Противолодочный ракетный комплекс с автономным реактивным самолетом-носителем и способ его применения

Изобретение относится к области военной техники и может быть применено в конструкции противолодочных ракетных комплексов. Палубный авиационный ракетный комплекс содержит летательный аппарат, имеющий фюзеляж, крыло, силовую установку с турбореактивным двигателем, бортовую систему управления, бортовой источник питания, авиационную противолодочную ракету для поражения подводной лодки. Комплекс оснащен двумя возвращаемыми на вертолетную площадку КН беспилотными сверхзвуковыми самолетами-вертолетами, выполненными с двухвинтовой поперечно-несущей и подъемно-маршевой системами, включающими с противоположным вращением два несущих винта (НВ), обеспечивающих вертикальный и короткий взлет/посадку, и турбореактивные двигатели с управляемым вектором тяги для горизонтального полета при зафиксированных однолопастных НВ. Колонки валов и лопасти-крылья смонтированы возле передних концов и уложены внутри межкрыльных разнесенных балок, закрепленных на законцовках переднего горизонтального оперения и на консолях второго крыла. Обеспечивается повышение дальности полета, вероятность поражения цели, расположенной на большой дальности. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к средствам военной техники и может быть применено в конструкции противолодочных ракетных комплексов, использующих беспилотные сверхзвуковые самолеты-вертолеты как с поперечными несущими винтами (НВ), обеспечивающими вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и турбореактивные двигатели с управляемым вектором тяги для горизонтального полета при зафиксированных однолопастных НВ, колонки валов и лопасти-крылья с противовесами которых смонтированы возле передних концов и уложены внутри межкрыльных разнесенных балок, закрепленных передними концами на законцовках переднего горизонтального оперния и задними - на консолях второго крыла, но и имеющих открывающиеся сверху створки, обеспечивающие свободное выдвижение телескопических колонок валов и противовесов НВ и их вращение над межкрыльными балками и перед бортами фюзеляжа, имеющего в бомбоотсеке авиационные противолодочные ракеты, так и трансформируемыми после их посадки на корабль-носитель в стояночную конфигурацию посредством складывания вверх внешних секций второго крыла и килей для их перевозки в ангаре на ложементе заправляющей топливом и заряжающей боекомплектом станции, например, атомной подводной авианесущей лодке.

Известен самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) 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, муфтой сцепления, приводным валом, редуктором привода подъемного вентилятора с поворотными створками, хвостовое двухкилевое оперение.

Признаки, совпадающие - силовая установка самолета F-35V включает форсажный ТРДД, выполненный на базе двигателя F119, имеет модуль основного поворотного сопла, муфту сцепления, основной приводной вал, редуктор привода подъемного вентилятора и расположенные в крыле воздухоотводящие каналы с регулирующими расход воздуха соплами, предназначенными для осуществления 17 кН подъемной тяги и управления самолетом по крену. На режиме ВВП мощность от ТРДД передается к продольному приводному валу длиной около 1,8 м. Вал входит в муфту, и при зацеплении муфта соединяет основной вал с подъемным вентилятором, который способен преобразовывать переданную ему валом мощность в 21600 кВт в тягу, примерно равную 89 кН (9072 кгс). 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.

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 боковые подкрыльные сопла с увеличением угла атаки крыла на переходных режимах полета создают опасность появления на крыле срыва потока до создания подъемным вентилятором и поворотным соплом ТРДД необходимой подъемной силы, что снижает надежность и поперечную управляемость. Третья - это то, что для выполнения ВВП и зависания имеется двойная раздельная система создания вертикальной тяги и продольно-поперечной подъемной силы (ТРДД с поворотным соплом, подъемный вентилятор и подкрыльные сопла), что неизбежно ведет к утяжелению и уменьшению весовой отдачи, так как при горизонтальном его полете рулевые боковые сопла и подъемный вентилятор, увеличивая паразитную массу, бесполезны. Кроме того, использование форсажного ТРДД при ВВП приводит к увеличению удельного расхода топлива на 46%. Все это ограничивает возможность повышения дальности полета.

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.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является противолодочный ракетный комплекс (ПЛРК) "Super Icara" (Великобритания), используемый с пускового устройства (ПУ) корабля-носителя (КН) одноразовый автономный реактивный самолет-носитель (АРСН), содержащий фюзеляж, несущее крыло с органами управления, силовую установку (СУ) с турбореактивным двигателем, бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую автономное (АУ) и дистанционное или телемеханическое управление (ТМУ) с командного пункта (КП) КН, бортовой источник питания, отделяемую авиационную противолодочную ракету (АПР), состыкованную посредством узла отделения с АРСН и предназначенную для поражения подводной лодки (ПЛ).

Признаки, совпадающие - габариты ПЛРК без корабельного ПУ: длина 3,42 м, размах крыльев 1,52 м, высота 1,57 м. Боевая часть: малогабаритная самонаводящаяся противолодочная торпеда (Мк 44 или Мк 46). Летные характеристики: максимальная и минимальная высота полета соответственно 300 м и 15-20 м. Ввиду значительного веса КР с торпедой Mk.44 составляющего 1480 кг (при массе в 13% целевой нагрузки - торпеды 196 кг, ее длине 2,57 м и диаметре 324 мм) и малых дальности 24 км и скорости полета 140-240 м/с, а боевой части (торпеды - 30 узлов и дальность хода 5 км).

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

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном корабельном ПЛРК "Super Icara" (Великобритания) увеличения полезной нагрузки и весовой отдачи, повышения скороподъемности и дальности полета, увеличения вероятности поражения подводной цели, расположенной на большой дальности, достижения возможности барражирующего продолжительного полета в районе предполагаемого местонахождения подводной цели и атаковать ее в режиме зависания, а также возможности возврата на вертолетную площадку КН для повторного использования и трансформации в походную конфигурацию для перевозки по воде или под водой в грузовом отсеке на ложементе надводного или подводного авианесущего КН.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного ПЛРК "Super Icara", используемого с КН, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он оснащен, по меньшей мере, двумя возвращаемыми на вертолетную площадку КН беспилотными сверхзвуковыми самолетами-вертолетами (БССВ), снабженными двухвинтовой поперечно-несущей системой (ДПНС), включающей в ДПНС-Х2 два однолопастных несущих винта (НВ) с противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, и два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) с отбором их мощности на поперечные НВ и управляемым вектором тяги (УВТ) в подъемно-маршевой системе (ПМС) 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 при зафиксированных лопастях однолопастных НВ, колонки валов, лопасти и противовесы которых выполнены складывающимися назад по полету, смонтированы ближе к передним концам и уложены во внутрь и вдоль продольной оси межкрыльных разнесенных балок (МРБ), которые закреплены их передними и задними концами соответственно на законцовках стреловидного переднего горизонтального оперения (ПГО) и на верхней поверхности консолей среднерасположенного трапециевидного крыла (СТК), корневые части которого снабжены наплывами, выполненными с переменной стреловидностью передней кромки и смонтированными над подкрыльными боковыми воздухозаборниками ТРДД, имеющими конструкцию их каналов с двойной S-образностью и при виде сверху, и с боку, но и снабжены от передних их концов открывающимися верхними створками МРБ, устанавливаемыми предварительно наружу от продольной их оси горизонтально после их открывания и обеспечивающими после поднятия из МРБ складываемых колонок валов однолопастных НВ с их противовесами, но и закрывание обратно створок с обеспечением свободного вращения НВ над МРБ при выполнении ВВП и зависания и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДПНС-Х2 и реактивной ПМС-R2 в соответствующий высокоскоростной крылатый автожир или трансзвуковой самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с поперечными НВ, работающими на режимах их авторотации или при зафиксированных лопастях левого и правого НВ, лопасти-крылья которых закреплены с удобообтекаемыми профилированными противовесами и направлены вдоль консолей ПГО наружу от плоскости симметрии, увеличивая площадь близкорасположенного ПГО и несущую его способность и преобразуя его ПГО в первое стреловидное крыло дупланной схемы, но и обратно, при этом межбалочные секции ПГО, имеющие как их меньшую сумму площадей, составляющую 10,7% от суммы площадей ПГО с СТК, так и в свою очередь меньшую площадь, составляющую 12% от площади большего СТК, причем скошенные боковые стороны верхней и нижней частей фюзеляжа, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют граненную конфигурации при виде спереди с острой линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая верхние поверхности консолей СТК, имеющего с трапециевидной законцовкой пилообразную в плане переднюю кромку, выполненного с клиновидным профилем и способностью для уменьшения стояночной площади отклонения вверх его внешних секций и их укладывания на верхнюю часть соответствующей мотогондолы, при этом при выполнении ВВП и зависания поперечные НВ, не взаимодействующие с соответствующей реактивной струей исходящей из отклоненного вниз поворотного в вертикальной плоскости сопла каждого ТРДД в ПМС-R2, выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами, например, при виде сверху левый и правый однолопастные НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти, проходя перед внешними бортами фюзеляжа от носовой к средней его частям, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечно-продольного управления при выполнении ВВП и зависания, причем внутренние секции СТК, имеющие как размах равновеликий полуразмаху киля развитого V-образного оперения, снабжены внешними секциями с передней кромкой, размещенной при виде сверху параллельно передней кромке V-образного оперения, внешние концевые части килей которого выполнены отклоняемыми в вертикальной плоскости и складывающимися в стояночной конфигурации к оси симметрии, уменьшающими при сложенных внешних секций СТК в 1,99 раза стояночную площадь от взлетной его площади, при этом каждый подкрыльный воздухозаборник ТРДД снабжен передней кромкой входного устройства, размещенной при виде сбоку параллельно задней кромке V-образного оперения, цельно-поворотные трапециевидные разнесенные на хвостовых балках кили которого отклонены наружу под углом 43° от плоскости симметрии, имеют выпукло-серповидную заднюю кромку и снабжены подфюзеляжными килями, имеющими на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, используемые при вертикальной посадке, причем в силовой установке (СУ) два ТРДД смонтированы в кормовой части фюзеляжа между хвостовых балок, имеют задние круглые реактивные сопла, синхронно отклоняемые в вертикальной продольной плоскости на угол до 95° вниз или обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета, выполнены с отбором мощности от каждого ТРДД, имеющего в системе трансмиссии передний вывод приводного вала для передачи через муфту сцепления крутящего момента на главный редуктор, снабженный продольными двумя выходными валами, приводящими угловые в плане бортовые редукторы, поперечные выходные валы которых проложены в носке ПГО и образуют с соответствующими угловыми в вертикальной плоскости консольными редукторами НВ симметричную синхронно-сбалансированную ДПНС-Х2, при этом на режимах ВВП и зависания плавное перераспределение отбора вертикальной реактивной тяги и механической мощности в СУ от двух ТРДД обеспечивается поворотными соплами системы УВТ и понижающими главным редуктором, угловыми бортовыми и консольными редукторами, которые передают на ПМС-R2 и однолопастные НВ в ДПНС-Х2 соответственно 40% и 60% от взлетной мощности СУ, но и обратно.

