Беспилотный малозаметный самолет вертикального взлета и посадки и способ его применения при воздушном базировании

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных самолетов вертикального взлета и посадки. Беспилотный малозаметный самолет ВВП снабжен двумя поперечными подъемными вентиляторами (ПВ), применяемыми только при вертикальном и коротком взлете/посадке или на переходных режимах полета в комбинированной СУ с парой подъемно-маршевых турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) с отбором мощности на привод двух ПВ, работающих без взаимного влияния и перекрытия, и управляемым вектором тяги (УВТ) как для создания подъемной силы и управляющих моментов по тангажу при выполнении ВВП и зависания, так и реактивной тяги при горизонтальном полете. ПВ смонтированы по обе стороны от оси симметрии внутри круглых в плане ниш центроплана низкорасположенного дельтовидного крыла (НДК). Каждый ПВ имеет автоматические полукруглые створки, смонтированные вдоль продольной оси БКО. Единая мотогондола разделена внутри вертикальной перегородкой, проходящей от клиновидной в плане носовой части фюзеляжа по всей его надкрыльной высоте. Обеспечивается увеличение скорости и дальности полета, нагрузки, уменьшение инфракрасной и визуальной заметности. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 табл.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных малозаметных самолетов вертикального взлета и посадки, имеющих два подъемно-маршевых турбореактивных двухконтурных двигателя с управляемым вектором тяги плоских их сопел и отбором мощности от их турбин на привод подъемных вентиляторов в кольцевых обтекателях, используемых с жалюзи-рулями на их выходе для изменения балансировки по курсу и только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), смонтированных по обе стороны от оси симметрии внутри круглых в плане ниш центроплана низко расположенного крыла, имеющих перед тоннельным воздухозаборником мотогондолы в боковых выемках центральной части фюзеляжа автоматически открываемые верхние продольные пары полукруглых створок и нижние поперечные жалюзи-рули, образующие после их закрывания соответствующие поверхности центроплана крыла и фюзеляжа.

Известен самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) модели Harrier GR.7 компании Hawker Siddeley (Великобритания), содержащий стреловидное высокорасположенное крыло, подъемно-маршевый турбовентиляторный двигатель с четырьмя поворотными его соплами, размещенными вблизи центра масс попарно слева и справа от фюзеляжа, имеет хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Признаки, совпадающие - в силовой установке имеется подъемно-маршевый турбовентиляторный двигатель Rolls-Royce Pegasus Mk. 103 тягой 9870 кгс с двумя парами поворотных сопел, расположенных в обтекателях с каждого борта фюзеляжа: два перед передней и два за задней кромкой стреловидного крыла, которые создают тягу соответственно холодным сжатым воздухом от первого контура двигателя, вторые - горячим выхлопом двигателя. Двигатель СВВП имеет боковые воздухозаборники, а его поворотные боковые реактивные сопла снабжены дефлекторами, которые при вертикальном взлетном весе 9140 кг могут, отклоняясь на 15° вперед или назад по полету, придавать реактивному потоку газов нужное продольное направление.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что подъемно-маршевый двигатель Pegasus Mk. 103 имеет наружный диаметр 1,219 м при его длине 3,48 м и со степенью двухконтурности 1,2, а боковое расположение сопел по бортам фюзеляжа предопределяет наличие с каждой стороны фюзеляжа развитых обтекателей, увеличивающих ширину средней части фюзеляжа, что усложняет конструкцию, увеличивает аэродинамическое сопротивление и ограничивают скорость полета у земли до 1100 км/ч. Вторая - это то, что возможное осложнение, возникающее на режимах ВВП и зависания в связи с необходимостью разработки защиты от любых сбоев системы управления при отказе синхронного отклонения дефлекторов сопел, приводящего к усложнению автоматической системы управления и необходимости принятия соответствующих мер, чтобы сохранить контроль и стабильность управления. Третья - это то, что для выполнения ВВП, переходных и крейсерских режимов полетов имеется двойная раздельная система создания вертикальной и горизонтальной тяги при соответствующем повороте сопел двигателя при выполнения ВВП и горизонтального полета, что неизбежно ведет к утяжелению конструкции планера, увеличению объема регламентных работ, но и уменьшению весовой отдачи, а также к повышению удельного расхода топлива. В конечном итоге после вертикального взлета все это ограничивает возможность повышения радиуса действия более 520 км и показателей топливной эффективности менее 2758,4 г/т⋅км при целевой нагрузке 1000 кг.

Известен палубный СВВП модели F-35V (США), содержащий высокорасположенное крыло, консоли которого снабжены боковыми соплами, создающими наравне с передним подъемным вентилятором вертикальную тягу, имеет турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, и отбором мощности на привод переднего подъемного вентилятора с поворотными створками, хвостовое оперение с двумя отклоненными килями наружу.

