянутыми боковыми воздухозаборниками при виде спереди пяти- или шестигранное поперечное сечение, уменьшающее эффективную площадь рассеивания, но и радиолокационную и визуальную заметность, а в их ПКФ упомянутые боковые воздухозаборники, не имеющие пластинчатого отсекателя пограничного слоя и внутренних подвижных регулирующих элементов, выполнены и для отведения пограничного слоя, и повышения коэффициента восстановления полного давления как без щели для слива пограничного слоя, и экранирования лопаток компрессора ССТ и ВТВ их упомянутых КГтД в адаптивной СУ, изменяющей объем воздуха который, обеспечивая большую тягу и топливную эффективность, проходит через ССТ и ВТВ, но и каждый для двух последних включает соответствующие рампы, каждая из которых сжимает поток и формирует коническое его течение, при этом электронно-оптический датчик (ЭОД), предназначенный для обнаружения и идентификации цели, имеет приемную часть ЭОД, которая закрывается сверху сапфировым стеклом, устанавливается перед кабиной МПСВ сверху носовой части правого ПКФ и с радаром последнего обеспечивает на больших, безопасных расстояниях целеуказание и управление оружейными нагрузками как своими, так и МБСВ с наведением на цель АКР и ПКР класса воздух-поверхность и УР воздух-воздух, но и его совместного использования в составе авиационной группы в качестве головного МПСВ, например, с одним предыдущим и более чем одним из последующих ведомых МБСВ, причем упомянутый АНЛ имеющий асимметричный корпус, выполнен с двухосадочной его схемой, позволяющей использовать осадку в диапазоне от 8,5 до 10,5 м для увеличения ледопроходимости и выполнения специальных задач на мелководье и устье рек, снабженный движительным комплексом, состоящим из пары основных и пары дополнительных соответственно кормовых и носовых винто-рулевых колонок (ВРК), каждая из которых, работая независимо и повышая эффективность маневрирования в любом направлении и даже вращения на месте, может как поворачиваться в горизонтальной плоскости на 360°, так и оснащена встроенным высокомоментным электродвигателем постоянного тока с соответствующим гребным винтом фиксированного шага (ВФШ), смонтированным непосредственно на валу внутри гондолы полноповоротной ВРК, причем установка носовых ВРК на АНЛ обеспечивает высокую маневренность в ледовых условиях, но и на чистой воде, что очень важно в зонах с ограниченным водным пространством, но и, достигая эффекта размывания льда работой этих ВФШ как снижает прочность льда и повышает способность прохождения торосов, так и оказывает вредное воздействие на работу кормовых ВРК, при этом для повышения эффективности пропульсивной установки упомянутого АНЛ пара носовых ВРК, которые, обеспечивая эффект расхождения векторов их тяги от продольной оси АНЛ, развернуты под углом друг к другу на эффективный упор АНЛ в режиме создания тягового усилия, причем пропульсивная установка с четырьмя ВРК и четырьмя джойстиками управления объединены в одном мостике с установкой двух навигационных мостиков- основного и дублирующего для управления атомным АНЛ во время хода и визуального контроля, улучшающего со второго мостика панорамный обзор при его движении косым ходом.

Кроме того, для транс- либо сверхзвукового режима полета соединенных МПСВ/МБСВ, достигая маршевой тяговоуроженности первого уровня - 0,22 или второго - 0,26 либо третьего уровня - 0,5 или четвертого - 0,61, используется соответственно 22% или 27% либо 72% или 100% мощности их СУ на высоте полета 15 км с упомянутым составным КАС обеспечивается скорость 0,894 Маха (М) или М=0,988 либо сверхзвуковая скорость М=1,12 или М=1,3 соответственно, а каждая их упомянутая ССТ снабжена ее упомянутым РПС с форсажной камерой, используемой на самолетных взлетных и сверхзвуковых режимах полета с передними перед ее компрессором и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками упомянутой боковой гондолы для дополнительного в нее подвода воздуха, что позволит при нормальном/максимальном взлетном их весе на высоте полета 15 км повысить тяговоуроженность их упомянутой СУ с 0,61/0,52 до 0,78/0,68 и достичь сверхзвуковой скорости полета М=1,5/М=1,4 соответственно, при этом отсутствие застекления лобовых окон или всех окон в кабине пилотов МПСВ позволит увеличить жесткость ПКФ и снизить толщину обшивки и, как следствие, уменьшить его массу, причем планер МПСВ с герметичной кабиной, имеющей автоматически сбрасываемый непрозрачный броне-фонарь для катапультирования пилотов и средства отображения цифрового изображения, представляющего часть внешней сцены, включающей окружающую среду, простирающуюся вперед и достаточную для пилотирования, оснащен множеством видеокамер, ИК-датчиков и видео датчиков, обеспечивающих сенсорную съемку, фиксирующими в передней и задней полусферах все события на 360°, при этом для управления МПСВ в режиме реального времени изображение проходит цифровую корректировку и отображается модулем распределения видео на дисплеях кабины пилотов, делая ее обшивку или прозрачной, или видны на нашлемных дисплеях пилотов, которые, образуя общие окна просмотра, подключены к первому и второму процессорам расширенной системы зрения, сконфигурированы для ношения первым и вторым пилотом соответственно, причем первое и второе общие окна просмотра и выделенные отображенные линии визирования видны на первом и втором нашлемных дисплеях пилотов соответственно.

Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить ударно-стратегический КАРА, имеющий группу аппаратов вертикального взлета и посадки, включающую более чем два модульных беспилотных самолета-вертолета (МБСВ) с более чем парой модульных пилотируемых самолетов-вертолетов (МПСВ), используемых попарно как одного типа совместно, так и в их комбинации, но и более чем с одной вертолетной площадки упомянутого АНЛ, причем в комбинации двух МБСВ/МПСВ, содержащих крылья асимметричной стреловидности (КАС), имеющие как на правой/левой законцовках соответственно левого МБСВ/правого МПСВ их механизмы крепления и расцепления, образующие составное крыло и разъемно соединяющие их консоли с по меньшей мере одним подкрыльным пилоном или верхним обтекателем совместно ими переносимой съемной целевой нагрузки (СЦН) - упомянутой УР и после ее запуска одновременно отделяемые, например, от обтекателя УР в полете или после посадки соответственно с последующим раздельным или совместным их возвратом и автоматической вертикальной их посадкой на палубу упомянутого АНЛ, так и по передней кромке различную стреловидность, образующую при соединении соответствующих консолей КАС, например, с верхним обтекателем упомянутой УР так, что от центра масс последней концевые хорды внешних двух их консолей вынесены вперед или назад либо назад и вперед по полету, образуя от продольной оси упомянутой УР соответственно составное крыло обратной или прямой либо асимметричной стреловидности соответственно с углом χ=-45° или χ=+45° либо χ=±45°, но и две одновинтовые несущие Схемы (ОВНС), используемые при вертикальном или коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), включающие однолопастные несущие винты (ОНВ) с профилированными противовесами, жестким креплением их лопастей, смонтированные на валах профилированных пилонов каждого подкрыльного фюзеляжа (ПКФ), левый/правый из которых выполнены с автоматами Их перекоса, возможностью изменения общего и циклического их шага и автоматической установки их лопастей в положение их авторотации, но и свободного их вращения с перекрытием равным а=2,6…2,7 в поперечной группе ОНВ при прохождении лопастей одного ОНВ перед лопастью другого так, чтобы наступающие их лопасти на режимах ВВП и зависания проходили над правым/левым бортом левого/правого ПКФ соответственно от кормовой его части к носовой и создавали гармоничное сочетание поперечного и продольного управления при равном удалении в плане осей их вращения от центра масс и продольных осей упомянутой УР и их ПКФ, но и по меньшей мере два комбинированных газотурбинных двигателя (КГтД), выполненных в виде двухконтурных реактивных двигателей, содержащих как выносные трехступенчатые вентиляторы (ВТВ) в кольцевых обтекателях (КО) кормовых гондол ПКФ, смонтированных вдоль продольных их осей с их реактивными круглыми или прямоугольными плоскими соплами (ППС), вынесенными за заднюю кромку КАС, выполненными с управлением вектора тяги (УВТ), обеспечивающими создание вертикальной/наклонной или горизонтальной тяги при выполнении ВВП/КВП или поступательного полета соответственно, так и более чем две свободные силовые турбины (ССТ), смонтированные побортно каждого ПКФ в боковых гондолах с их воздухозаборниками, питающими ВТВ и ССТ, имеющих реактивные плоские сопла (РПС), передающие взлетную мощность СУ на соответствующие их ОНВ в удвоенной ОВНС-Х1 и их ВТВ в пропульсивно-реактивной системе (ПРС), последние из которых в удвоенной ПРС-R1 создают при этом синхронную реактивную холодную тягу, но и снабжены возможностью преобразования полетной конфигурации палубных соединенных МБСВ/МПСВ после образования их двумя КАС состанного крыла и выполнения вертикального или короткого взлета при нормальном или максимальном взлетном весе соответственно с двухвинтового вертолета или винтокрыла с удвоенными и ОВНС-Х1, и ПРС-R1 в реактивный крылатый автожир с авторотирующими ОНВ или самолет с зафиксированными их противовесами и лопастями, размещенными в плане по продольным осям ПКФ соответственно как вперед и назад по полету, так и остановлены при флюгерном положении или нулевом угле установки их лопастей, которые закреплены соответственно вертикально или горизонтально параллельно плоскости симметрии МБСВ/МПСВ с их прямыми КАС, образующими, например, составное КАС с противоположно направленной стреловидностью χ=±45°, имеющее общий размах, определяемый из соотношения: L_OP=R_OHB×а×cos χ=45°, м (где: R_OHB - радиус ОНВ, а - величина перекрытия ОНВ, χ - стреловидность КАС) и его большое удлинение λ=8,0, но и обратно. Все это позволит в ударном КАРА с соединенными МБСВ/МПСВ, имеющими КАС с двумя ПКФ, упростить их управляемость и обеспечить ее стабильность. В случае отказа одной из ССТ на режимах ВВП в их СУ ее КГтД выполнены с автоматическим выравниванием и равным перераспределением при этом оставшейся мощности ССТ между ОНВ, что повышает безопасность. Составное КАС с разнонаправленной χ=±45° стреловидностью обеспечит на режимах полета автожира/самолета скорости 750/950…1050 км/ч, а на сверхзвуковой скорости М=1,12…M=1,3 уменьшит волновое сопротивление в 2,8 раза в сравнении со стреловидным крылом χ=+45° (см. патент US 3737121 А, NASA).