Кроме того, у БССВ упомянутые однолопастные НВ, имеющие телескопические колонки их валов, выполнены со ступенчатым профилем концевой части на одной третьей радиуса каждой с обратным сужением лопасти, имеющей концевую хорду лопасти в 2,0 раза больше ее корневой хорды и клиновидный профиль с углом α=10° и непрерывной нижней поверхностью, выполнен с верхним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой, имея вогнутые во внутрь задние кромки лопасти, создают в точке максимальной ее хорды (bmaxHB), совмещенной в уступе-вырезе с меньшей диагональю ромбовидной в плане формы, образующей как конфигурацию профиля ступеньки по ширине и глубине - это соответственно 1/2 от хорды bmaxHB и 2/3 от толщины cmaxHB, так и заостренную законцовку лопасти, имеющую параболическую переднюю кромку и обратной стреловидности заднюю кромку, при этом упомянутые телескопические противовесы НВ имеют радиус (rтп) во втянутом или выдвинутом положении соответственно равновеликий радиусу обтекателя втулки НВ, имеющего диаметрально размещенные срезы в виде круговых сегментов, хорды которых равновелики корневым хордам НВ и противовеса, или 30% от радиуса НВ, причем каждый противовес, имеющий корневую и концевую хорды соответственно равновеликую и в 1,2 раза меньше корневой хорды НВ, выполнен с концевой частью в виде ответного сегмента окружности с диаметром равновеликим обтекателю втулки НВ, сопрягаемого при его втягивании со срезом кругового сегмента втулки, образуя удобообтекаемую ее круглую в плане форму, при этом каждый ТРДД, выполненный с возможностью на режимах ВВП и зависания его преобразования в модификацию подъемного ТРДД с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе свободной мощности на привод НВ в ДПНС-Х2, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги в ПМС-R2 между поворотных сопел каждого ТРДД для увеличения совместной их подъемной и реактивной вертикальной тяги, причем каждый ТРДД имеет переходник плоского сопла, смонтированного сверху хвостовой части фюзеляжа над гребенчатой поверхностью с термопоглощающим ее слоем до пилообразной в плане задней ее кромке, включающего две неподвижные боковые вертикальные стенки сопла, нижнюю граненную створку, имеющую при виде сзади V-образную конфигурацию, и верхнюю отклоняемую вниз створку, представляющую собой от поперечной оси ее поворота плоскую стенку, плавно переходящую на ее задней кромке в V-образную и инвертированную V-образную конфигурации соответственно при виде сверху и сзади, преобразующую пятиугольную форму на входе переходника в горизонтальное сопло шестигранной формы, но и обеспечивающую независимое как управление площадью критического и выходного многоугольных сечений сопла в суживающейся или расширяющейся их частях, так и отклонение вниз на угол 45° до соприкосновения с нижней граненной створкой, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней отклоняемой вниз створке с инвертированной V-образной нижней ее формой, так и люк с автоматически синхронно открывающимися на угол 90° вниз четырьмя трапециевидными створками, расположенными на четырех противоположных гранях шестиугольного люка и отклоняемыми одновременно с поворотом вниз верхней створки таким образом, что две из них отклоняются по полету, а две против полета, образуя выходное устройство площадь и габариты которого равновелики горизонтальному соплу шестигранной формы, что предопределяет соответствующее отклонение вектора остаточной тяги ТРДД с горизонтального на вертикальное, но и обратно, при этом при отклонении верхней створки вниз на 15° с одновременным открыванием попарно трапециевидных створок люка, отклоняемых вниз на угол 45° по полету или против обеспечивается возможность выполнения короткого взлета или посадки с коротким пробегом соответственно посредством создания наклонно-горизонтальной тяги или реверса горизонтальной тяги.

Кроме того, у БССВ упомянутые клиновидные профили лопастей НВ и непрерывной верхней их поверхностью выполнены с нижним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой образуют упомянутый равнобедренный треугольник в плане, выполняющий на лопастях с полужестким креплением роль рулевых поверхностей, снабженных сервоприводом и возможностью при выполнении ВВП и зависания их синхронного отклонения в вертикальной плоскости так, что как при синфазном их отклонении вниз и вверх и прохождении при этом лопастей НВ с передней части фюзеляжа, изменяя балансировку по тангажу, создают соответственно кабрирующий и пикирующий моменты, так и дифференциальном их отклонении вниз/вверх и вверх/вниз при прохождении лопастей НВ слева и справа от соответствующих сторон фюзеляжа, изменяют балансировку по крену, при этом упомянутые хвостовые балки снабжены на конце одной из них выдвижной штангой магнитометра, а на другой - опускаемой и буксируемой под водой антенной гидроакустической станции.