Признаки, совпадающие - комбинированная силовая установка СВВП включает ТРДД, выполненный на базе ТРДД модели F119, имеет модуль основного поворотного сопла (Three-Bearing Swivel Module), муфту сцепления, основной приводной вал, редуктор привода подъемного вентилятора и расположенные в крыле воздухоотводящие каналы с соплами, предназначенными для осуществления подъема и управления самолетом по крену. На режиме ВВП мощность от подъемно-маршевого ТРДД передается к продольному валу длиной около 1,8 м. Вал входит в муфту, и при зацеплении муфта соединяет продольный вал с подъемным вентилятором, который способен преобразовывать переданную ему валом мощность в 21600 л.с. в тягу, примерно равную 89 кН. В состав форсажного ТРДД входит основное реактивное сопло с управляемым вектором тяги, которое поворачивается для направления выходящей из двигателя струи газов назад вдоль оси самолета или вниз при ВВП, а выходящий при этом из подъемного вентилятора поток воздуха с регулируемыми створками, которые придают воздушному потоку нужное продольное направление. Каналы с соплами управления по крену получают воздух от ТРДД и создают 17 кН подъемной тяги.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что заднее расположение ТРДД с его поворотным соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, имеет для отбора взлетной его мощности передний вывод вал посредством редуктора и муфты сцепления на подъемный вентилятор, что предопределяет за кабиной пилота в конструкции фюзеляжа две верхнюю и нижнюю раскрываемые створки подъемного вентилятора, оснащенного также сложной системой отклонения его воздушного потока в продольном направлении, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что размещение за кабиной пилота ниши подъемного вентилятора диаметром 1,27 м предопределяет слишком широкий и толстый фюзеляж и, как следствие, большая площадь миделя, что создает дополнительное лобовое сопротивление и ухудшения ЛТХ. Боле того, объем ниши в фюзеляже для размещения в ней подъемного вентилятора уменьшает эффективный его объем на 2,96 м³, в котором можно было разместить топлива 2300 кг. Третья - это то, что для выполнения ВВП и зависания имеется двойная система создания вертикальной тяги и продольно-поперечной подъемной силы (подъемный вентилятор с поворотным соплом ТРДД и боковые сопла), что неизбежно ведет к утяжелению и усложнению конструкции, но и уменьшению весовой отдачи, так как при горизонтальном его полете боковые сопла и подъемный вентилятор, увеличивая паразитную массу, бесполезны. Кроме того, использование форсажного ТРДД при выполнении ВВП повышает удельный расход топлива на 46% и ухудшает показатели дальности полета и топливной эффективности. А использование бесфорсажного режима работы ТРДД ограничивает скорость крейсерского полета до 950 км/ч.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является СВВП компании Hawker Siddeley (Великобритания) проекта HS.141, содержащий стреловидное крыло, составную силовую установку (СУ) с подъемными реактивными двигателями в обтекателях по бортам фюзеляжа и маршевыми реактивными двигателями на подкрыльных пилонах, имеет хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Признаки, совпадающие - в данном реактивном СВВП по восемь двигателей расположены в нижних обтекателях с каждого борта фюзеляжа: четыре перед передней и четыре за задней кромкой стреловидного крыла. В составной силовой установке имеется две группы двигателей: два маршевых турбовентиляторных двигателя Rolls-Royce RB.220 тягой по 12250 кгс и 16 подъемных турбовентиляторных двигателей Rolls-Royce RB.202 тягой по 4670 кгс. Подъемные двигатели, начинают работу, впускные и выпускные створки открываются, освобождая верхние и нижние стороны обтекателей. Подъемные двигатели имеют воздухозаборники и снабжены соплами с дефлекторами, которые при выполнении ВВП могут отклоняться на 15° вперед или назад по полету, придавая реактивному потоку газов нужное продольное направление.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что каждый подъемный двигатель RB.202 имеет наружный диаметр 1,5 м при его длине 1,15 м и со степенью двухконтурности 9,5:1, а их групповое расположение по бортам фюзеляжа предопределяет наличие с каждой стороны фюзеляжа развитых обтекателей, увеличивающих ширину нижней части фюзеляжа почти вдвое, что усложняет конструкцию, увеличивает аэродинамическое сопротивление и ограничивают скорость полета до 695 км/ч. Вторая - это то, что возможное осложнение возникает в связи с необходимостью разработки защиты от возможных сбоев системы управления при отказе любого из подъемных двигателей во время выполнения ВВП и зависания, приводящих к асимметричности тяги, что потребуют немедленной остановки его противолежащего двигателя по другую сторону СВВП, приводящего в ситуации такого рода к усложнению автоматической системы управления и снижению стабильности поперечной управляемости. Третья - это то, что для выполнения ВВП, переходных и крейсерских режимов полетов имеется двойная раздельная система создания вертикальной и горизонтальной тяги соответственно подъемными и маршевыми двигателями при выполнении ВВП и горизонтального полета, что неизбежно ведет к утяжелению конструкции планера, увеличению объема регламентных работ, но и уменьшению весовой отдачи, так как при горизонтальном его полете сами подъемные двигатели, увеличивая паразитную массу, бесполезны, а при выполнении ВВП и зависания также и маршевые двигатели не используются. Все это в конечном итоге приводит к увеличению удельного расхода топлива, ограничивающего дальность полета до 724 км и показателей топливной эффективности до 2054,8 г/т«км при целевой нагрузке 10200 кг.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном СВВП проекта HS.141 фирмы Hawker Siddeley увеличение целевой нагрузки и весовой отдачи, уменьшение инфракрасной и визуальной заметности, увеличение скорости и дальности полета, повышение транспортной и топливной эффективности при самолетных режимах полета как на транс- или сверхзвуковых скоростях полета.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного СВВП HS.141 фирмы Hawker Siddeley, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он снабжен двумя поперечными подъемными вентиляторами (ПВ), применяемыми только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, и в комбинированной СУ парой подъемно-маршевых турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) с отбором мощности на привод двух ПВ, работающих без взаимного влияния и перекрытия, и управляемым вектором тяги (УВТ) как для создания подъемной силы и управляющих моментов по тангажу при выполнении ВВП и зависания, так и реактивной тяги при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета после отключения ТРДД от привода двух ПВ, имеющих возможность их фиксированной остановки и противоположного направления их вращения в боковых кольцевых обтекателях (БКО), смонтированных по обе стороны от оси симметрии внутри круглых в плане ниш центроплана низко расположенного дельтовидного крыла (НДК), размещенных как в плавно образованных боковых выемках центральной части фюзеляжа, выполненного по правилу площадей, так и перед впадинами пилообразной при виде сверху передней кромки тоннельного воздухозаборника единой мотогондолы, разделенной внутри вертикальной перегородкой плавно переходящей от задней клиновидной в плане носовой части фюзеляжа по всей его надкрыльной высоте, но и имеющих автоматически открываемые/закрываемые верхние продольные пары полукруглых створок и нижние поперечные жалюзи-рули, обеспечивающие соответственно свободный доступ воздуха в БКО и выхода воздушного потока из них и образующие после их закрывания соответствующие поверхности центроплана НДК и фюзеляжа и выполнен по интегральной аэродинамической компоновке с плавным сопряжением НДК и фюзеляжа, образующие единый несущий корпус с V-образным оперением, но и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с соответствующего самолета с двумя ПВ, двумя ТРДД с УВТ в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно при максимальном или нормальном взлетном весе, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки как по тангажу и курсу поперечные нижние жалюзи-рули в каждом ПВ выполнены с возможностью их синфазного и дифференциального отклонения на углы вперед по полету - 45° и назад +45° соответственно, так и по крену консоли и концевые части НДК снабжены соответственно воздухоотводящими от компрессоров ТРДД каналами и подкрыльными соплами, синхронно взаимодействующими на режимах создания вертикальной сбалансированной подъемной и реактивной тяги соответственно в системах холодного потока воздуха от двух ПВ и горячего выхлопа реактивной струи от двух ТРДД с УВТ, размещенных спереди и сзади от центра масс соответственно, причем трапециевидные при виде сверху плавно образованные боковые выемки, расположенные за кабиной пилота в наиболее широкой части наплывов НДК и над верхней поверхностью его центроплана, не затеняющего входные устройства тоннельного воздухозаборника (ТВЗ), имеющего S-образную при виде сверху конструкцию левого и правого воздуховодов, при этом в верхних наклонных частях мотогондолы над входным устройством каждого ТРДД имеется продольные автоматически открываемые створки для доступа на режимах ВВП и зависания дополнительного потока воздуха для работы бесфорсажных ТРДД, причем V-образное оперение с цельно-поворотными трапециевидными килями, отклоненными наружу под углом 43° от плоскости симметрии, имеют заднюю кромку переменной стреловидности с округленной вершиной в точке ее пересечения и смонтированы на разнесенных хвостовых балках, снабженных подфюзеляжными килями, оснащенными на передних концах их законцовок ИК-излучателями и видеокамерами, используемыми при вертикальной посадке.