Предлагаемое изобретение ударно-стратегической КАРА с палубными соединенными МБСВ/МПСВ, имеющими в предпочтительном варианте прямое составное КАС с разнонаправленной стреловидностью χ=±45°, правая/левая консоли которых состыкованы с верхним обтекателем гиперзвуковой ПКР типа Х-47М2 «Кинжал», два ПКФ с их КГтД, имеющими ППС с УВТ и приводящими два ОНВ и/или два ВТВ, иллюстрируется на общих видах спереди/сверху и спереди соответственно фиг. 1/2 и фиг. 3:

фиг. 1/2 в конфигурации самолета/вертолета с КГтД, приводящими для создания горизонтальной тяги два ВТВ/вертикальной тяги два ОНВ соответственно на режимах скоростного полета с зафиксированными лопастями, размещенными по продольной оси ПКФ/работающими ОНВ при ВВП и зависании с двумя ПКФ, правый из них показан с боковой створкой условно пунктиром с ПУ УР класса воздух-воздух;

фиг. 3 в конфигурации двух самолетов, отделяемых в полете от обтекателя УР после ее запуска, для раздельного возврата МБСВ/МПСВ и автоматической вертикальной посадки на палубу АНЛ каждого из них как вертолета ОВНС-Х1 с ППС и УВТ, ОНВ и автоматом Перекоса, изменяющим балансировку по тангажу, курсу и крену.

Ударный КАРА с соединенными МБСВ/МПСВ, выполненными с планером из алюминиевых сплавов и композитного углепластика и удвоенными ОВНС-Х1 и ПРС-R1, представлен на фиг. ЬЗ левым МБСВ с ПКФ 1/правым МПСВ с ПКФ 2, имеющим левую 3 и правую 4 консоли КАС 3-4/левую 5 и правую 6 консоли КАС 5-6 с их стреловидностью χ=+45° и χ=-45° соответственно, которые снабжены по всему размаху закрылками 7 с внешними флапперонами 8 и треугольными в плане законцовками 9 с внешними их сторонами, размещенными параллельно оси симметрии. Консоли 3/5 прямых КАС 3-4/КАС 5-6 имеют механизмы крепления и расцепления (на фиг. 1-3 не показано), образующие составное КАС 3-4/5-6 и разъемно соединяющие их консоли с верхним обтекателем 10 совместно ими переносимой УР 11, но и одновременно отделяемые от нее в полете для ее запуска с последующим раздельным возвратом и автоматической вертикальной их посадкой на палубу АНЛ. Левый 1/правый 2 ПКФ с боковыми воздухозаборниками 12 имеют на их концах цельно-поворотные кили (ЦПК) 13, отклоненные вниз под углом 43° к горизонтали и наружу от плоскости симметрии. На ПКФ 1/2 смонтированы профилированные пилоны 14 с валами (на фиг. 1-3 не показано) левого 15/правого 16 ОНВ с их противовесами 17, которые при выполнении ВВП вращаются в противоположном направлении соответственно против часовой и по часовой стрелке (см. фиг. 2). Каждый ПКФ 1/2 снабжен передней и задними главными стойками с колесами трехопорного шасси, убирающегося вперед по полету в их отсеки, и содержит в кормовых гондолах (на фиг. 1-3 не показано) их КГтД, каждый из которых содержит внешний и внутренний контуры соответственно с ВТВ в ПРС-R1 и ССТ в боковых гондолах 18, имеющих реактивные плоские сопла (РПС) 19 с горячим потоком воздуха, но и передние 20 и задние 21 управляемые створки для дополнительного в них подвода воздуха на форсажных режимах работы, выполнены с передним выводом вала для отбора мощности от ССТ и возможностью передачи мощности от нее на крестообразный редуктор (на фиг. 1-3 не показаны), перераспределяющий 40% и 40%, но и 72% и 100% от взлетной мощности адаптивной СУ соответственно при выполнении ВВП и зависания между угловыми редукторами ОНВ 15-16 в удвоенной ОВНС-Х1, но и при крейсерском полете на ВТВ в удвоенной ПРС-R1. Два КГтД с ВТВ имеют реактивные ППС 22 с УВТ и холодным потоком воздуха.