Кроме того, БССВ в полетной конфигурацией крылатого автожира с авторотирующими НВ снабжен опускаемой гидроакустической системой, состоящей из индикатора акустических сигналов и двух приемников для их приема от гидроакустического буя, их кодирования и передачи по восьмиканальной закрытой связи на КН для обработки в реальном масштабе времени, и высокочувствительным магнитометром, имеющим магниточувствительный элемент, работающий на расстоянии 30 м от водной поверхности, и связанным с БСУ БССВ, предусматривающей выдачу команд на включение в расчетной точке магнитометра и на управление после срабатывания магнитометра при обнаружении ПЛ-цели, но и регистрации в запоминающем устройстве БСУ координат точки обнаружения ПЛ-цели при передаче на КН и его КП, при этом БССВ имеет как радиоканал закрытой связи с КН, представляющий собой атомную подводную авианесущую лодку (АПАЛ), так и радиолокационную станцию с передатчиком команд, оптико-электронную систему с двухканальным автоматом сопровождения цели и вычислительную систему с блоком автоматики многофункционального пульта управления, обеспечивающего при горизонтальном крейсерском полете самостоятельное нахождение ПЛ-цели, идентификации ее и принятие подтвержденного решения от оператора АПАЛ об уничтожении им выбранных, но и возможность его транспортирования в ангаре АПАЛ и походной его конфигурации со сложенными консолями СТК при зафиксированных соответствующим образом лопастях упомянутых однолопастных НВ, причем прочная рубка, снабженная за ней и спереди комплексами соответственно двумя побортно зенитными «Дуэт» и зенитным ракетно-артиллерийским "Панцирь-М", убирающимися в походном подводном положении в контейнеры внутри легкого корпуса, оснащена вдоль продольной оси корпуса в ее продолжение задним авиационным прочным ангаром для размещения в нем на стационарных V-образных в плане ложементах, фиксирующих колеса шасси, по меньшей мере, двух расположенных тандемом БССВ, имеющим с его заднего торца автоматически раскрываемые соответствующие прочные люки, при этом прочный ангар снабжен выдвижным столом-спутником, имеющим телескопическую стойку-ложемент, фиксирующую зажимами носовую подфюзеляжную часть БССВ, и возможность при поднятой стойке-ложементе с носовой его опорой переднего колеса, зафиксированной на ложементе стола-спутника, буксирования на задних колесах по оси симметрии АПАЛ вперед-назад БССВ при убранных его НВ во внутрь фюзеляжа и сложенных внешних секций СТК и килей V-образного оперения в походно-заряжающей конфигурации, причем прочный корпус на верхней его части за кормовым ангаром снабжен горизонтальной взлетно-посадочной площадкой (ГВПП), имеющей длину равновеликую длине фюзеляжа БССВ с вращающимися поперечными НВ и систему принудительной сушки ее поверхности, но и в ее центре систему швартовки и принудительной вертикальной посадки (СШПВП) БССВ на выдвинутый из ангара стол-спутник со стойкой-ложементом, при этом кормовая СШПВП, обеспечивающая возможность посадки БССВ на палубу АПАЛ при кренах до 25° и представляющая собой при виде сзади П-образную раму с телескопическими боковыми стойками, размещенную перпендикулярно продольной оси корпуса АПАЛ, выполнена с возможностью ее поворота в вертикальной плоскости вдоль последнего с горизонтального в вертикальное положение, снабжена сверху по краям и в середине ее поперечины соответственно ИК-приемниками, взаимодействующими с ИК-излучателями БССВ и автоматически корректирующими его маневры при посадке с использованием СШПВП, и цанговым узлом с пропущенным через него тросом с развитым эллипсовидным коушем, размещенным в центрирующем узле строго вдоль поперечины большей его диагональю и взаимодействующим с захватом отклоняемого вниз при посадке гака БССВ, закрепленного под центром его масс, причем при вертикальной посадке после зацепления гака БССВ и коуша троса его намотка/размотка производится сквозь палубный герметичный узел на ГВПП и обеспечивается лебедкой с барабаном и следящим его электроприводом, установленной под центром ГВПП в герметичном контейнере внутри легкого корпуса, с последующим разжимом цангового узла поперечины и одновременным втягиванием стоек П-образной рамы и ее поворота в горизонтальное положение так, что ее поперечина с цанговым узлом скользя по тросу опускается вниз и размещается в соответствующей нише над центром ГВПП, после чего БССВ осуществляет вертикальную посадку на телескопическую стойку-ложемент стола-спутника с одновременной подмоткой троса, затем после фиксации зажимами носовой подфюзеляжной части БССВ за передней стойкой шасси захват его гака отсоединяется от коуша троса и стойка-ложемент подняв носовую часть фиксирует переднюю стойку колеса БССВ на столе-спутнике, который перемещает БССВ на задних колесах по соответствующим продольным направляющим палубы АПАЛ во внутрь ее ангара и опускается на стационарные V-образные в плане ложементы, фиксирующие три колеса шасси БССВ на позиции грузового лифта, который опускает БССВ на нижнюю палубу для его последующего перемещения на станцию заправки топливом и заряжания боекомплектом, например, АПР, при этом после выполнения всех вышеперечисленных операций в обратном порядке обеспечивается автоматическая выкатка стола-спутника из ангара на ГВПП готового БССВ, жестко удерживаемого фиксаторами стойки-ложемента до тех пор, пока его несущая система достигнет необходимого уровня подъемной силы, затем синхронно и автоматически отключается работа замков всех фиксаторов и выполняется вертикальный его взлет.

Способ применения ПЛРК, заключающийся в том, что ПЛ-цель обнаруживают в условиях наблюдения за ней в пассивном режиме работы гидроакустической станции БССВ или гидроакустического комплекса АПАЛ, когда дистанция до ПЛ-цели, находящейся на значительном удалении от АПАЛ, известна ориентировочно, выдают на БССВ, несущий по меньшей мере две АПР, данные первичного целеуказания, в том числе только пеленг на ПЛ-цель, выполняют предстартовую подготовку и проверку АПР, вводят в БСУ БССВ полетное задание и после автоматической выкатки стола-спутника на ГВПП, обеспечивается вертикальный взлет БССВ, управляют им на стартовом и маршевом участках траектории с использованием его БСУ и в дистанционном исполнении по командам от системы ТМУ с АПАЛ, удерживают маршевую малую высоту полета БССВ, обеспечивающую обнаружение ПЛ-цели на глубине до 600 м, по команде БСУ осуществляют поиск цели после включения магнитометра на заданном маршруте барражирующего кругового полета, с обнаружением ПЛ-цели в БСУ вырабатывают команду и выполняют маневр БССВ для сброса АПР, передают сигнал об обнаружении цели с ее координатами по системе взаимного обмена информацией (ВЗОИ) с первой АПР через БСУ БССВ на другую АПР залпа, рассчитывают маневр для сброса второй АПР в зоне захвата ПЛ-цели неконтактной системой обнаружения (НСО) первой АПР, в случае непопадания точки сброса АПР в эту зону или в соответствии с заданием рассчитывают круговой маневр с применением системы наведения БССВ с адаптивным углом упреждения его на ПЛ-цель, который автоматически определяется при сближении с ПЛ-целью и корректирует требуемый разворот БССВ для сброса второй АПР в расчетной точке и затем выполняют маневр БССВ для сброса второй АПР, при получении сигнала от другой АПР залпа об обнаружении и захвате ПЛ-цели выполняют ее совместную атаку путем сближения АПР на дистанцию срабатывания их неконтактных взрывателей или до момента столкновения АПР с корпусом ПЛ-цели, подрывают взрывчатое вещество боевой части каждой АПР и поражают ПЛ-цель, после чего в БСУ БССВ вырабатывают команды по его управлению для автоматического возврата и вертикальной посадки на стойки ложемента стола-спутника АПАЛ с использованием СШПВП.

Кроме того, способ применения ПЛРК, заключающийся в том, что БССВ, несущий по одной АПР и противокорабельной ракете, обеспечивает соответствующую борьбу с ПЛ-целью и надводным кораблем, выполняет вертикальный взлет с ГВПП АПАЛ, при этом планер БССВ выполнен из композиционных материалов по малозаметной технологии, а его БСУ снабжена возможностью опционального его управления пилотами из двухместной кабины, имеющей катапультируемые в верхнюю полусферу кресла, размещенные бок о бок, но и его использования в составе авиационной группы в качестве головного совместно с двумя беспилотными аппаратами, один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет маневры головного, а другой -управляется вторым пилотом с головного, а затем и наоборот.

Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить противолодочный ракетный комплекс (ПЛРК), оснащенный, по меньшей мере, двумя возвращаемыми на вертолетную площадку КН беспилотными сверхзвуковыми самолетами-вертолетами (БССВ), снабженными двухвинтовой поперечно-несущей системой (ДПНС), включающей в ДПНС-Х2 два однолопастных НВ с противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при выполнении ВВП и КВП или на переходных режимах полета, и два ТРДД с отбором их мощности на поперечные НВ и управляемым вектором тяги (УВТ) в подъемно-маршевой системе (ПМС) 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 при зафиксированных лопастях однолопастных НВ, колонки валов, лопасти и противовесы которых выполнены складывающимися назад по полету, смонтированы ближе к передним концам и уложены во внутрь и вдоль продольной оси межкрыльных разнесенных балок (МРБ), которые закреплены их передними и задними концами соответственно на законцовках стреловидного переднего горизонтального оперения (ПГО) и на верхней поверхности консолей среднерасположенного трапециевидного крыла (СТК), корневые части которого снабжены наплывами, выполненными с переменной стреловидностью передней кромки и смонтированными над подкрыльными боковыми воздухозаборниками ТРДД, имеющими конструкцию их каналов с двойной S-образностью и при виде сверху, и с боку, но и снабжены от передних их концов открывающимися верхними створками МРБ, устанавливаемыми предварительно наружу от продольной их оси горизонтально после их открывания и обеспечивающими после поднятия из МРБ складываемых колонок валов однолопастных НВ с их противовесами, но и закрывание обратно створок с обеспечением свободного вращения НВ над МРБ при выполнении ВВП и зависания и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДПНС-Х2 и реактивной ПМС-R2 в соответствующий высокоскоростной крылатый автожир или трансзвуковой самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с поперечными НВ, работающими на режимах их авторотации или при зафиксированных лопастях левого и правого НВ, лопасти-крылья которых закреплены с удобообтекаемыми профилированными противовесами и направлены вдоль консолей ПГО наружу от плоскости симметрии, увеличивая площадь близкорасположенного ПГО и несущую его способность и преобразуя его ПГО в первое стреловидное крыло дупланной схемы, но и обратно, при этом межбалочные секции ПГО, имеющие как их меньшую сумму площадей, составляющую 10,7% от суммы площадей ПГО с СТК, так и в свою очередь меньшую площадь, составляющую 12% от площади большего СТК, причем скошенные боковые стороны верхней и нижней частей фюзеляжа, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют граненную конфигурации при виде спереди с острой линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая верхние поверхности консолей СТК, имеющего с трапециевидной законцовкой пилообразную в плане переднюю кромку, выполненного с клиновидным профилем и способностью для уменьшения стояночной площади отклонения вверх его внешних секций и их укладывания на верхнюю часть соответствующей мотогондолы, при этом при выполнении ВВП и зависания поперечные НВ, не взаимодействующие с соответствующей реактивной струей исходящей из отклоненного вниз поворотного в вертикальной плоскости сопла каждого ТРДД в ПМС-R2, выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами, например, при виде сверху левый и правый однолопастные НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти, проходя перед внешними бортами фюзеляжа от носовой к средней его частям, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечно-продольного управления при выполнении ВВП и зависания, причем внутренние секции СТК, имеющие как размах равновеликий полуразмаху киля развитого V-образного оперения, снабжены внешними секциями с передней кромкой, размещенной при виде сверху параллельно передней кромке V-образного оперения, внешние концевые части килей которого выполнены отклоняемыми в вертикальной плоскости и складывающимися в стояночной конфигурации к оси симметрии, уменьшающими при сложенных внешних секций СТК в 1,99 раза стояночную площадь от взлетной его площади, при этом каждый подкрыльный воздухозаборник ТРДД снабжен передней кромкой входного устройства, размещенной при виде сбоку параллельно задней кромке V-образного оперения, цельно-поворотные трапециевидные разнесенные на хвостовых балках кили которого отклонены наружу под углом 43° от плоскости симметрии, имеют выпукло-серповидную заднюю кромку и снабжены подфюзеляжными килями, имеющими на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, используемые при вертикальной посадке, причем в силовой установке (СУ) два ТРДД смонтированы в кормовой части фюзеляжа между хвостовых балок, имеют задние круглые реактивные сопла, синхронно отклоняемые в вертикальной продольной плоскости на угол до 95° вниз или обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета, выполнены с отбором мощности от каждого ТРДД, имеющего в системе трансмиссии передний вывод приводного вала для передачи через муфту сцепления крутящего момента на главный редуктор, снабженный продольными двумя выходными валами, приводящими угловые в плане бортовые редукторы, поперечные выходные валы которых проложены в носке ПГО и образуют с соответствующими угловыми в вертикальной плоскости консольными редукторами НВ симметричную синхронно-сбалансированную ДПНС-Х2, при этом на режимах ВВП и зависания плавное перераспределение отбора вертикальной реактивной тяги и механической мощности в СУ от двух ТРДД обеспечивается поворотными соплами системы УВТ и понижающими главным редуктором, угловыми бортовыми и консольными редукторами, которые передают на ПМС-R2 и однолопастные НВ в ДПНС-Х2 соответственно 40% и 60% от взлетной мощности СУ, но и обратно. Все это позволит в БССВ при переходных маневрах повысить продольную устойчивость и управляемость по крену, а размещение двух ТРДД с УВТ между хвостовых балок позволит упростить систему трансмиссии. Переменная стреловидность кромок СТК ограждает от радаров турбины ТРДД наравне с обратным скосом передней кромки их воздухозаборников, но и увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ клиновидного СТК, особенно, с верхней непрерывной поверхностью и нижним ромбовидным в плане уступом-вырезом и, следовательно, позволяет достичь улучшенного большого ламинарного течения. Причем воздухозаборники ТРДД, выполненные с S-образными каналами при виде сверху и сбоку, также ограждает наравне с нижним утолщением фюзеляжа от радаров их турбины. Кроме того, это позволит повысить безопасность полетов и использовать ТРДД меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит мидель мотогондол и их аэродинамическое сопротивление. Применение убираемых НВ в боковые ниши фюзеляжа позволит достичь более высокую аэродинамическую эффективность. Поэтому основной режим работы однолопастных НВ - это выполнение ВВП и зависания БССВ. В случае появления косого обдува тяга НВ изменяется циклически. Поэтому жесткое крепление лопастей улучшает управляемость, особенно, однолопастных НВ. В синхронно-сбалансированной ДПНС-Х2 моменты Мкрен и Мпрод от левого и правого НВ с противоположным их вращением при передаче на фюзеляж взаимно уничтожаются. При этом наступающие лопасти НВ, проходя перед левым и правым бортами фюзеляжа от носа к центру масс и, как следствие, обеспечивают создание от НВ более плавного обтекания воздушным потоком фюзеляжа, исключающего резонансные его колебания совместно с СТК и V-образным оперением. Это позволит уменьшить вес планера БССВ, выполненного по малозаметной технологии, улучшить весовую отдачу, повысить дальность полета. Более того, это позволит также весьма увеличить вероятность поражения подводной цели и повысить эффективность противолодочной обороны при барражирующем полете со скоростью 220-250 км/ч группы БССВ, особенно, в полетной конфигурации крылатого автожира и совместно с опционально пилотируемым БССВ, несущим АПР-3МЭ и используемым с атомной подводной авианесущей лодки совместно с ударным малозаметным БССВ, несущим противокорабельные ракеты.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения палубного БССВ с ДПНС-Х2 и двумя ТРДД с УВТ и плоскими соплами в ПМС-R2, размещенными сверху хвостовой части фюзеляжа над гребенчатой его поверхностью, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в) с расположением однолопастных левого и правого НВ при его использовании с АПАЛ вид г):

а) в полетной конфигурации сверхзвукового самолета КВП с уложенными в МРБ лопастями НВ при втянутых телескопических колонок валов и их противовесов, реактивной тягой, обеспечиваемой ТРДД с УВТ плоских сопел при коротком взлете с отклонением верхних их створок 32 вниз на 15° и передней пары створок 33 вниз на 45°;

б) в полетной конфигурации вертолета с консолями СТК, килями V-образного оперения, имеющими линии их складывании, размещенные параллельно оси симметрии, и реактивной ПМС-R2 и ДПНС-Х2, создающие вертикальную реактивную тягу ТРДД и подъемную силу поперечными НВ, лопасти которых без перекрытия свободно вращаются в противоположные стороны перед бортами фюзеляжа и над ПГО;

в) в полетной конфигурации трансзвукового самолета схемы с зафиксированными однолопастными НВ, имеющими телескопические выдвинутые колонки валов из МРБ и втянутые противовесы в обтекатели их втулок, а также лопасти-крылья НВ, направленные наружу вдоль консолей ПГО и преобразующие последнее в первое крыло дупланной схемы совместно с СТК и V-образным хвостовым оперением.

На фиг. 1г изображена АПАЛ 34 с палубным ПЛРК в посадочной конфигурации БССВ 41 с использованием поворотной П-образной рамы 43 СШПВП на стойке-ложементе 49 стола-спутника 50, перемещающегося во внутрь первого ангара 38 на позицию лифта с БССВ 41 в походно-заражающей конфигурации для заправки топливом и заряжания боекомплектом на нижней палубе АПАЛ, затем после подъема лифта в ангаре 39, обеспечивается выкатка стола-спутника 50 с БССВ 41 из ангара 39 на ГВПП с разложенными внешними его секциями 19 СТК 6 и лопастями 22-23 НВ и выполняется вертикальный взлет при опущенной стойке-ложементе 49.

Палубный ПЛРК с БССВ корабельного базирования на АПАЛ, представленный на фиг. 1, выполнен по продольной схеме триплана, концепции ДПНС-Х2 с ПМС-R2 и планером из композитного углепластика, содержит фюзеляж 1, имеющий высокорасположенное ПГО 2 и малого удлинения СТК 3, консоли которых связаны межкрыльными разнесенными балками 4 с автоматически раскрываемыми верхними створками 5. Под наплывами 6 СТК 3 имеются подкрыльные воздухозаборники 7 со скошенной передней его кромкой 8 параллельно размещенной задней кромке разнесенных цельно-поворотных килей 9 V-образного оперения, снабженного подфюзеляжными килями 10, на законцовках которых размещены видеокамеры 11 и ИК-излучатели 12 для вертикальной посадки. Развитое V-образное оперение 9 смонтировано на разнесенных хвостовых балках 13, между которых установлены ТРДД 14 со скошенными назад плоскими соплами 15 и УВТ в МПС-R2 (на фиг. 1 не показаны). С клиновидным профилем СТК 3 имеет предкрылки 16, трапециевидные в плане наплывы 6 с уступом к внутренним секциям 17 с закрылками 18 и поворотные в верх внешние секции 19 с флапперонами 20. Поперечные левый 22 и правый 23 однолопастные НВ имеют телескопические противовесы 24 (см фиг. 1б) и колонки валов (на фиг. 1 не показаны), смонтированы на передних концах удобообтекаемых межкрыльных балках 3.

Поперечные однолопастные НВ 22-23 в ДПНС-Х2 выполнены без автоматов перекоса и с полужестким креплением их лопастей, но и возможностью создания от всех НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в поперечной их группе, например, левый 22 и правый 23 НВ при виде сверху соответственно вращаются по часовой стрелке и против часовой стрелки (см фиг. 1б). Каждый однолопастной НВ 22-23, имея клиновидные профили лопастей и непрерывной верхней их поверхностью выполнены с нижним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой образуют равнобедренный треугольник в плане, выполняющий на лопастях HB 22-23 роль рулевых поверхностей 27 с сервоприводом, изменяющие продольно-поперечную балансировку при выполнении ВВП и зависания (см. на фиг. 1 вид А-А).