Кроме того, каждый упомянутый ТРДД смонтирован в кормовой части фюзеляжа между хвостовых балок, имеет вдоль продольной его оси заднее круглое реактивное сопло, которое соединено с круглым соплом другого ТРДД поперечным валом с гидроприводом для синхронного их поворота в вертикальной продольной плоскости на угол до 95° вниз и обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания и горизонтального полета, имеет между компрессорами низкого и высокого давления (КНД и КВД) для отбора мощности средний вывод радиального вала, направленного к оси симметрии и передающего от вала КНД, смонтированного соосно и внутри вала КВД и приводимого турбиной низкого давления, посредством конической зубчатой передачи через муфту сцепления свободную мощность ТРДД на главный Т-образный в плане редуктор, снабженный по оси симметрии продольным валом, связанным с промежуточным Т-образным в плане редуктором, приводящим левым и правым выходными валами угловые редукторы соответствующих ПВ в БКО, при этом скошенные боковые стороны фюзеляжа в соответствующих его носовой, центральной и кормовой частях, включая и мотогондолу с упомянутым ее ТВЗ, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют трапециевидное поперечное сечение, но и нижнюю часть фюзеляжа граненной конфигурации при виде спереди с острой нижней линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая переднюю кромку клиновидного профиля НДК, имеющего внутренние трапециевидные секции с размахом равновеликим размаху V-образного оперения, причем планер с внутренними отсеками вооружения выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием.

Кроме того, в системе подъемной тяги каждый ПВ имеет упомянутые автоматически открывающиеся/закрывающиеся верхние левую и правую полукруглые при виде сбоку створки, смонтированные вдоль продольной оси БКО, размещенной параллельно оси симметрии, при этом на режимах ВВП и зависания каждый упомянутый ТРДД, выполненный с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе свободной мощности на привод ПВ, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги между подкрыльных боковых сопел и плоских сопел ТРДД с УВТ, размещенных между килей V-образного оперения, позволяющего экранировать ТРДД с плоскими соплами, смонтированными сверху над гребенчатой поверхностью с термопоглощающим слоем хвостовой части фюзеляжа, имеющей между концами хвостовых балок пилообразную в плане заднюю ее кромку, причем консоли НДК, выполненные с передней кромкой параллельно размещенной передней кромке соответствующего киля, снабжены упомянутыми трапециевидными внутренними и внешними секциями, имеющими соответственно как положительный угол ϕ=+5° и отрицательный угол ϕ=-5° поперечного V, так и заднюю пилообразную в плане кромку, параллельно размещенную соответственно задней и передней кромкам киля V-образного оперения, при этом каждый ТВЗ, выполненный с автоматически регулируемым центральным клином, имеет при виде сбоку переднюю V-образную кромку входного устройства, верхняя и нижняя части которой параллельно размещены передним кромкам соответственно подфюзеляжного киля и киля V-образного оперения, и снабжен для отделения пограничного слоя от фюзеляжа пластинчатым нижним отсекателем, который размещен при виде сбоку за носовой частью фюзеляжа и параллельно верхней поверхности центроплана НДК, улучшая экранирование лопаток компрессора ТРДД и отведение пограничного слоя, повышает коэффициент восстановления полного давления, но и уменьшает заметность и его аэродинамическое сопротивление, причем каждая внешняя секция НДК, имеющая 2/5 полуразмаха НДК, клиновидный профиль с углом α=10° и непрерывную верхнюю или нижнюю поверхность, выполнена соответственно с нижним или верхним уступом-вырезом треугольной в плане формы, внешние выступающие стороны которой, образуя развитый треугольник в плане, выполняющий на НДК роль флапперонов, создают в точке максимальной его хорды (b_maxНДК), совмещенной в уступе-вырезе с вершиной равнобедренного развитого треугольника в плане, образующей как конфигурацию профиля ступеньки по ширине и глубине - это соответственно 1/2 от хорды b_maxНДК и 2/3 от толщины c_maxНДК, так и заостренные законцовки НДК, имеющие переднюю и заднюю кромки соответственно прямой и обратной стреловидности, при этом НДК с предкрылком по всему размаху имеет развитые треугольные в плане флаппероны, выполненные с прямой и обратной стреловидностью задней кромки, размещенной при виде сверху параллельно передней и задней кромкам килей V-образного оперения, концевые части которых в стояночной конфигурации выполнены наравне с внешними секциями упомянутого НДК складывающимися с каждой стороны во внутрь к оси симметрии и вдоль единой линии, параллельно размещенной к последней, причем каждый упомянутый ТРДД с переходником 29, обеспечивающим как управление площадью критического и выходного многоугольных сечений его сопла в суживающейся или расширяющейся частях, так и плавное удобообтекаемое изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное плоское сопло, снабженное и нижней граненной стенкой 30, имеющей при виде сзади V-образную конфигурацию, и верхней створкой 31, состоящей из синхронно отклоняемых между вертикальных боковых стенок 28 вниз двух ее частей прямоугольной 32 и пятиугольной 33 формы в плане соответственно на углы 22,5° и 22,5°, но и вокруг первой 34 и второй 35 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 31 соприкасается с нижней граненной стенкой 30, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней створки 31, так и на ее V-образных гранях люк с двумя прямоугольными в плане передними 36 и двумя трапециевидными в плане задними 37 разновеликими по площади створками, имеющими на противоположных сторонах пятиугольного в плане люка узлы поворота, создающие автоматическое синхронное отклонение отвесно вниз с одновременным поворотом вниз верхней створки 31 так, что две передние меньшие 36 из них отклоняются по полету, а две задние большие 37 - против полета, образующие с незамкнутыми передней и задней боковыми поверхностями пятиугольный люк-сопло (ПЛС), которое, имея площадь и ширину равновеликие переходнику 29 сопла пятигранной формы, создает соответствующее отклонение вектора реактивной тяги с горизонтального на вертикальное, но и обратно, при этом диагонально расположенная пара передней прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 створок, размещенных на гранях нижней стенки 30 каждого ТРДД, имеющих на нижних их сторонах треугольные 38 при виде сзади концевые части, выполненные с отгибом, угол которого равновелик углу между граней нижней стенки 30 и создающие при их первоочередном отклонении вниз перед открыванием диагонально размещенных других плоских прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 створок непрерывные переднюю и заднюю боковые поверхности нижнего ПЛС, причем для образования непрерывкой левой и правой боковых поверхностей ПЛС нижняя двухслойная его створка 30 снабжена нижними продольными трапециевидными створками 39, синхронно открывающимися вниз перед парой поперечных диагонально расположенных прямоугольной 36 и трапециевидной 37 створок ПЛС, при этом синхронное отклонение прямоугольной 32+ с пятиугольной 33 частей верхней створки 31 вниз на 22,5°+7,5° или 22,5°+22,5° с одновременным открыванием попарно трапециевидных створок 39 ПЛС, затем вниз его створок по полету 36 или против 37, образуя их наклон к горизонтали под углом 45°, обеспечивают возможность выполнения короткого взлета или посадки с коротким пробегом соответственно посредством создания наклонно-горизонтальной реактивной тяги или реверса горизонтальной тяги, причем снизу хвостовой части фюзеляжа под гребенчатой поверхностью вдоль оси симметрии размещен обтекатель, имеющий на его конце отсек с выдвижной штангой магнитометра и в нижней его нише с открываемыми створками опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции при барражирующем его полете, при этом после режима вертикального взлета и зависания при переходе на самолетные режимы полета с работающими ТРДД, создающими реактивную тягу, два ПВ в БКО, отключенных от привода трансмиссии, снабжены возможностью обеспечивать два способа реализации горизонтального полета как при открытых, так и закрытых упомянутых верхних полукруглых створках и нижних жалюзи-рулей БКО соответственно как барражирующего малоскоростного полета с авторотирующими двумя ПВ, так и транс- или сверхзвукового крейсерского полета с зафиксированным каждым ПВ в соответствующем БКО.