Управление соединенными МБСВ/МПСВ обеспечивается общим, дифференциальным и циклическим Изменением шага ОНВ 15-16, отклонением ЦПК 13 и ППС 22 с УВТ. При горизонтальном полете в конфигурации реактивного автожира или самолета подъемная сила создается соответственно авторотирующими ОНВ 15-16 с составным КАС 3-4/5-6 или составным КАС 3-4/5-6 (см. фиг. 1), маршевая реактивная тяга - в удвоенной ПРС-R1 через ППС 22 в КГтД и на форсаже через РПС 19, смонтированных в боковых гондолах 18, на режиме перехода - составным КАС 3-4/5-6 с ОНВ 15-16. После создания подъемной тяги ОНВ 15-16, выполненными с жестким креплением лопастей, обеспечиваются режимы ВВП или КВП при создании реактивными ППС 22 требуемой маршевой тяги для поступательного полета (см. фиг. 2). При выполнении ВВП и зависания изменение балансировки по тангажу, курсу и крену обеспечивается изменением соответствующего циклического шага посредством автомата перекоса ОНВ 15-16 и общего их шага соответственно (см. фиг. 2). После вертикального взлета и набора высоты выполняется разгонный полет на скоростях более 300…350 км/ч и уменьшаются обороты вращения ОНВ 15-16. По мере разгона с ростом подъемной силы составного КАС 3-4/5-6 подъемная сила ОНВ 15-16 уменьшается. При достижении скорости до 400…450 км/ч и для перехода на самолетный режим полета лопасти ОНВ 15-16 синхронно останавливаются и фиксируются по продольным осям ПКФ (см. фиг. 1). БСУ МПСВ обеспечивает как опциональное его управления пилотами из правой двухместной кабины 23 без застекления ее окон, так и целеуказание - радаром с АФАР 24 и ЭОД 25, которые смонтированы на правом ПКФ 2.

Составное КАС 3-4/5-6 соединяется с верхним обтекателем 10, который крепится с возможностью его автоматического отделения и сброса от верхней поверхности, например, гиперзвуковой ПКР 11 (см. фиг. 3) типа Х-47М2 «Кинжал» после ее запуска. Каждый боковой воздухозаборник 12 его КГтД выполнен без пластинчатого отсекателя пограничного слоя и имеет коническое тело 26, сжимающее поток и формирующее коническое его течение, но и экранирующее ВТВ в КГтД. Каждое ППС 22 с УВТ выполнено с верхней 27 и нижней 28 стенками, имеющими на их концах прямоугольные в плане люки-сопла с поперечными верхней 29 и нижней 30 поворотными на их осях 31 и 32 в вертикальной плоскости створками, имеющими раздельные приводы, обеспечивающие их отклонение к продольной оси сопла и между боковых его стенок 33-34 соответственно вниз и вверх синхронно двумя на углы ±22,5° либо одной из них на углы ±22,5° синфазно или дифференциально при закрытой другой (см. фиг. 2 вид А, при реверсе). При горизонтальном полете соединенных МБСВ/МПСВ изменение их балансировки по тангажу и курсу или крену обеспечивается отклонением соответственно синхронным и асинхронным ЦПК 13 или дифференциальным внешних флапперонов 8 или верхних 29 и нижних 30 створок их ППС 22 (см. фиг. 2).

Таким образом, соединенные МБСВ/МПСВ, имеющие КГтД, приводящие для создания вертикальной тяги ОНВ и ВТВ с УВТ их ППС или горизонтальной тяги ВТВ с работающими ОНВ или зафиксированными их лопастями, представляют собой турбовинтовентиляторный конвертоплан с холодными потоками воздуха от ОНВ в удвоенных ОВНС-Х1 и реактивной холодной струи сжатого воздуха от ППС в удвоенных ПРС-R1 при ВВП и при крейсерском полете. Составное их КАС со стреловидностью χ=±45° увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ, особенно, на сверхзвуковых скоростях М=1,2. Система синхронизации каскада ССТ в их КГтД оснащена последовательно соединенными блоком приведения давления в компрессоре их ССТ, блоком формирования заданного значения частоты вращения и углового положения лопаток их ССТ и исполнительными органами, которые обеспечивают заданный расход топлива, формирующий требуемую мощность, и корректируют угловое рассогласование лопаток в каскаде ССТ, исключающее механическую синхронизацию сдвоенных ОВНСОП. Ударно-стратегический КАРА с палубными (см. табл. 1) МБСВ-3,95/МПСВ-4,15, несущими в ПКФ по -\6/2\2 шт. УР типа P-37M\P-77 и под составным КАС по 2/1 СКР типа Х-555/Х-102, позволяющими при использовании складывающихся на стоянке КАС и килей повысить в 2 раза раздельную их вместимость на АНЛ, но и четвертого уровня так называемого manned and unmanned teaming (MUM-T) получать пилотам МПСВ не только реальные сенсорные изображения с ведомых МБСВ, а также управлять оружейными нагрузками, их навигацией и глобальным позиционированием с созданием безопасной авиазоны между ПВО цели и атомным АНЛ, освоенным на платформе двухосадочной схемы ледокола проекта 22220.