Конвертируемая СУ с ТРДД в надкрыльных частях мотогондол 28 расположена в кормовой части фюзеляжа 1 и между килей 9 V-образного оперения (см. фиг. 1б), выполнена с отбором мощности и возможностью плавного перераспределения мощности от ТРДД на редукторы НВ 22-23, которое обеспечивается главным, угловыми бортовыми, а также консольными редукторами на НВ и ПМС-R2 (на фиг. 1 не показаны) соответственно 60% и 40% от взлетной их мощности при выполнении ВВП, зависания или сверхзвукового горизонтального полета БССВ. Оба ТРДД 14 с муфтами сцепления образуют с главным редуктором синхронизирующую систему, снабжены для режима ВВП и зависания системой УВТ с плоскими соплами 15, смонтированными сверху хвостовой части фюзеляжа 1 над гребенчатой поверхностью 29 с термопоглощающим слоем, имеющими две неподвижные боковые вертикальные стенки 30 сопла, нижнюю граненную створку 31, имеющую при виде сзади V-образную конфигурацию, и отклоняемую вниз на угол 45° верхнюю створку 32, представляющую собой от поперечной оси ее поворота плоскую стенку, плавно переходящую на ее задней кромке в V-образную и инвертированную V-образную конфигурации соответственно при виде сверху и сзади, преобразующую пятиугольную форму на входе сопла в горизонтальное сопло шестигранной формы. Нижняя граненная створка 31, имеет на ее гранях люк с автоматически синхронно открывающимися вниз четырьмя трапециевидными створками 33, расположенными на четырех противоположных гранях шестиугольного люка (на фиг. 1 не показано) и отклоняемыми одновременно с поворотом вниз верхней створки 32 так, что две из них отклоняются по полету, а две против полета, образуя выходное устройство площадь и габариты которого равновелики горизонтальному соплу шестигранной формы, что предопределяет соответствующее отклонение вектора тяги. При выполнении ВВП и в случае отказа ТРДД во время аварийной посадки БССВ его однолопастные 22-23 НВ, работающие на режиме авторотации, разгружают СТК 3. При этом закрылки 18 СТК 3 автоматически отклоняются на угол 47°, а при выполнении КВП в винтокрылой конфигурации - на угол 30°.

Управление палубным БССВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага поперечной группы НВ 22-23 и отклонением рулевых поверхностей: флапперонов 20, рулей высоты 9 и направления 9. При крейсерском полете подъемная сила создается ПГО 2 и СТК 3 с развитыми наплывами 6 и трапециевидными внутренними его секциями 17 (см. фиг. 1б), маршевая реактивная тяга - двумя ТРДД 14 с горизонтально установленными соплами 15, на режиме висения одно лопастными НВ 22-23 и двумя ТРДД 14 с вертикально установленными соплами 15, на режиме перехода - ПГО 2, СТК 3 и с НВ 22-23. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 18 (см. фиг. 1б) СТК 3 синхронно отклоняются на максимальные их углы. После создания подъемной тяги поперечными 22-23 НВ и ПМС-R2 обеспечиваются режимы ВВП и зависания (см. рис. 1б). При синфазном отклонении рулевых поверхностей 27 с сервоприводом (см. фиг. 1б) НВ 22-23 вниз и вверх и прохождении при этом лопастей НВ с передней части фюзеляжа 1, изменяя балансировку по тангажу, создают соответственно кабрирующий и пикирующий моменты, так и дифференциальном их отклонении вниз/вверх и вверх/вниз при прохождении лопастей 22-23 НВ слева и справа от соответствующих сторон фюзеляжа 1, изменяют балансировку по крену. При висении на вертолетных режимах полета БССВ путевое управление осуществляется дифференциальным изменением шага левого 22 и правого 23 НВ.

После вертикального взлета и набора высоты, убирается механизация СТК 3 и для перехода на самолетный горизонтальный режим полета лопасти однолопастных 22-23 НВ синхронно останавливаются вдоль МРБ 3, втягиваются их противовесы 24 в обтекатели их втулок и укладываются во внутрь МБР 3 посредством опускания колонки валов НВ 22-23. (см. фиг. 1a) и затем создается совместная реактивная тяга через плоские сопла 15 от двух ТРДД и производится высокоскоростной крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 9. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 9 и флапперонов 20 СТК 3 соответственно.

Малозаметный АПАЛ 34 имеет прочный ее корпус с развитой прочной рубкой 35, представленный на фиг. 1г. Прочная рубка 35, снабженная за ней и спереди комплексами соответственно двумя зенитными «Дуэт» и зенитным ракетно-артиллерийским "Панцирь-М", убирающимися в походном подводном положении соответственно в контейнеры 36 и 37 внутри легкого корпуса, оснащена вдоль продольной оси корпуса за рубкой 35 в ее удобообтекаемое продолжение задними авиационными прочными первым 38 и вторым 39 ангарами. Побортно за вторым 39 ангаром в его продолжение имеются ограничительные прочные наклонные боковые корпуса 40, способствующие безопасному взлету-посадке БССВ 41 на палубу АНПАЛ 34. Кормовая СШПВП, обеспечивающая возможность посадки БССВ 41 на палубу АПАЛ 34 при кренах до 25°, представляет собой при виде спереди П-образную раму 42 с телескопическими боковыми стойками 43, размещенную перпендикулярно продольной оси корпуса АПАЛ 34, выполнена с возможностью ее поворота в вертикальной плоскости вдоль последнего с горизонтального в вертикальное положение, снабжена сверху в середине ее поперечины цанговым узлом 44 с пропущенным через него тросом 45 с развитым эллипсовидным коушем 46, размещенным в центрирующем узле строго вдоль поперечины большей его диагональю и взаимодействующим с захватом отклоняемого вниз при посадке гака 47 БССВ 41, закрепленного под центром его масс. При вертикальной посадке после зацепления гака 47 БССВ 41 и коуша 46 троса 45 его намотка/размотка производится сквозь палубный герметичный узел на ГВПП и обеспечивается лебедкой 48 с барабаном и следящим его электроприводом, установленной под центром ГВПП в герметичном контейнере внутри легкого корпуса АПАЛ, с последующим разжимом цангового узла поперечины и одновременным втягиванием стоек П-образной рамы и ее поворота в горизонтальное положение так, что ее поперечина с цанговым узлом скользя по тросу опускается вниз и размещается в соответствующем углублении над центром ГВПП. Затем после фиксации зажимами носовой подфюзеляжной части БССВ за передней опорой шасси захват его гака отсоединяется от коуша троса и стойка-ложемент 49 подняв носовую часть фиксирует опору переднего колеса БССВ на столе-спутнике 50, который перемещает БССВ на задних колесах во внутрь ангара 39-38 и опускает на стационарные V-образные в плане ложементы (на фиг. 1 не показано) под колеса шасси БССВ на позиции грузового лифта, который опускает БССВ на нижнюю палубу для его последующего перемещения на станцию заправки топливом и заряжания боекомплектом, например, АПР.

Таким образом, малозаметный БССВ с ДПНС-Х2 и ПМС-R2, имеющий однолопастные НВ, левый и правый из которых смонтированы на концах ПГО, убираемых со сложенными лопастями НВ в МБР, представляет собой реактивный преобразуемый СВВП, который изменяет свой полетную конфигурацию только благодаря укладки лопастей НВ во внутрь МБР и изменению реактивной тяги ТРДД посредством УВТ. Кроме того, коэффициент удельной нагрузки на мощность с применением однолопастных НВ, приводимых двумя ТРДД с тягой по 6800 кгс каждый, имеющих отбор мощности и УВТ, составит у БССВ-2,2 с взлетным весом 17,45 т ρсу=0,779 кгс/т, что в 1,584 меньше, чем у сопоставимого СВВП Як-141 с энергозатратной СУ, который при взлетном весе 15,8 т использует подъемно-маршевый ТРДД тягой 10977 кгс и два подъемных ТРД с тягой по 4260 кгс каждый. Несомненно, с течением времени широкое использование в СУ ТРДД с УВТ и, особенно, с плоскими реактивными соплами позволит освоить ряд (см. табл. 1) опционально управляемых БССВ-2,2, используемых совместно с БССВ-0,95 в ударно-разведывательной авиационной группе.