Кроме того, внутренние 17 и внешние 19 секции НДК 2 наравне с килями 8 V-образного оперения выполнены с возможностью их двойного складывания соответственно вверх к оси симметрии и обратно вниз, размещаясь при этом в соответствующих утонченностях 40 фюзеляжа 1 вдоль боковых его сторон, высота которых равновелика размаху соответствующих сложенных секций НДК 2 и внутренних секций 41 килей 8.

Способ применения беспилотного малозаметного СВВП воздушного базирования на палубном истребителе носителе (ИН) типа Су-57, заключающийся в том, что в ходе его перемещения на подвесной консоли подфюзеляжного пускового устройства ИН со сложенными консолями НДК, килями V-образного оперения и в бомбоотсеке с двумя противокорабельными ракетами (ПКР) СВВП имеет возможность пуска ПКР с подвешенного состояния на ИН, отстыковывания и его запуска с ИН для создания между ИН и ПВО корабля-цели буферной безопасной авиазоны, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М с 40 до 400 км, при этом радаром типа Н036 с ИН обеспечивается целеуказание, а управление СВВП - вторым пилотом ИН, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны - станцию активных электронных помех, причем при достижении области, из которой будет поражена цель, СВВП произведет залп или поочередный запуск ПКР с коррекцией ошибки, накопленной комбинированной инерциальной системой управления по данным приемника сигналов спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС, на конечном участке полета ПКР используется инфракрасная головка ее самонаведения и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей, затем СВВП на удалении 1400 км автоматически возвращается на авианосец-носитель с вертикальной на его палубу посадкой.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить беспилотный малозаметный СВВП, который снабжен двумя поперечными подъемными вентиляторами (ПВ), применяемыми только при выполнении ВВП и КВП или на переходных режимах полета, и в комбинированной СУ парой подъемно-маршевых турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) с отбором мощности на привод двух ПВ, работающих без взаимного влияния и перекрытия, и управляемым вектором тяги (УВТ) как для создания подъемной силы и управляющих моментов по тангажу при выполнении ВВП и зависания, так и реактивной тяги при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета после отключения ТРДД от привода двух ПВ, имеющих возможность их фиксированной остановки и противоположного направления их вращения в боковых кольцевых обтекателях (БКО), смонтированных по обе стороны от оси симметрии внутри круглых в плане ниш центроплана низко расположенного дельтовидного крыла (НДК), размещенных как в плавно образованных боковых выемках центральной части фюзеляжа, выполненного по правилу площадей, так и перед впадинами пилообразной при виде сверху передней кромки тоннельного воздухозаборника единой мотогондолы, разделенной внутри вертикальной перегородкой плавно переходящей от задней клиновидной в плане носовой части фюзеляжа по всей его надкрыльной высоте, но и имеющих автоматически открываемые/закрываемые верхние продольные пары полукруглых створок и нижние поперечные жалюзи-рули, обеспечивающие соответственно свободный доступ воздуха в БКО и выхода воздушного потока из них и образующие после их закрывания соответствующие поверхности центроплана НДК и фюзеляжа и выполнен по интегральной аэродинамической компоновке с плавным сопряжением НДК и фюзеляжа, образующие единый несущий корпус с V-образным оперением, но и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с соответствующего самолета с двумя ПВ, двумя ТРДД с УВТ в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно при максимальном или нормальном взлетном весе, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки как по тангажу и курсу поперечные нижние жалюзи-рули в каждом ПВ выполнены с возможностью их синфазного и дифференциального отклонения на углы вперед по полету -45° и назад +45° соответственно, так и по крену консоли и концевые части НДК снабжены соответственно воздухоотводящими от компрессоров ТРДД каналами и подкрыльными соплами, синхронно взаимодействующими на режимах создания вертикальной сбалансированной подъемной и реактивной тяги соответственно в системах холодного потока воздуха от двух ПВ и горячего выхлопа реактивной струи от двух ТРДД с УВТ, размещенных спереди и сзади от центра масс соответственно, причем трапециевидные при виде сверху плавно образованные боковые выемки, расположенные за кабиной пилота в наиболее широкой части наплывов НДК и над верхней поверхностью его центроплана, не затеняющего входные устройства тоннельного воздухозаборника (ТВЗ), имеющего S-образную при виде сверху конструкцию левого и правого воздуховодов, при этом в верхних наклонных частях мотогондолы над входным устройством каждого ТРДД имеется продольные автоматически открываемые створки для доступа на режимах ВВП и зависания дополнительного потока воздуха для работы бесфорсажных ТРДД, причем V-образное оперение с цельно-поворотными трапециевидными килями, отклоненными наружу под углом 43° от плоскости симметрии, имеют заднюю кромку переменной стреловидности с округленной вершиной в точке ее пересечения и смонтированы на разнесенных хвостовых балках, снабженных подфюзеляжными килями, оснащенными на передних концах их законцовок ИК-излучателями и видеокамерами, используемыми при вертикальной посадке. Все это позволит в беспилотном СВВП при переходных маневрах повысить продольно-поперечную устойчивость и управляемость, а размещение ТРДД с УВТ между хвостовых балок V-образного оперения позволит упростить систему трансмиссии и экранировать ТРДД, снабженные плоскими соплами, смонтированными сверху над гребенчатой поверхностью с термопоглощающим слоем хвостовой части фюзеляжа, уменьшающей ИК-излучение ТРДД и имеющей пилообразную в плане заднюю ее кромку. Развитые наплывы НДК и носовая часть фюзеляжа ограждают от радаров турбины ТРДД наравне с V-образным скосом передней кромки их боковых ТВЗ, но и увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ клиновидного НДК, что позволит достичь улучшенного большого ламинарного течения. Боковые ТВЗ ТРДД, воздуховоды которых выполнены с S-образностью при виде сверху, ограждают их турбины от облучения радаром РЛС. Это позволит повысить безопасность полетов и использовать ТРДД меньших габаритов на 72-85% в их поперечнике, что уменьшит мидель мотогондолы и ее аэродинамическое сопротивление, а два ПВ в БКО позволят повысить вертикальную тяговооруженность до 41 или 28% в сравнении с одним или соосными двумя ПВ в кольцевом обтекателе. Размещение двух ПВ в БКО позволит уменьшить вес планера, улучшить весовую отдачу и повысить дальность полета СВВП воздушного или корабельного базирования, выполненного по малозаметной технологии. Последнее увеличивает вероятность поражения подводной/надводной цели, повышает эффективность противолодочной/противокорабельной обороны, особенно, с авторотирующими поперечными ПВ в БКО при барражирующем полете беспилотного малозаметного СВВП со скоростью 260 км/ч.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения беспилотного малозаметного СВВП с двумя поперечными ПВ в БКО и двумя ТРДД с УВТ плоских сопел, размещенных сверху хвостовой части фюзеляжа над его термопоглощающей гребенчатой поверхностью, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в) с расположением в ТРДД плоского сопла с передней парой прямоугольных в плане створок 36 и ПВ в СКК в двух проекциях на виде г):