Соединенным МБСВ/МПСВ, несущим в их ПКФ по 2\2 штуке ГЖРУУР типа X-38M\P-77 и под составным КАС подвесной топливный бак, позволит, используя его топливо, долететь нескольким их парам до надводной цели, затем, разделяясь и атакуя ее роем, улучшить успешность выполнения противокорабельной операции. Вертолетоносец проекта 23900 с МБСВ-3,95 и МПСВ-4,15, несущие ПКР Х-47М2 «Кинжал», позволит создать тяжелый противокорабельный КАРА. Возможное освоение на базе четырех ТВаД мод. ТВ7-117В тяжелых МБСВ-6,0 и МПСВ-5,6, несущих гиперзвуковые ПКР Х-32 или противоспутниковые ракеты 95М6 «Контакт», базирующихся на кораблях измерительного комплекса, которые обеспечат их управляемый запуск на сверхзвуковой скорости и высоте 15 км и позволят, используя технологии ВВП/КВП, увеличить дальность их полета до 1600/3207 или 1900/3507 км, но и создать глобальную противоспутниковую систему в Индийском, Тихом и Атлантическом океанах.

Формула изобретения

1. Комплекс арктический ракетно-авиационный (КАРА), содержащий авианесущий ледокол (АНЛ) с реактивными беспилотными летательными аппаратами (БЛА), имеющими крыло, фюзеляж с пусковым устройством (ПУ) управляемой ракеты (УР), двигатель силовой установки (СУ) и бортовую систему управления (БСУ), отличающийся тем, что он имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки, включающую более чем два модульных беспилотных самолета-вертолета (МБСВ) с более чем парой модульных пилотируемых самолетов-вертолетов (МПСВ), используемых попарно как одного типа совместно, так и в их комбинации, но и более чем с одной вертолетной площадки упомянутого АНЛ, причем в комбинации двух палубных МБСВ/МПСВ, содержащих крылья асимметричной стреловидности (КАС), имеющие как на правой/левой законцовках соответственно левого МБСВ/правого МПСВ их механизмы крепления и расцепления, образующие составное крыло и разъемно соединяющие их консоли с по меньшей мере одним подкрыльным пилоном или верхним обтекателем совместно ими переносимой съемной целевой нагрузки (СЦН) - упомянутой УР и после ее запуска одновременно отделяемые, например, от обтекателя УР в полете или после посадки соответственно с последующим раздельным или совместным их возвратом и автоматической вертикальной их посадкой на палубу упомянутого АНЛ, так и по передней кромке различную стреловидность, образующую при соединении соответствующих консолей КАС, например, с верхним обтекателем упомянутой УР так, что от центра масс последней концевые хорды внешних двух их консолей вынесены вперед или назад либо назад и вперед по полету, образуя от продольной оси упомянутой УР соответственно составное крыло обратной или прямой либо асимметричной стреловидности соответственно с углом χ=-45° или χ=+45° либо χ=±45°, но и две одновинтовые несущие схемы (ОВНС), используемые при вертикальном или коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), включающие однолопастные несущие винты (OHB) с профилированными противовесами, жестким креплением их лопастей, смонтированные на валах профилированных пилонов каждого подкрыльного фюзеляжа (ПКФ), левый/правый из которых выполнены с автоматами их перекоса, возможностью изменения общего и циклического их шага и автоматической установки их лопастей в положение их авторотации, но и свободного их вращения с перекрытием равным а=2,6…2,7 в поперечной группе ОНВ при прохождении лопастей одного ОНВ перед лопастью другого так, чтобы наступающие их лопасти на режимах ВВП и зависания проходили над правым/левым бортом левого/правого ПКФ соответственно от кормовой его части к носовой и создавали гармоничное сочетание поперечного и продольного управления при равном удалении в плане осей их вращения от центра масс и продольных осей упомянутой УР и их ПКФ, но и по меньшей мере два комбинированных газотурбинных двигателя (КГтД), выполненных в виде двухконтурных реактивных двигателей, содержащих как выносные трехступенчатые вентиляторы (ВТВ) в кольцевых обтекателях (КО) кормовых гондол ПКФ, смонтированных вдоль продольных их осей с их реактивными круглыми или прямоугольными плоскими соплами (ППС), вынесенными за заднюю кромку КАС, выполненными с управлением вектора тяги (УВТ), обеспечивающими создание вертикальной/наклонной или горизонтальной тяги при выполнении ВВП/КВП или поступательного полета соответственно, так и более чем две свободные силовые турбины (ССТ), смонтированные побортно каждого ПКФ в боковых гондолах с их воздухозаборниками, питающими ВТВ и ССТ, имеющих реактивные плоские сопла (РПС), передающие взлетную мощность СУ на соответствующие их ОНВ в удвоенной ОВНС-Х1 и их ВТВ в пропульсивно-реактивной системе (ПРС), последние из которых в удвоенной ПРС-R1 создают при этом синхронную реактивную холодную