1. Палубный авиационный ракетный комплекс, содержащий летательный аппарат (ЛА), имеющий фюзеляж, несущее крыло с органами управления, силовую установку (СУ) с турбореактивным двигателем, бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую автономное (АУ) и дистанционное или телемеханическое управление (ТМУ) с командного пункта (КП) корабля-носителя (КН), бортовой источник питания, отделяемую авиационную противолодочную ракету (АПР), состыкованную посредством узла отделения с ЛА и предназначенную для поражения подводной лодки (ПЛ), отличающийся тем, что он оснащен по меньшей мере двумя возвращаемыми на вертолетную площадку КН беспилотными сверхзвуковыми самолетами-вертолетами (БССВ), снабженными двухвинтовой поперечно-несущей системой (ДПНС), включающей в ДПНС-Х2 два однолопастных несущих винта (НВ) с противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, и два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) с отбором их мощности на поперечные НВ и управляемым вектором тяги (УВТ) в подъемно-маршевой системе (ПМС) 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 при зафиксированных лопастях однолопастных НВ, колонки валов, лопасти и противовесы которых выполнены складывающимися назад по полету, смонтированы ближе к передним концам и уложены вовнутрь и вдоль продольной оси межкрыльных разнесенных балок (МРБ), которые закреплены их передними и задними концами соответственно на законцовках стреловидного переднего горизонтального оперения (ПГО) и на верхней поверхности консолей среднерасположенного трапециевидного крыла (СТК), корневые части которого снабжены наплывами, выполненными с переменной стреловидностью передней кромки и смонтированными над подкрыльными боковыми воздухозаборниками ТРДД, имеющими конструкцию их каналов с двойной S-образностью и при виде сверху, и с боку, но и снабжены от передних их концов открывающимися верхними створками МРБ, устанавливаемыми предварительно наружу от продольной их оси горизонтально после их открывания и обеспечивающими после поднятия из МРБ складываемых колонок валов однолопастных НВ с их противовесами, но и закрывание обратно створок с обеспечением свободного вращения НВ над МРБ при выполнении ВВП и зависания и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДПНС-Х2 и реактивной ПМС-R2 в соответствующий высокоскоростной крылатый автожир или трансзвуковой самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с поперечными НВ, работающими на режимах их авторотации или при зафиксированных лопастях левого и правого НВ, лопасти-крылья которых закреплены с удобообтекаемыми профилированными противовесами и направлены вдоль консолей ПГО наружу от плоскости симметрии, увеличивая площадь близкорасположенного ПГО и несущую его способность и преобразуя его ПГО в первое стреловидное крыло дупланной схемы, но и обратно, при этом межбалочные секции ПГО, имеющие как их меньшую сумму площадей, составляющую 10,7% от суммы площадей ПГО с СТК, так и в свою очередь меньшую площадь, составляющую 12% от площади большего СТК, причем скошенные боковые стороны верхней и нижней частей фюзеляжа, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют граненую конфигурацию при виде спереди с острой линией, непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая верхние поверхности консолей СТК, имеющего с трапециевидной законцовкой пилообразную в плане переднюю кромку, выполненного с клиновидным профилем и способностью для уменьшения стояночной площади отклонения вверх его внешних секций и их укладывания на верхнюю часть соответствующей мотогондолы, при этом при выполнении ВВП и зависания поперечные НВ, не взаимодействующие с соответствующей реактивной струей, исходящей из отклоненного вниз поворотного в вертикальной плоскости сопла каждого ТРДД в ПМС-R2, выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами, например, при виде сверху левый и правый однолопастные НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти, проходя перед внешними бортами фюзеляжа от носовой к средней его частям, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечно-продольного управления при выполнении ВВП и зависания, причем внутренние секции СТК, имеющие размах, равновеликий полуразмаху киля развитого V-образного оперения, снабжены внешними секциями с передней кромкой, размещенной при виде сверху параллельно передней кромке V-образного оперения, внешние концевые части килей которого выполнены отклоняемыми в вертикальной плоскости и складывающимися в стояночной конфигурации к оси симметрии, уменьшающими при сложенных внешних секций СТК в 1,99 раза стояночную площадь от взлетной его площади, при этом каждый подкрыльный воздухозаборник ТРДД снабжен передней кромкой входного устройства, размещенной при виде сбоку параллельно задней кромке V-образного оперения, цельно-поворотные трапециевидные разнесенные на хвостовых балках кили которого отклонены наружу под углом 43° от плоскости симметрии, имеют выпукло-серповидную заднюю кромку и снабжены подфюзеляжными килями, имеющими на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, используемые при вертикальной посадке, причем в силовой установке (СУ) два ТРДД смонтированы в кормовой части фюзеляжа между хвостовыми балками, выполнены с отбором мощности от каждого ТРДД, имеющего в системе трансмиссии передний вывод приводного вала для передачи через муфту сцепления крутящего момента на главный редуктор, снабженный продольными двумя выходными валами, приводящими угловые в плане бортовые редукторы, поперечные выходные валы которых проложены в носке ПГО и образуют с соответствующими угловыми в вертикальной плоскости консольными редукторами НВ симметричную синхронно-сбалансированную ДПНС-Х2, при этом на режимах ВВП и зависания плавное перераспределение отбора вертикальной реактивной тяги и механической мощности в СУ от двух ТРДД обеспечивается поворотными соплами системы УВТ и понижающими главным редуктором, угловыми бортовыми и консольными редукторами, которые передают на nMC-R2 и однолопастные НВ в ДПНС-Х2 соответственно 40% и 60% от взлетной мощности СУ, но и обратно.

2. Комплекс по п. 1, отличающийся тем, что у БССВ упомянутые однолопастные НВ, имеющие телескопические колонки их валов, выполнены со ступенчатым профилем концевой части на одной третьей радиуса каждой с обратным сужением лопасти, имеющей концевую хорду лопасти в 2,0 раза больше ее корневой хорды и клиновидный профиль с углом α=10° и непрерывной нижней поверхностью, выполнен с верхним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой, имея вогнутые вовнутрь задние кромки лопасти, создают в точке максимальной ее хорды (bmaxHB), совмещенной в уступе-вырезе с меньшей диагональю ромбовидной в плане формы, образующей как конфигурацию профиля ступеньки по ширине и глубине - это соответственно 1/2 от хорды bmaxHB и 2/3 от толщины cmaxHB, так и заостренную законцовку лопасти, имеющую параболическую переднюю кромку и обратной стреловидности заднюю кромку, при этом упомянутые телескопические противовесы НВ имеют радиус (rтп) во втянутом или выдвинутом положении, соответственно, равновеликий радиусу обтекателя втулки НВ, имеющего диаметрально размещенные срезы в виде круговых сегментов, хорды которых равновелики корневым хордам НВ и противовеса, или 30% от радиуса НВ, причем каждый противовес, имеющий корневую и концевую хорды, соответственно, равновеликую и в 1,2 раза меньше корневой хорды НВ, выполнен с концевой частью в виде ответного сегмента окружности с диаметром, равновеликим обтекателю втулки НВ, сопрягаемого при его втягивании со срезом кругового сегмента втулки, образуя удобообтекаемую ее круглую в плане форму, при этом каждый ТРДД, выполненный с возможностью на режимах ВВП и зависания его преобразования в модификацию подъемного ТРДД с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе свободной мощности на привод НВ в ДПНС-Х2, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги в ПМС-R2 между поворотных сопел каждого ТРДД для увеличения совместной их подъемной и реактивной вертикальной тяги, причем каждый ТРДД имеет переходник плоского сопла, смонтированного сверху хвостовой части фюзеляжа над гребенчатой поверхностью с термопоглощающим ее слоем до пилообразной в плане задней ее кромке, включающего две неподвижные боковые вертикальные стенки сопла, нижнюю граненую створку, имеющую при виде сзади V-образную конфигурацию, и верхнюю отклоняемую вниз створку, представляющую собой от поперечной оси ее поворота плоскую стенку, плавно переходящую на ее задней кромке в V-образную и инвертированную V-образную конфигурации соответственно при виде сверху и сзади, преобразующую пятиугольную форму на входе переходника в горизонтальное сопло шестигранной формы, но и обеспечивающую независимое как управление площадью критического и выходного многоугольных сечений сопла в суживающейся или расширяющейся их частях, так и отклонение вниз на угол 45° до соприкосновения с нижней граненой створкой, имеющей как угол при ее вершине, равновеликий углу V-образной задней кромки верхней отклоняемой вниз створки с инвертированной V-образной нижней ее формой, так и люк с автоматически синхронно открывающимися на угол 90° вниз четырьмя трапециевидными створками, расположенными на четырех противоположных гранях шестиугольного люка и отклоняемыми одновременно с поворотом вниз верхней створки таким образом, что две из них отклоняются по полету, а две против полета, образуя выходное устройство, площадь и габариты которого равновелики горизонтальному соплу шестигранной формы, что предопределяет соответствующее отклонение вектора остаточной тяги ТРДД с горизонтального на вертикальное, но и обратно, при этом при отклонении верхней створки вниз на 15° с одновременным открыванием попарно трапециевидных створок люка, отклоняемых вниз на угол 45° по полету или против, обеспечивается возможность выполнения короткого взлета или посадки с коротким пробегом соответственно посредством создания наклонно-горизонтальной тяги или реверса горизонтальной тяги.