а) в полетной конфигурации самолета КВП с открытыми в БКО верхними полукруглыми створками и нижними жалюзи-рулями, отклоненными назад под углом 45° и отклоненными вниз в плоских соплах верхних створок 31 под углом 30°, нижних продольных створок 39 отвесно и передней пары поперечных створок 36 под углом 45°;

б) в полетной конфигурации самолета ВВП на режиме зависания с бесфорсажными ТРДД и УВТ плоских сопел, создающих вертикальную реактивную тягу наравне с подъемной силой, создаваемой двумя ПВ в БКО, размещенных в боковых выемках фюзеляжа, образующих за концом носовой его части место для размещения БКО перед пилообразной передней кромкой ТВЗ и условным размещением правых консолей НДК и килей V-образного оперения после двойного их складывания;

в) в полетной конфигурации самолета с реактивной тягой, создаваемой ТРДД с плоскими соплами и с зафиксированными ПВ в БКО, а на виде сзади с условным размещением правых консолей НДК и килей оперения после двойного их складывания.

Беспилотный малозаметный СВВП, представленный на фиг. 1, выполнен по интегральной компоновке с плавным сопряжением фюзеляжа 1 и НДК 2 в едином несущем корпусе, имеющим боковые выемки 3 фюзеляжа 1 за задней клиновидной 4 в плане носовой его частью и перед пилообразной при виде сверху передней кромкой боковых ТВЗ 5 единой мотогондолы 6, которая при виде сбоку имеет V-образную конфигурацию, верхняя и нижняя ее части параллельно размещены передним кромкам подфюзеляжных килей 7 и цельно-поворотным килям V-образного оперения 8, смонтированным на разнесенных балках 9. На законцовках подфюзеляжных килей 7 имеются видеокамеры 10 и ИК-излучатели 11 для вертикальной посадки. В боковых выемках 3 в нишах центроплана НДК 2 имеются круглые в плане ниши с БКО 12 и автоматически раскрываемыми продольными полукруглыми при виде сбоку верхними створками 13 и нижними жалюзи-рулями 14, изменяющими на режимах ВВП и зависания балансировку по курсу при дифференциальном их отклонении. Между разнесенных хвостовых балок 9 установлены в мотогондоле 6 два ТРДД 14 со скошенными назад плоскими соплами 15 и УВТ (см. фиг. 1г). С клиновидным профилем малого удлинения НДК 2 имеет предкрылки 16, внутренние трапециевидные секции 17 с закрылками 18 и внешние секции 19 с треугольными в плане флапперонами 20, выполненные с возможностью их двойного складывания соответственно вверх к оси симметрии и обратно вниз, размещаясь при этом вдоль боковых сторон фюзеляжа 1, высота которых равновелика размахам секций 17 и 19 НДК 2. Левый 21 и правый 22 ПВ выполнены в виде многолопастных вентиляторов противоположного вращения с широкими лопатками и большой их круткой, работают по тянущей схеме с подкрыльными соплами 23. На входе ТВЗ 5 имеются нижние отсекатели 24 (см фиг. 1a).

В комбинированной СУ на режимах ВВП и зависания для доступа дополнительного потока воздуха для работы ТРДД 14 над входными их устройствами имеются продольные автоматически открываемые створки 25-26, смонтированные в верхней наклонных частях мотогондолы 6, размещенной в задней части фюзеляжа 1 и между килей 8 V-образного оперения (см. фиг. 1б). Два ТРДД 14 выполнены с отбором мощности на редукторы ПВ 21-22, которое создается Т-образными в плане главным и промежуточным редукторами (на фиг. 1 не показаны) и перераспределением мощности между ПВ 21-22 и плоскими соплами 15. Оба ТРДД 14 с муфтами сцепления образуют с главным редуктором синхронизирующую систему (на фиг. 1 не показаны), снабжены для режима ВВП и зависания системой УВТ с плоскими соплами 15, установленными сверху хвостовой части фюзеляжа 1 над гребенчатой поверхностью 27 с термопоглощающим слоем, имеющими две неподвижные вертикальные боковые стенки 28 сопла 15. Каждое плоское сопло 15 бесфорсажного ТРДД 14 имеет переходник 29, обеспечивающий плавное изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное (см. фиг. 1г), снабженное нижней граненной стенкой 30, имеющей при виде сзади V-образную форму, и верхней створкой 31, состоящей из синхронно отклоняемых между боковых стенок 28 вниз и обратно вверх двух ее частей прямоугольной 32 и пятиугольной 33 формы в плане соответственно как на углы 22,5° и 22,5°, так и вокруг первой 34 и второй 35 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 31 соприкасается с нижней граненной стенкой 30, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней створки 31, так и на ее V-образных гранях люк с двумя передними прямоугольными 36 и двумя задними трапециевидными в плане 37 створками, имеющими на противоположных сторонах пятиугольного в плане люка узлы поворота, создающие автоматическое синхронное отклонение отвесно вниз с одновременным поворотом вниз верхней створки 31 так, что две передние 36 из них отклоняются по полету, а две задние 37 против полета, образуя с незамкнутыми передней и задней боковыми поверхностями пятиугольный люк-сопло (ПЛС), которое, имея площадь и ширину равновеликие переходнику 29 сопла пятигранной формы, создает требуемое отклонение вектора реактивной тяги. Диагонально расположенная пара передней прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 граненных створок каждого плоского сопла 15, имеющих на нижних их сторонах треугольные 38 при виде сзади концевые части, выполненные с отгибом, угол которого, образуя (см. рис. 1г) непрерывные боковые поверхности, равновелик углу между граней нижней стенки 30. Для образования непрерывкой левой и правой боковых поверхностей нижняя двухслойная створка 30 снабжена нижними продольными трапециевидными створками 39, открывающимися вниз перед парой поперечных прямоугольных 36 и трапециевидных 37 створок.