тягу, но и снабжены возможностью преобразования полетной конфигурации соединенных МБСВ/МПСВ после образования их двумя КАС составного крыла и выполнения вертикального или короткого взлета при нормальном или максимальном взлетном весе соответственно с двухвинтового вертолета или винтокрыла с удвоенными и ОВНС-Х1, и ПРС-R1 в реактивный крылатый автожир с авторотирующими ОНВ или самолет с зафиксированными их противовесами и лопастями, размещенными в плане по продольным осям ПКФ соответственно как вперед и назад по полету, так и остановлены при флюгерном положении или нулевом угле установки их лопастей, которые закреплены соответственно вертикально или горизонтально параллельно плоскости симметрии МБСВ/МПСВ с их прямыми КАС, образующими, например, составное КАС с противоположно направленной стреловидностью χ=±45°, имеющее общий размах, определяемый из соотношения: L_OP=R_OHB×а×cos χ=45°, м (где: R_OHB - радиус ОНВ, а - величина перекрытия ОНВ, χ - стреловидность КАС) и его большое удлинение λ=8,0, но и обратно.

2. КАРА по п. 1, отличающийся тем, что при выполнении ВВП и зависания вертикальные силы приложения от упомянутых ВТВ, например, с УВТ их ППС и упомянутых ОНВ, равноудаленных в плане от оси симметрии соединенных МБСВ/МПСВ, размещены на поперечных линиях, вынесенных в плане от их центра масс соответственно назад и вперед по полету на расстоянии обратно пропорционально их подъемным тягам, а в каждой упомянутой боковой гондоле каждого их ПКФ ее, например, одна ССТ имеет для отбора ее мощности передний вывод вала, который посредством углового в плане редуктора передает крутящий момент на объединительный крестообразный в плане редуктор, имеющий по продольной оси ПКФ передний и задний выходные валы, которые передают распределенную мощность, например, первый из них и через муфту сцепления на угловой редуктор ОНВ в удвоенной ОВНС-ХТ, а второй из них вращательно связан с ВТВ в удвоенной ПРС-R1, а каждое упомянутое ППС их кормовых гондол ПКФ для управления вектором тяги (УВТ) снабжено верхней 27 и нижней 28 стенками, содержащими на их концах прямоугольные в плане люки-сопла с поперечными верхней 29 и нижней 30 поворотными на их осях 31 и 32 в вертикальной плоскости створками, имеющими от осей их поворота длину с их фасками, определяемую из соотношения: L_ств=h_соп/0,707, м (где: h_соп - высота сопла, cos 45°=0,707) и раздельные приводы, обеспечивающие между боковых его стенок 33-34 их отклонение к продольной оси сопла вниз и вверх синхронно двумя на углы ±22,5°, смыкаясь их фасками, либо одной из них на углы ±22,5° при закрытой другой синфазно или дифференциально соответственно для реверса тяги либо для продольного или поперечного управления либо только нижней створки 30 на угол +45° до соприкосновения ее фаски с поверхностью верхней закрытой створки 29 для изменения направления горизонтальной тяги на вертикальную, а каждый нижний люк-сопло 35 в нижней стенке 28 каждого упомянутого ППС для парирования крутящего момента и изменения балансировки по курсу при раздельном их полете на режимах ВВП и зависания снабжено снизу продольными управляемыми створками-рулями 36, которые после их раскрытия люка-сопла 35 отклоняются от продольной оси ПКФ на углы влево +40°/право +40°, при этом малозаметные МБСВ/МПСВ на режимах их ВВП и зависания при удельной нагрузке на мощность адаптивной их СУ, составляющей ρ_N=1,26 кг/л.с, каждая упомянутая ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего систему адаптивного управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности в удвоенной OBHC-X1, составляющей с учетом потерь от обдува ПКФ и КАС ρ_ВТ=1,85, включает режимы работы ССТ как взлетный, так и чрезвычайный режим (BP и ЧР) при отборе 80% и 20% от потребной ее мощности на привод упомянутых ОНВ и ВТВ соответственно как от двух работающих ССТ, так и от одной из работающих ССТ с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности между ОНВ при отказе соответствующей ССТ в КГтД, например, даже в последнем случае после автоматического включения ЧР работы оставшейся в работе ССТ, которая при удельной вертикальной тяговооруженности в удвоенной ОВНС-Х1, составляющей ρ_ВТ=1,07, обеспечит режим аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 минут, 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 ПКФ и дисков вращения ОНВ для относительного их положения относительно уровня земли или поверхности посадочной площадки, а также различных препятствий на пути следящего управляемого его 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 ПКФ с колесным шасси и уровнем земли или поверхностью посадочной площадки; сравнить относительную позицию их ПКФ и несущей их системы с выбранной относительной их