3. Комплекс по п. 2, отличающийся тем, что у БССВ упомянутые клиновидные профили лопастей НВ и непрерывной верхней их поверхности выполнены с нижним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой образуют упомянутый равнобедренный треугольник в плане, выполняющий на лопастях с полужестким креплением роль рулевых поверхностей, снабженных сервоприводом и возможностью при выполнении ВВП и зависания их синхронного отклонения в вертикальной плоскости так, что как при синфазном их отклонении вниз и вверх и прохождении при этом лопастей НВ с передней части фюзеляжа, изменяя балансировку по тангажу, создают соответственно кабрирующий и пикирующий моменты, так и дифференциальном их отклонении вниз/вверх и вверх/вниз при прохождении лопастей НВ слева и справа от соответствующих сторон фюзеляжа, изменяют балансировку по крену, при этом упомянутые хвостовые балки снабжены на конце одной из них выдвижной штангой магнитометра, а на другой - опускаемой и буксируемой под водой антенной гидроакустической станции.

4. Комплекс по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что БССВ в полетной конфигурации крылатого автожира с авторотирующими НВ снабжен опускаемой гидроакустической системой, состоящей из индикатора акустических сигналов и двух приемников для их приема от гидроакустического буя, их кодирования и передачи по восьмиканальной закрытой связи на КН для обработки в реальном масштабе времени, и высокочувствительным магнитометром, имеющим магниточувствительный элемент, работающий на расстоянии 30 м от водной поверхности, и связанным с БСУ БССВ, предусматривающей выдачу команд на включение в расчетной точке магнитометра и на управление после срабатывания магнитометра при обнаружении ПЛ-цели, но и регистрации в запоминающем устройстве БСУ координат точки обнаружения ПЛ-цели при передаче на КН и его КП, при этом БССВ имеет как радиоканал закрытой связи с КН, так и радиолокационную станцию с передатчиком команд, оптико-электронную систему с двухканальным автоматом сопровождения цели и вычислительную систему с блоком автоматики многофункционального пульта управления, но и возможность его транспортирования в ангаре упомянутого КН и походной его конфигурации со сложенными консолями СТК при зафиксированных соответствующим образом лопастях упомянутых однолопастных НВ.

5. Способ применения палубного авиационного ракетного комплекса по любому из пп. 1-4, заключающийся в том, что для размещения двух расположенных тандемом БССВ используют авиационный прочный ангар, установленный на упомянутом КН, БССВ размещают на V-образных в плане ложементах, фиксирующих колеса шасси, при этом прочный ангар, имеющий с его заднего торца автоматически раскрываемые соответствующие прочные люки, снабжен выдвижным столом-спутником, имеющим телескопическую стойку-ложемент, фиксирующую зажимами носовую под фюзеляжную часть БССВ, и возможность при поднятой стойке-ложементе с носовой его опорой переднего колеса, зафиксированной на ложементе стола-спутника, буксирования на задних колесах по оси симметрии КН вперед-назад БССВ при убранных его НВ вовнутрь фюзеляжа и сложенных внешних секций СТК и килей V-образного оперения в походно-заряжающей конфигурации, причем прочный корпус на верхней его части за кормовым ангаром снабжен горизонтальной взлетно-посадочной площадкой (ГВПП), имеющей длину, равновеликую длине фюзеляжа БССВ с вращающимися поперечными НВ, и систему принудительной сушки ее поверхности, но и в ее центре систему швартовки и принудительной вертикальной посадки (СШПВП) БССВ на выдвинутый из ангара стол-спутник со стойкой-ложементом, при этом кормовая СШПВП, обеспечивающая возможность посадки БССВ на палубу КН при кренах до 25° и представляющая собой при виде сзади П-образную раму с телескопическими боковыми стойками, размещенную перпендикулярно продольной оси корпуса КН, выполнена с возможностью ее поворота в вертикальной плоскости вдоль последнего с горизонтального в вертикальное положение, снабжена сверху по краям и в середине ее поперечины соответственно ИК-приемниками, взаимодействующими с ИК-излучателями БССВ и автоматически корректирующими его маневры при посадке с использованием СШПВП, и цанговым узлом с пропущенным через него тросом с развитым эллипсовидным коушем, размещенным в центрирующем узле строго вдоль поперечины большей его диагональю и взаимодействующим с захватом отклоняемого вниз при посадке гака БССВ, закрепленного под центром его масс, причем при вертикальной посадке после зацепления гака БССВ и коуша троса его намотка/размотка производится сквозь палубный герметичный узел на ГВПП и обеспечивается лебедкой с барабаном и следящим его электроприводом, установленной под центром ГВПП в герметичном контейнере внутри легкого корпуса, с последующим разжимом цангового узла поперечины и одновременным втягиванием стоек П-образной рамы и ее поворота в горизонтальное положение так, что ее поперечина с цанговым узлом, скользя по тросу, опускается вниз и размещается в соответствующей нише над центром ГВПП, после чего БССВ осуществляет вертикальную посадку на телескопическую стойку-ложемент стола-спутника с одновременной подмоткой троса, затем после фиксации зажимами носовой подфюзеляжной части БССВ за передней стойкой шасси захват его гака отсоединяется от коуша троса и стойка-ложемент, подняв носовую часть, фиксирует переднюю стойку колеса БССВ на столе-спутнике, который перемещает БССВ на задних колесах по соответствующим продольным направляющим палубы КН вовнутрь ее ангара и опускается на стационарные V-образные в плане ложементы, фиксирующие три колеса шасси БССВ на позиции грузового лифта, который опускает БССВ на нижнюю палубу для его последующего перемещения на станцию заправки топливом и заряжания боекомплектом, например АПР, при этом после выполнения всех вышеперечисленных операций в обратном порядке обеспечивается автоматическая выкатка стола-спутника из ангара на ГВПП готового БССВ, жестко удерживаемого фиксаторами стойки-ложемента до тех пор, пока его несущая система достигнет необходимого уровня подъемной силы, затем синхронно и автоматически отключается работа замков всех фиксаторов и выполняется вертикальный его взлет.

6. Способ применения комплекса по п. 5, отличающийся тем, что цель обнаруживают в условиях наблюдения за ней в режиме работы гидроакустического комплекса КН, когда дистанция до цели, находящейся на значительном удалении от КН, известна ориентировочно, выдают на БССВ, несущий по меньшей мере две АПР, обеспечивающие соответствующую борьбу с ПЛ-целью, данные первичного целеуказания, в том числе только пеленг на ПЛ-цель или НК-цель, выполняют предстартовую подготовку и проверку АПР, вводят в БСУ БССВ полетное задание и после автоматической выкатки стола-спутника на ГВПП, обеспечивается вертикальный взлет БССВ, управляют им на стартовом и маршевом участках траектории с использованием его БСУ и в дистанционном исполнении по командам от системы ТМУ с КН, удерживают маршевую малую высоту полета БССВ, обеспечивающую обнаружение, например, ПЛ-цели, осуществляют по команде БСУ поиск цели после включения магнитометра на заданном маршруте барражирующего кругового полета, с обнаружением ПЛ-цели в БСУ вырабатывают команду и выполняют маневр БССВ для сброса АПР, рассчитывают круговой маневр для сброса АПР залпа с применением системы наведения БССВ с адаптивным углом упреждения его на ПЛ-цель, который автоматически определяется при сближении с ПЛ-целью и корректирует требуемый разворот БССВ для сброса АПР в расчетной точке, при обнаружении и захвате ПЛ-цели выполняют ее совместную атаку путем сближения АПР залпа на дистанцию срабатывания их неконтактных взрывателей или до момента столкновения АПР с корпусом ПЛ-цели, подрывают взрывчатое вещество боевой части каждой АПР и поражают ПЛ-цель, после чего в БСУ БССВ вырабатывают команды по его управлению для автоматического возврата и вертикальной посадки на стойки ложемента стола-спутника КН с использованием СШПВП, при этом планер БССВ выполнен из композиционных материалов по малозаметной технологии.



 

Похожие патенты:

Подводный аппарат относится к области морской техники и может быть использован для поиска морских объектов и физического воздействия на них. Технический результат - повышение безопасности в процессе эксплуатации.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам борьбы с подводными лодками. Палубный авиационный беспилотный противолодочный комплекс содержит беспилотный самолет-вертолет (БСВ), имеющий фюзеляж, крыло, силовую установку с турбореактивным двигателем, систему управления, обеспечивающую автономное и дистанционное управление с корабля-носителя, источник питания, отделяемую авиационную противолодочную ракету.

Изобретение относится к противолодочным боеприпасам. Боеприпас содержит систему запуска и разделения, тормозной отсек, парашют, поплавок, корректируемый подводный снаряд, корпус противолодочного боеприпаса, электронный блок обработки сигналов, рулевое устройство, боевую часть, взрывательное устройство, излучающую антенну системы коррекции траектории подводного снаряда, излучающую антенну для работы дежурного канала в активном режиме, позволяющую определить параметры движения подводной цели и факт вхождения ее в зону наведения подводного снаряда, приемные антенны, используемые как для функционирования системы коррекции траектории подводного снаряда, так и для работы дежурного канала в активном режиме, позволяющем определить параметры движения подводной цели и факт вхождения ее в зону наведения снаряда на подводную цель, приемную антенну для работы дежурного канала в пассивном режиме, обеспечивающем возможность определения направления на цель и факт ее приближения к зоне наведения подводного снаряда на подводную цель, двигатель для перемещения подводного снаряда в направлении подводной цели, система коррекции траектории которого на время работы двигателя принимает отраженные от цели зондирующие импульсы или, при отсутствии таковых, эхо-сигналы дополнительного излучателя другого подводного снаряда, дополнительный излучатель эхо-сигналов, работающий в активном режиме, в случае, если подводная цель на момент излучения зондирующих импульсов находится в зоне наведения подводного снаряда, позволяющих определять направление на подводную цель для других подводных снарядов, в зоне наведения которых отсутствует подводная цель, невозвратный клапан, гибкую связь, стропы парашюта.