Управление беспилотным СВВП обеспечивается изменением тяги двух ПВ 21-22 и отклонением рулевых поверхностей: флапперонов 20, рулей высоты 8 и направления 8. При крейсерском полете подъемная сила создается НДК 2, маршевая реактивная тяга - ТРДД 14 через сопло 15 при открытой верхней створке 31 и закрытых нижних створках 39, двух передних 36 и двух задних 37, на режиме висения - ПВ 21-22 и каждым ТРДД 14 через сопло 15 при закрытой верхней створке 31 и открытых нижних створках 39, двух передних 36 и двух задних 37 (см. фиг. 1г), на режиме перехода - НДК 2 с ПВ 21-22 и двумя ТРДД 14 с УВТ 15. При переходе к режиму ВВП и зависания закрылки 18 с флапперонами 20 НДК 2 синхронно отклоняются на максимальные их углы. После создания вертикальной тяги ПВ 21-22, подкрыльными соплами 23 и ТРДД 14 с УВТ 15 обеспечиваются вертолетные режимы беспилотного СВВП. Управление при этом по тангажу и крену обеспечивается соответственно изменением тяги двух передних ПВ 21-22 с двумя задними УВТ 15 и двух левых ПВ 21-УВТ 15 с двумя правыми ПВ 22-УВТ 15 ТРДД 14 или подкрыльными соплами 23.

После вертикального взлета и набора высоты, убирается механизация НДК 2 и два ПВ 21-22, обеспечивающие два способа реализации горизонтального полета, выполнены с возможностью на переходных к самолетным режимам горизонтального как барражирующего малоскоростного полета СВВП с авторотирующими ПВ 21-22 при их отключении от привода трансмиссии и при работающих ТРДД 14, создающих необходимую маршевую тягу, и при открытых верхних створках 13 и нижних жалюзи-рулях 14 в БКО 12, так и при их закрытии для транс- или сверхзвукового крейсерского его полета с зафиксированными ПВ 21-22 после их отключения от трансмиссии. При этом два ТРДД 14 создают совместную реактивную тягу и производится транс- или сверхзвуковой крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления килей 8 V-образного оперения. Продольное и поперечное управление в самолетной конфигурации осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением соответственно килей 8 и флапперонов 20 НДК 2.

Таким образом, беспилотный СВВП с двумя ТРДД, приводимыми ПВ в БКО с нижними поперечными жалюзи-рулями, изменяющими балансировку по курсу, представляет собой малозаметный СВВП, который изменяет свою полетную конфигурацию только благодаря использованию двух ПВ, размещенных внутри ниш центроплана НДК и выполнен по интегральной компоновке планера с V-образным оперением. Поскольку размещение ПВ в нишах консолей НДК и при открытии створок их БКО подъемная сила НДК уменьшится на 7,6%, то выбрана схема установки БКО в центроплане НДК. При посадке цифровая ЭДСУ обеспечивает искусственную устойчивость СВВП, осуществляя согласованное отклонение флапперонов НДК, которые выполняют роль воздушного тормоза наравне с реверсом горизонтальной тяги плоскими соплами ТРДД. Плоские сопла двух ТРДД, имеющих переходники, обеспечивающие плавное изменение их сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное, выполнены с УВТ. Несмотря на незначительные потери (до 3%) тяги от неоптимальной формы сопел, такая последовательно преобразуемая форма сопла весьма снижает ИК-заметность СВВП и его радиолокационную заметность. Этому способствует интегральная компоновка несущего планера с плавным сопряжением фюзеляжа и НДК, широкое применение радиопоглощающих покрытий. Ряд стыков панелей обшивки имеет пилообразные кромки. Все это приводит к улучшению малозаметных характеристик при уменьшении радиолокационной, инфракрасной и визуальной заметности. Чему способствуют также боковые тоннельные воздухозаборники, имеющие нижний пластинчатый отсекатель пограничного слоя. Такая конструкция позволит решить сразу несколько проблем: экранирование лопаток компрессора, отведение пограничного слоя, повышения коэффициента восстановления полного давления. Размещение щели для слива пограничного слоя за носовой частью фюзеляжа уменьшает заметность беспилотного СВВП и его аэродинамическое сопротивление. Такой воздухозаборник технически проще и легче, так как состоит из рампы, сжимающей поток и формирующей коническое течение. Развитые наплывы НДК, предназначенные для генерирования вихрей при маневрировании на больших углах атаки, создают за счет их совместного участия в реализации подъемной силы возможность наравне выполнения технологии ВВП и КВП при взлетно-посадочных режимах полета палубных СВВП и достижения высокой тяговооруженности комбинированной СУ, которая обладает наименьшей удельной нагрузкой на мощность, особенно, с механическим приводом двух ПВ от двух ТРДД с УВТ плоских сопел.

Поэтому у малозаметного СВВП-3,12 с взлетным весом 13,5 т коэффициент удельной нагрузки на мощность с применением ПВ в БКО, приводимых двумя ТРДД с тягой по 5400 кгс каждый, имеющими отбор 40% от реактивной тяги СУ на ПВ и 60% сопла с УВТ, составит 0,8 тс/т, что в 1,54 меньше, чем у сопоставимого СВВП Як-141 с энергозатратной СУ, который при взлетном весе 15,8 т использует подъемно-маршевый ТРДД мод. Р-179-300 тягой 10977 кгс и с тягой по 4260 кгс два подъемных ТРД мод. РД-41, смонтированных за кабиной пилота внутри фюзеляжа в двигательном отсеке, который уменьшает полезный объем фюзеляжа на 1,97 м.

Несомненно, с течением времени широкое использование в СУ ТРДД, особенно, с плоскими соплами и УВТ позволит добиться уменьшения инфракрасной и визуальной заметности в сравнении с самолетом короткого взлета и вертикальной посадки модели F-35V (США), что немаловажно при воздушном или корабельном базировании беспилотных малозаметных СВВП-1,04 или СВВП-3,12, создающих между ИН или авианосцем и ПВО корабля-цели буферную безопасную авиазону, увеличивающую дальность одной АПР или одной ПКР соответственно с пятью или четырьмя ракетами Р-73 "воздух-воздух" соответственно при ПВО с ПЛО или ПКО (см. табл. 1).

1. Беспилотный малозаметный самолет вертикального взлета и посадки (СВВП), содержащий стреловидное крыло, силовую установку (СУ), хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси, отличающийся тем, что он снабжен двумя поперечными подъемными вентиляторами (ПВ), применяемыми только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, и в комбинированной СУ парой подъемно-маршевых турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) с отбором мощности на привод двух ПВ, работающих без взаимного влияния и перекрытия, и управляемым вектором тяги (УВТ) как для создания подъемной силы и управляющих моментов по тангажу при выполнении ВВП и зависания, так и реактивной тяги при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета после отключения ТРДД от привода двух ПВ, имеющих возможность их фиксированной остановки и противоположного направления их вращения в боковых кольцевых обтекателях (БКО), смонтированных по обе стороны от оси симметрии внутри круглых в плане ниш центроплана низко расположенного дельтовидного крыла (НДК), размещенных как в плавно образованных боковых выемках центральной части фюзеляжа, выполненного по правилу площадей, так и перед впадинами пилообразной при виде сверху передней кромки тоннельного воздухозаборника единой мотогондолы, разделенной внутри вертикальной перегородкой, плавно переходящей от задней клиновидной в плане носовой части фюзеляжа по всей его надкрыльной высоте, но и имеющих автоматически открываемые/закрываемые верхние продольные пары полукруглых створок и нижние поперечные жалюзи-рули, обеспечивающие соответственно свободный доступ воздуха в БКО и выход воздушного потока из них и образующие после их закрывания соответствующие поверхности центроплана НДК и фюзеляжа, и выполнен по интегральной аэродинамической компоновке с плавным сопряжением НДК и фюзеляжа, образующих единый несущий корпус с V-образным оперением, но и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с соответствующего самолета с двумя ПВ, двумя ТРДД с УВТ в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно при максимальном или нормальном взлетном весе, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки как по тангажу и курсу поперечные нижние жалюзи-рули в каждом ПВ выполнены с возможностью их синфазного и дифференциального отклонения на углы вперед по полету -45° и назад +45° соответственно, так и по крену консоли и концевые части НДК снабжены соответственно воздухоотводящими от компрессоров ТРДД каналами и подкрыльными соплами, синхронно взаимодействующими на режимах создания вертикальной сбалансированной подъемной и реактивной тяги соответственно в системах холодного потока воздуха от двух ПВ и горячего выхлопа реактивной струи от двух ТРДД с УВТ, размещенных спереди и сзади от центра масс соответственно, причем трапециевидные при виде сверху плавно образованные боковые выемки, расположенные за кабиной пилота в наиболее широкой части наплывов НДК и над верхней поверхностью его центроплана, не затеняющего входные устройства тоннельного воздухозаборника (ТВЗ), имеющего S-образную при виде сверху конструкцию левого и правого воздуховодов, при этом в верхних наклонных частях мотогондолы над входным устройством каждого ТРДД имеется продольные автоматически открываемые створки для доступа на режимах ВВП и зависания дополнительного потока воздуха для работы бесфорсажных ТРДД, причем V-образное оперение с цельно-поворотными трапециевидными килями, отклоненными наружу под углом 43° от плоскости симметрии, имеют заднюю кромку переменной стреловидности с округленной вершиной в точке ее пересечения и смонтированы на разнесенных хвостовых балках, снабженных подфюзеляжными килями, оснащенными на передних концах их законцовок ИК-излучателями и видеокамерами, используемыми при вертикальной посадке.

2. Беспилотный малозаметный СВВП по п. 1, отличающийся тем, что каждый упомянутый ТРДД смонтирован в кормовой части фюзеляжа между хвостовых балок, имеет вдоль продольной его оси заднее круглое реактивное сопло, которое соединено с круглым соплом другого ТРДД поперечным валом с гидроприводом для синхронного их поворота в вертикальной продольной плоскости на угол до 95° вниз и обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания и горизонтального полета, имеет между компрессорами низкого и высокого давления (КНД и КВД) для отбора мощности средний вывод радиального вала, направленного к оси симметрии и передающего от вала КНД, смонтированного соосно и внутри вала КВД и приводимого турбиной низкого давления, посредством конической зубчатой передачи через муфту сцепления свободную мощность ТРДД на главный Т-образный в плане редуктор, снабженный по оси симметрии продольным валом, связанным с промежуточным Т-образным в плане редуктором, приводящим левым и правым выходными валами угловые редукторы соответствующих ПВ в БКО, при этом скошенные боковые стороны фюзеляжа в соответствующих его носовой, центральной и кормовой частях, включая и мотогондолу с упомянутым ее ТВЗ, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют трапециевидное поперечное сечение, но и нижнюю часть фюзеляжа граненной конфигурации при виде спереди с острой нижней линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая переднюю кромку клиновидного профиля НДК, имеющего внутренние трапециевидные секции с размахом, равновеликим размаху V-образного оперения, причем планер с внутренними отсеками вооружения выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием.

3. Беспилотный малозаметный СВВП по п. 1, отличающийся тем, что в системе подъемной тяги каждый ПВ имеет упомянутые автоматически открывающиеся / закрывающиеся верхние левую и правую полукруглые при виде сбоку створки, смонтированные вдоль продольной оси БКО, размещенной параллельно оси симметрии, при этом на режимах ВВП и зависания каждый упомянутый ТРДД, выполненный с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе свободной мощности на привод ПВ, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги между подкрыльных боковых сопел и плоских сопел ТРДД с УВТ, размещенных между килей V-образного оперения, позволяющего экранировать ТРДД с плоскими соплами, смонтированными сверху над гребенчатой поверхностью с термопоглощающим слоем хвостовой части фюзеляжа, имеющей между концами хвостовых балок пилообразную в плане заднюю ее кромку, причем консоли НДК, выполненные с передней кромкой параллельно размещенной передней кромке соответствующего киля, снабжены упомянутыми трапециевидными внутренними и внешними секциями, имеющими соответственно как положительный угол ϕ=+5° и отрицательный угол ϕ=-5° поперечного V, так и заднюю пилообразную в плане кромку, параллельно размещенную соответственно задней и передней кромкам киля V-образного оперения, при этом каждый ТВЗ, выполненный с автоматически регулируемым центральным клином, имеет при виде сбоку переднюю V-образную кромку входного устройства, верхняя и нижняя части которой параллельно размещены передним кромкам соответственно подфюзеляжного киля и киля V-образного оперения, и снабжен для отделения пограничного слоя от фюзеляжа пластинчатым нижним отсекателем, который размещен при виде сбоку за носовой частью фюзеляжа и параллельно верхней поверхности центроплана НДК, улучшая экранирование лопаток компрессора ТРДД и отведение пограничного слоя, повышает коэффициент восстановления полного давления, но и уменьшает заметность и его аэродинамическое сопротивление, причем каждая внешняя секция НДК, имеющая 2/5 полуразмаха НДК, клиновидный профиль с углом α=10° и непрерывную верхнюю или нижнюю поверхность, выполнена соответственно с нижним или верхним уступом-вырезом треугольной в плане формы, внешние выступающие стороны которой, образуя развитый треугольник в плане, выполняющий на НДК роль флапперонов, создают в точке максимальной его хорды (b_mаxНДК), совмещенной в уступе-вырезе с вершиной равнобедренного развитого треугольника в плане, образующей как конфигурацию профиля ступеньки по ширине и глубине - это соответственно 1/2 от хорды b_mахНДК и 2/3 от толщины с_mахНДК, так и заостренные законцовки НДК, имеющие переднюю и заднюю кромки соответственно прямой и обратной стреловидности, при этом НДК с предкрылком по всему размаху имеет развитые треугольные в плане флаппероны, выполненные с прямой и обратной стреловидностью задней кромки, размещенной при виде сверху параллельно передней и задней кромкам килей V-образного оперения, концевые части которых в стояночной конфигурации выполнены наравне с внешними секциями упомянутого НДК складывающимися с каждой стороны во внутрь к оси симметрии и вдоль единой линии, параллельно размещенной к последней, причем каждый упомянутый ТРДД с переходником 29, обеспечивающим как управление площадью критического и выходного многоугольных сечений его сопла в суживающейся или расширяющейся частях, так и плавное удобообтекаемое изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное плоское сопло, снабженное и нижней граненной стенкой 30, имеющей при виде сзади V-образную конфигурацию, и верхней створкой 31, состоящей из синхронно отклоняемых между вертикальных боковых стенок 28 вниз двух ее частей прямоугольной 32 и пятиугольной 33 формы в плане соответственно на углы 22,5° и 22,5°, но и вокруг первой 34 и второй 35 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 31 соприкасается с нижней граненной стенкой 30, имеющей как угол при ее вершине, равновеликий углу V-образной задней кромке верхней створки 31, так и на ее V-образных гранях люк с двумя прямоугольными в плане передними 36 и двумя трапециевидными в плане задними 37 разновеликими по площади створками, имеющими на противоположных сторонах пятиугольного в плане люка узлы поворота, создающие автоматическое синхронное отклонение отвесно вниз с одновременным поворотом вниз верхней створки 31 так, что две передние меньшие 36 из них отклоняются по полету, а две задние большие 37- против полета, образующие с незамкнутыми передней и задней боковыми поверхностями пятиугольный люк-сопло (ПЛС), которое, имея площадь и ширину, равновеликие переходнику 29 сопла пятигранной формы, создает соответствующее отклонение вектора реактивной тяги с горизонтального на вертикальное, но и обратно, при этом диагонально расположенная пара передней прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 створок, размещенных на гранях нижней стенки 30 каждого ТРДД, имеющих на нижних их сторонах треугольные 38 при виде сзади концевые части, выполненные с отгибом, угол которого равновелик углу между граней нижней стенки 30, и создающие при их первоочередном отклонении вниз перед открыванием диагонально размещенных других плоских прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 створок непрерывные переднюю и заднюю боковые поверхности нижнего ПЛС, причем для образования непрерывной левой и правой боковых поверхностей ПЛС нижняя двухслойная его створка 30 снабжена нижними продольными трапециевидными створками 39, синхронно открывающимися вниз перед парой поперечных диагонально расположенных прямоугольной 36 и трапециевидной 37 створок ПЛС, при этом синхронное отклонение прямоугольной 32 +с пятиугольной 33 частей верхней створки 31 вниз на 22,5°+7,5° или 22,5°+22,5° с одновременным открыванием попарно трапециевидных створок 39 ПЛС, затем вниз его створок по полету 36 или против 37, образуя их наклон к горизонтали под углом 45°, обеспечивают возможность выполнения короткого взлета или посадки с коротким пробегом соответственно посредством создания наклонно-горизонтальной реактивной тяги или реверса горизонтальной тяги, причем снизу хвостовой части фюзеляжа под гребенчатой поверхностью вдоль оси симметрии размещен обтекатель, имеющий на его конце отсек с выдвижной штангой магнитометра и в нижней его нише с открываемыми створками опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции при барражирующем его полете, при этом после режима вертикального взлета и зависания при переходе на самолетные режимы полета с работающими ТРДД, создающими реактивную тягу, два ПВ в БКО, отключенных от привода трансмиссии, снабжены возможностью обеспечивать два способа реализации горизонтального полета как при открытых, так и закрытых упомянутых верхних полукруглых створках и нижних жалюзи-рулей БКО соответственно как барражирующего малоскоростного полета с авторотирующими двумя ПВ, так и транс- или сверхзвукового крейсерского полета с зафиксированным каждым ПВ в соответствующем БКО.

4. Беспилотный малозаметный СВВП по п. 3, отличающийся тем, что внутренние 17 и внешние 19 секции НДК 2 наравне с килями 8 V-образного оперения выполнены с возможностью их двойного складывания соответственно вверх к оси симметрии и обратно вниз, размещаясь при этом в соответствующих утонченностях 40 фюзеляжа 1 вдоль боковых его сторон, высота которых равновелика размаху соответствующих сложенных секций НДК 2 и внутренних секций 41 килей 8.

5. Способ применения беспилотного малозаметного СВВП воздушного базирования на палубном истребителе носителе (ИН), заключающийся в том, что в ходе его перемещения на подвесной консоли подфюзеляжного пускового устройства ИН со сложенными консолями НДК, килями V-образного оперения и в бомбоотсеке с двумя противокорабельными ракетами (ПКР) СВВП имеет возможность пуска ПКР с подвешенного состояния на ИН, отстыковывания и его запуска с ИН для создания между ИН и ПВО корабля-цели буферной безопасной авиазоны, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М с 40 до 400 км, при этом радаром типа Н036 с ИН обеспечивается целеуказание, а управление СВВП - вторым пилотом ИН, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны - станцию активных электронных помех, причем при достижении области, из которой будет поражена цель, СВВП произведет залп или поочередный запуск ПКР с коррекцией ошибки, накопленной комбинированной инерциальной системой управления по данным приемника сигналов спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС, на конечном участке полета ПКР используется инфракрасная головка ее самонаведения и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей, затем СВВП на удалении 1400 км автоматически возвращается на авианосец-носитель с вертикальной на его палубу посадкой.