позицией; определить скорость автоматического снижения, необходимую для их перемещения в выбранное относительное положение; преобразовать скорость следящего устройства во входы управления полетом; а также обеспечить автоматическое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, а их компьютер управления полетом выполнен как с дополнительным компьютером суммирования данных датчиков, так и с возможностью преобразования данных с каждого датчика в относительное положение, которое определяет на основе глобального положения, а на режимах их ВВП и зависания с составным их КАС изменение балансировки по тангажу, курсу и крену, которое создается изменением соответствующего циклического шага посредством автомата перекоса каждого ОНВ и дифференциальным изменением тяги соответственно левого и правого ОНВ, которые в плане вращаются в противоположном направлении, например, против часовой и по часовой стрелке, причем каждый МБСВ/МПСВ выполнен соответственно без/с кабиной пилотов, снабженной внутри видеокамерами с автономными манипуляторами, подключаемыми к органам управления МПСВ и возможностью опционального его управления пилотами из двухместной кабины, имеющей катапультируемые в верхнюю полусферу кресла, смонтированные бок о бок, срабатывающие на режимах выполнения ВВП и зависания автоматически после отстрела пиропатронами лопастей ОНВ при аварийной ситуации, а их БСУ оснащена электродистанционной системой управления, реагирующей по меньшей мере на одну из систем автономного управления полетом, дистанционного управления оператором, управления из кабины пилотов и/или их комбинации, а каждый их ПКФ снабжен передней и задними главными стойками с колесами трехопорного шасси, убирающегося вперед по полету в соответствующие их отсеки, имеет на его конце цельно-поворотные кили (ЦПК), отклоненные вниз, но и наружу от плоскости симметрии МБСВ и МПСВ под углом 43° к горизонтали, а каждое их КАС имеет треугольные в плане законцовки с внешними их сторонами, размещенными параллельно их оси симметрии, выполнено с концевыми частями, складываемыми на стоянке вверх и назад по полету или верх и перпендикулярно к оси симметрии МБСВ и МПСВ, размещаясь над их ПКФ, при их раздельном размещении в ангаре упомянутого АНЛ с установленными во флюгерное положение лопастями их ОНВ и наравне со сложенными их килями вверх или вниз уменьшают в 6,4…6,6 раза стояночную их площадь от взлетной, причем стратегические МПСВ и МБСВ, несущие под их составным КАС по одной авиационной крылатой ракете (АКР) воздух-поверхность типа Х-101, образующие после их запуска автономные рои АКР с буксируемыми ложными их целями, использующие маловысотный профиль их полета и систему их самообороны - станцию активных электронных помех, повышают дальность их действия, используя технологию ВВП/КВВП, соответственно до 8125/10345 км, но и поражающую возможность, создают безопасную авиазону между АНЛ и ПВО цели, а их ПКФ для внутреннего вооружения имеют одно- и двухстворчатые соответственно боковые и нижние отсеки, ПУ которых с закрепленными на них УР воздух-воздух типа Р-77 и противокорабельную ракету (ПКР) типа Х-38М смонтированы на внутренних сторонах створок и внутри отсеков соответственно, а под пилоном их составного КАС, неся упомянутую СЦН - топливный бак, позволит, используя его топливо, долететь каждой их паре в авиагруппе до надводной цели, затем, разделяясь и атакуя ее роем, повысить поражающую возможность и дальность полета ПКР типа Х-38М с 40 км до 1830 км, при этом тяжеловооруженные МБСВ/МПСВ, несущие под пилоном составного их КАС гиперзвуковую ПКР Х-47М2 «Кинжал» или ПКР типа Х-32, обеспечивают ее управляемый запуск на сверхзвуковой скорости и высоте 15 км и позволят достичь дальности ее полета до 2160/3570 км или 1860/3270 км, используя технологии ВВП/КВВП, соответственно, причем планер МПСВ и МБСВ выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а каждый их ПКФ имеет от пирамидальной носовой их части скошенные по всей их длине боковое стороны, образующие с упомянутыми боковыми воздухозаборниками при виде спереди пяти- или шестигранное поперечное сечение, уменьшающее эффективную площадь рассеивания, но и радиолокационную и визуальную заметность, а в их ПКФ упомянутые боковые воздухозаборники, не имеющие пластинчатого отсекателя пограничного слоя и внутренних подвижных регулирующих элементов, выполнены и для отведения пограничного слоя, и повышения коэффициента восстановления полного давления как без щели для слива пограничного слоя, и экранирования лопаток компрессора ССТ и ВТВ их упомянутых КГтД в адаптивной СУ, изменяющей объем воздуха который, обеспечивая большую тягу и топливную эффективность, проходит через ССТ и ВТВ, но и каждый для двух последних включает соответствующие рампы, каждая из которых сжимает поток и формирует коническое его течение, при этом электронно-оптический датчик (ЭОД), предназначенный для обнаружения и идентификации цели, имеет приемную часть ЭОД, которая закрывается сверху сапфировым стеклом, устанавливается перед кабиной МПСВ сверху носовой части правого ПКФ и с радаром последнего обеспечивает на больших, безопасных расстояниях целеуказание и управление оружейными нагрузками как своими, так и МБСВ с наведением на цель АКР и ПКР класса воздух-поверхность и УР воздух-воздух, но и его совместного использования в составе авиационной группы в качестве головного МПСВ, например, с одним предыдущим и более чем одним из последующих ведомых МБСВ, причем упомянутый АНЛ имеющий асимметричный корпус, выполнен с двухосадочной его схемой, позволяющей использовать осадку в диапазоне от 8,5 до 10,5 м для увеличения ледопроходимости и выполнения специальных задач на мелководье и устье рек, снабженный движительным комплексом, состоящим из пары основных и пары дополнительных соответственно кормовых и носовых винто-рулевых колонок (ВРК), каждая из которых, работая независимо и повышая эффективность маневрирования в любом направлении и даже вращения на месте, может как поворачиваться в горизонтальной плоскости на 360°, так и оснащена встроенным высокомоментным электродвигателем постоянного тока с соответствующим гребным винтом фиксированного шага (ВФШ), смонтированным непосредственно на валу внутри гондолы полноповоротной ВРК, причем установка носовых ВРК на АНЛ обеспечивает высокую маневренность в ледовых условиях, но и на чистой воде, что очень важно в зонах с ограниченным водным пространством, но и, достигая эффекта размывания льда работой этих ВФШ как снижает прочность льда и повышает способность прохождения торосов, так и оказывает вредное воздействие на работу кормовых ВРК, при этом для повышения эффективности пропульсивной установки упомянутого АНЛ пара носовых ВРК, которые, обеспечивая эффект расхождения векторов их тяги от продольной оси АНЛ, развернуты под углом друг к другу на эффективный упор АНЛ в режиме создания тягового усилия, причем пропульсивная установка с четырьмя ВРК и четырьмя джойстиками управления объединены в одном мостике с установкой двух навигационных мостиков - основного и дублирующего для управления атомным АНЛ во время хода и визуального контроля, улучшающего со второго мостика панорамный обзор при его движении косым ходом.

3. КАРА по любому из пп. 1, 2, отличающийся тем, что для транс- либо сверхзвукового режима полета соединенных МПСВ/МБСВ, достигая маршевой тяговооруженности первого уровня - 0,22 или второго - 0,26 либо третьего уровня - 0,5 или четвертого - 0,61, используется соответственно 22% или 27% либо 72% или 100% мощности их СУ на высоте полета 15 км с упомянутым составным КАС обеспечивается скорость 0,894 Маха (М) или М=0,988 либо сверхзвуковая скорость М=1,12 или М-1,3 соответственно, а каждая их упомянутая ССТ снабжена ее упомянутым РПС с форсажной камерой, используемой на самолетных взлетных и сверхзвуковых режимах полета с передними перед ее компрессором и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками упомянутой боковой гондолы для дополнительного в нее подвода воздуха, что позволит при нормальном/максимальном взлетном их весе на высоте полета 15 км повысить тяговооруженность их упомянутой СУ с 0,61/0,52 до 0,78/0,68 и достичь сверхзвуковой скорости полета М=1,5/М=1,4 соответственно, при этом отсутствие застекления лобовых окон или всех окон в кабине пилотов МПСВ позволит увеличить жесткость ПКФ и снизить толщину обшивки и, как следствие, уменьшить его массу, причем планер МПСВ с герметичной кабиной, имеющей автоматически сбрасываемый непрозрачный броне-фонарь для катапультирования пилотов и средства отображения цифрового изображения, представляющего часть внешней сцены, включающей окружающую среду, простирающуюся вперед и достаточную для пилотирования, оснащен множеством видеокамер, ИК-датчиков и видеодатчиков, обеспечивающих сенсорную съемку, фиксирующими в передней и задней полусферах все события на 360°, при этом для управления МПСВ в режиме реального времени изображение проходит цифровую корректировку и отображается модулем распределения видео на дисплеях кабины пилотов, делая ее обшивку или прозрачной, или видны на нашлемных дисплеях пилотов, которые, образуя общие окна просмотра, подключены к первому и второму процессорам расширенной системы зрения, сконфигурированы для ношения первым и вторым пилотом соответственно, причем первое и второе общие окна просмотра и выделенные отображенные линии визирования видны на первом и втором нашлемных дисплеях пилотов соответственно.