Изобретение относится к торпедам. Облегченная миниатюрная торпеда (12) содержит контактный и крепежный узел (22), который выполнен с возможностью удержания торпеды (12) по отношению к корпусу корабля в ответ на контакт с этим корпусом корабля, камеру (24), функционально соединенную с контактным и крепежным узлом (22) и содержащую по меньшей мере один воспламеняющийся элемент (132), который выполнен с возможностью перемещения в камере (24), и приводной механизм (128), который выполнен с возможностью перемещения указанного по меньшей мере одного воспламеняющегося элемента (132) из камеры (24) по направлению к корпусу корабля в ответ на прикрепление указанного устройства контактным и крепежным узлом (22) к корпусу корабля, и узел (74) зажигания, соединенный с контактным и крепежным узлом (22) и выполненный с возможностью зажигания указанного по меньшей мере одного воспламеняющегося элемента (132) по мере перемещения указанного по меньшей мере одного воспламеняющегося элемента (132) по направлению к корпусу корабля.

Изобретение относится к области морской техники и может быть использовано для поиска морских объектов и физического воздействия на них. Подводный аппарат комплексный состоит из головной части, в которой размещаются автономная система самонаведения, заряд взрывчатого вещества, взрыватели контактный и неконтактный, система управления.

Группа изобретений относится к крылатым ракетам и способам поражения ими целей. Технический результат - разработка универсальной по целям ракеты и способов поражения ею целей.

Изобретение относится к устройствам для поражения подводных целей, в частности к устройству противолодочного вооружения. Устройство противолодочного вооружения включает первую ракету и вторую ракету, содержащую крылатую ракету.

Изобретение относится к устройствам для поражения подводной цели, а именно к устройству противолодочного вооружения. Устройство противолодочного вооружения содержит крылатую ракету.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых противолодочных ракетах. Противолодочная крылатая ракета (ПЛР) содержит корпус с крылом и органами управления, двигательную установку, бортовую систему управления (БСУ), устройство взаимного обмена информацией (ВЗОИ), бортовой источник питания, торпедную боевую часть в виде малогабаритной торпеды (МГТ) с системой торможения и стабилизации, магнитометр, радиоакустический буй или маркер (устройство обозначения места цели) в виде контейнера с парашютом, поплавком, газогенератором, средствами визуального, инфракрасного и радиотехнического обозначения места, устройство поиска маркера, связанное с БСУ, взрывной источник звука (ВИЗ).

Изобретение относится к способам поражения подводных целей. Способ поражения подводных целей заключается в доставке отделяемой боевой части подводного действия к району расположения цели, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения.

Беспилотный летательный аппарат содержит несимметричный корпус, носовой радиопрозрачный обтекатель, двигательную установку и систему управления полетом с плоской активной фазированной антенной решеткой, максимальная апертура которой обеспечивается благодаря углу наклона излучающей поверхности к продольной оси корпуса, обеспечивающему ее направление в сторону верхней части поверхности носового радиопрозрачного обтекателя.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к беспилотным летательным аппаратам, предназначенным для перехвата и поражения воздушной мишени. Беспилотный летательный аппарат-перехватчик содержит фюзеляж (1), выполненный в виде ферменной конструкции, трапециевидное крыло (2) с двигателями (3).

Изобретение относится к способам проведения поисково-спасательных работ с помощью беспилотных авиационных систем. Способ проведения поисково-спасательных работ включает введение, перед запуском беспилотного летательного аппарата (БПЛА), по радиоканалу, координат объекта поиска - ОП (в частности, пострадавшего или группы пострадавших), считываемых с размещенного на ОП блока аварийной связи (GPS-трекера), оценку состояния ОП, формирование траектории полета БПЛА в район поиска, определение границ поиска, осуществление допоиска ОП с помощью телевизионной и инфракрасной (ИК-) видеокамеры с выделением ОП посредством программного обеспечения на основе нейросети с последующим уточнением его оператором.

Способ управления полетом беспилотного летательного аппарата, который снабжен несимметричным корпусом с носовым радиопрозрачным обтекателем, верхняя и нижняя части поверхности которого образуют его ширину, при этом верхняя часть выполнена выпуклой, а нижняя часть уплощенной, полезной нагрузкой, двигательной установкой и системой управления полетом, включающей рулевые элементы и головку самонаведения с активной фазированной антенной решеткой, закрепленной под носовым радиопрозрачным обтекателем с расположением ее излучающей поверхности параллельно поперечной оси корпуса и наклоном к его продольной оси, основанный на введении координат траектории полета в систему управления полетом и управлении рулевыми элементами в полете для обеспечения траектории полета.

Способ управления полетом беспилотного летательного аппарата, который снабжен несимметричным корпусом с носовым радиопрозрачным обтекателем, верхняя и нижняя части поверхности которого образуют его ширину, при этом верхняя часть выполнена выпуклой, а нижняя часть уплощенной, полезной нагрузкой, двигательной установкой и системой управления полетом, включающей рулевые элементы и головку самонаведения с активной фазированной антенной решеткой, закрепленной под носовым радиопрозрачным обтекателем с расположением ее излучающей поверхности параллельно поперечной оси корпуса и наклоном к его продольной оси, основанный на введении координат траектории полета в систему управления полетом и управлении рулевыми элементами в полете для обеспечения траектории полета.
Универсальный модуль полезной нагрузки беспилотного летательного аппарата содержит короб с крышкой, блок управления с навигационной системой и двигателем. Лицевая часть крышки содержит крепление для фиксации на корпусе беспилотного летательного аппарата, парашют и блок его раскрытия.
Универсальный модуль полезной нагрузки беспилотного летательного аппарата содержит короб с крышкой, выполненный с возможностью крепления на корпусе беспилотного летательного аппарата, а также оборудованный амортизирующей прокладкой на дне короба, запирающим устройством, ракетницей и фонарем, встроенным в крышку короба.
Универсальный модуль полезной нагрузки беспилотного летательного аппарата содержит короб с крышкой, выполненный в виде термоса, лицевая часть которого выполнена с возможностью фиксации на корпусе беспилотного летательного аппарата, а также оборудованный амортизирующей прокладкой, выполненной с возможностью съема, запирающим устройством, разделителями во внутреннем пространстве корпуса для размещения аккумуляторов холода и встроенной внутренней подсветки, ракетницей, фонарем, встроенным в крышку короба.

Группа изобретений относится к области вооружения с использованием БПЛА, к электрическим тяговым системам транспортных средств с питанием от собственных источников энергоснабжения, с использованием энергии от первичных или вторичных элементов.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам запуска летательных аппаратов (ЛА) самолетной схемы. Способ старта и подъема летательного аппарата самолетного типа включает размещение ЛА и фиксацию в стартовой конфигурации со сложенным крылом внутри ракетной стартово-разгонной ступени (СРС), после старта связку СРС-ЛА выводят на высоту 0,5…25,0 км начала целевого функционирования ЛА.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям и способам применения беспилотных летательных аппаратов для борьбы с морскими целями. Беспилотный самолет-вертолет-ракетоносец (БСВР) содержит фюзеляж, несущее крыло с хвостовым оперением, двигатель, бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую автономное (АУ) и дистанционное управление с командного пункта, бортовой источник питания.

Изобретение относится к области военной техники и может быть применено в конструкции противолодочных ракетных комплексов. Палубный авиационный ракетный комплекс содержит летательный аппарат, имеющий фюзеляж, крыло, силовую установку с турбореактивным двигателем, бортовую систему управления, бортовой источник питания, авиационную противолодочную ракету для поражения подводной лодки. Комплекс оснащен двумя возвращаемыми на вертолетную площадку КН беспилотными сверхзвуковыми самолетами-вертолетами, выполненными с двухвинтовой поперечно-несущей и подъемно-маршевой системами, включающими с противоположным вращением два несущих винта, обеспечивающих вертикальный и короткий взлетпосадку, и турбореактивные двигатели с управляемым вектором тяги для горизонтального полета при зафиксированных однолопастных НВ. Колонки валов и лопасти-крылья смонтированы возле передних концов и уложены внутри межкрыльных разнесенных балок, закрепленных на законцовках переднего горизонтального оперения и на консолях второго крыла. Обеспечивается повышение дальности полета, вероятность поражения цели, расположенной на большой дальности. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх