Многоцелевой ракетный авиационный комплекс
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям авиационных ракетных комплексов. Многоцелевой ракетный авиационный комплекс содержит опционально и дистанционно пилотируемые самолеты-вертолеты двухфюзеляжной компоновки, включающей крыло асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС) и на его консолях два однолопастных несущих винта (ОНВ), смонтированных на подкрыльных фюзеляжах-гондолах (ПФГ). ПФГ снабжены комбинированными двигателями, имеющими свободные силовые турбины, приводящие ОНВ и выносные вентиляторы, создающие при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) пропульсивную и подъемную тягу с работающими/авторотирующими ОНВ или зафиксированными ОНВ вдоль оси ПФГ при горизонтальном полете в конфигурации реактивных винтокрыла/автожира или самолета. В бомбоотсеках размещены авиационные управляемые ракеты. ОНВ имеют узлы фиксации лопастей и противовесов в положении назад и вперед по полету и над КАИС в походно-заряжающей конфигурации самолета-вертолета для его перевозки и обслуживании в ангаре авианесущего корабля. Обеспечивается увеличение вероятности поражения надводной, подводной целей, расположенных на большой дальности, и возможность ее атаки после продолжительного полета в режиме зависания. 4 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 табл.
Изобретение относится к многоцелевым ракетным авиационным комплексам, имеющим опционально и дистанционно пилотируемые самолеты-вертолеты, содержащие в двухфюзеляжной компоновке крыло асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС) и на его консолях два однолопастных несущих винта (ОНВ), смонтированных на подкрыльных фюзеляжах-гондолах (ПФГ), снабженных комбинированными двигателями, имеющими свободные силовые турбины, приводящие ОНВ и в кольцевых обтекателях выносные вентиляторы, создающие при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) пропульсивно-реактивную тягу, обеспечивающую с работающими/авторотирующими ОНВ или зафиксированными ОНВ с их лопастями и противовесами в вдоль оси ПФГ при горизонтальном полете в конфигурации реактивных винтокрыла/автожира или самолета, имеющего в бомбоотсеках авиационные управляемые ракеты и трансформируемого после его посадки на палубу авианесущего корабля (АНК) посредством остановки поперечных ОНВ, имеющих узлы фиксации лопастей и противовесов с их размещением соответственно назад и вперед по полету и над КАИС в походно-заряжающей конфигурации для его перевозки в ангаре АНК для заправки топливом и заряжания боекомплектом.
Известен комплекс для поражения подводных лодок (ПЛ) на больших дальностях, патент RU 2371668 С2, выполненный в виде баллистической ракеты (БР), в носовой части которой под сбрасываемым обтекателем размещена крылатая ракета (КР); БР содержит аэродинамические поверхности с приводами и разгонный двигатель для обеспечения доставки КР на дальность стрельбы к району расположения цели. Для экономичного полета в атмосфере КР состыкована с разгонным двигателем посредством устройства отделения, выполнена с возможностью полета в районе расположения ПЛ-цели и содержит отделяемую боевую часть (БЧ) подводного действия и отделяемый радиогидроакустический буй; система управления КР снабжена аппаратурой для приема информации от радиогидроакустического буя по радиоканалу о местонахождения цели. В соответствии с командами, осуществляющими поиск цели, ее обнаружение, сближение с целью и ее поражение путем подрыва БЧ. После чего БР-носитель продолжает полет с работающим двигателем, уводя ее от места приводнения БЧ подводного действия, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сама же одноразовая БР уходила из района приводнения БЧ и самоликвидировалась.
Известен разведывательно-ударный беспилотный самолет мод. "Taranis" [1] британской компании "ВАЕ Systems" выполнен по схеме летающее крыло с внутренними отсеками вооружения и без вертикального оперения, имеет один ТРДД с воздухозаборником, размещенным на его верхней части, и трехопорное убирающееся колесное шасси. Для трансзвукового полета "Taranis" его ТРДД Rolls-Royce Adour имеет реактивную тягу 4485 кгс, что обеспечивает при тяговооруженности 0,64 на высоте полета 11,5 км скорость 1060 км/ч. Взаимодействие аэродинамических, структурных и управляющих реакций - является ахиллесовой пятой "Taranis" в схеме летающее крыло. Для обеспечения контроля его управляемости, особенно, в направлении всех трех осей управления - тангаж, крен и рыскание, имеются шесть интегрированных поверхностей управления полетом на задней его кромке. Эффект интегрированных поверхностей меняется в зависимости от оси управления, особенно, при изменении балансировки по рысканию, которое зависит от угла относительного встречного потока при соответствующем отклонении внешних интерцепторов, вызывающих постоянные управляющие реакции компьютера управления, что в отсутствии всеракурсного отклоняемого сопла ТРДД усложняет управляемость и не обеспечивает ее стабильность. Все это также ограничивает возможность дальнейшего увеличения скорости и дальности полета, улучшения весовой отдачи и повышения целевой нагрузки (ЦН).
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является противолодочный корабль (ПЛК), вооруженный беспилотным авиационным комплексом (БАК) "Icara" [2] (Великобритания), содержащей беспилотный летательный аппарат (БЛА), имеющий фюзеляж с отделяемой управляемой ракетой, высокорасположенное крыло с органами его управления, двигатель, бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую телемеханическое управление (ТМУ) с командного пункта (КП) ПЛК.
Признаки, совпадающие - габариты БЛА без корабельного ПУ: длина 3,42 м, размах крыльев 1,52 м, высота 1,57 м. Боевая часть: самонаводящаяся противолодочная малогабаритная торпеда (МГТ) Мк.44. Летные характеристики: максимальная и минимальная высота полета соответственно 300 м и 15-20 м. Ввиду значительного веса БЛА с торпедой Мк.44 составляющего 1480 кг (при массе 13% целевой нагрузки -торпеды 196 кг, ее длине 2,57 м и диаметре 324 мм) и малых дальности 24 км и скорости полета 140-240 м/с, а боевой части (торпеды - 30 узлов и дальность хода 5 км).
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что пуск дозвукового БЛА осуществлялся в направлении, максимально приближающем к цели сбрасываемую торпеду. Данные о местоположении цели поступали от гидроакустической системы (ГАС) надводного корабля-носителя, другого корабля или противолодочного вертолета. На основании этой информации происходит постоянное обновление данных об оптимальной зоне сброса торпеды в компьютере системы управления стрельбой, который затем передавал их через радиокомандную систему управления на БЛА в полете. По прибытии БЛА в район нахождения ПЛ-цели торпеда (самонаводящаяся МГТ Мк.44), полу утопленная с подфюзеляжным ее расположением в корпусе БЛА по радиокоманде отделялась, спускалась на парашюте, входила в воду и начинала поиск ПЛ-цели. После чего БЛА продолжает полет с работающей СУ, уводя ее от места приводнения самонаводящейся МГТ, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сам же одноразовый БЛА уходил из района и самоликвидировался.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном ПЛК с БАК "Icara" (Великобритания) увеличения целевой нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, увеличения вероятности поражения подводной или надводной цели, расположенной на большой дальности, но и возможности ее атаки после продолжительного полета в режиме зависания, возврата на вертолетную площадку авианесущего корабля для повторного использования.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного ПЛК с БАК "Icara", наиболее близкой к нему, являются наличие того, что многоцелевой ракетный авиационный комплекс (МРАК) имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки корабельного базирования, включающую более чем один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) с более чем одним дистанционно пилотируемым самолетом-вертолетом (ДПСВ), используемую, по меньшей мере, с одной вертолетной площадки авианесущего корабля (АНК), причем каждый ДПСВ и ОПСВ выполнен без вертикального оперения по гибридной двухфюзеляжной компоновке с крылом асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС), имеет в двухвинтовой поперечно-несущей схеме (ДПНС) на его консолях два однолопастных несущих винта (ОНВ) с их противовесами, создающих в ДПНС-Х2 вертикальную тягу только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, но и снабжен не менее чем парой комбинированных газотурбинных двигателей (КГтД), левый и правый из которых установлен в соответствующем подкрыльном фюзеляже-гондоле (ПФГ) с боковыми воздухозаборниками и выполнен в виде двухконтурного двигателя, имеющего внешний и внутренний контуры соответственно с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) в кольцевом обтекателе и, по меньшей мере, одной свободной силовой турбиной (ССТ), имеющей круглое сопло со всеракурсным управлением вектора тяги (ВУВТ), передающей взлетную мощность силовой установки (СУ) посредством системы трансмиссии на соответствующий ОНВ в симметрично-сбалансированной ДПНС-Х2 и/или ВОВ, имеющий лопатки с большой их круткой, работающий по тянущей схеме, создает в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-R2) синхронную реактивную тягу при выполнении ВВП и КВП или горизонтальном поступательном полете, но и оснащен на консолях трапециевидного КАИС поворотными в горизонтальной плоскости шарнирами, смонтированными сверху ПФГ на поворачивающих КАИС механизмах, имеющих следящий привод, обеспечивающий от стреловидности χ=0° до противоположно направленной χ=±60° или χ=±65° одновременный при виде сверху поворот как против часовой стрелки правой и левой консолей КАИС с образованием разнонаправленной стреловидности χ=-60° и χ=+60° или χ=-65° и χ=+65° соответственно, так и синхронный поворот на двух вертикальных осях вращения, установленных в плане на продольных осях ПФГ, расположенных параллельно оси симметрии, равноудаленных в плане от центра масс, размещены в плане на поперечной оси, проходящей через центр масс, и установленных от передней кромки КАИС на расстоянии равным 1/4 от средней его аэродинамической хорды, но и выполнен как возвращаемым на АНК, так и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДПНС-Х2 и ПРС-R2 в соответствующие реактивные крылатый автожир для барражирующего полета или самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с поперечными ОНВ, работающими на режимах их авторотации или одновременно остановленными после разгонного режима полета и синхронно зафиксированными ОНВ так, что при виде сверху их лопасти и противовесы размещены вдоль продольной оси соответствующей ПФГ назад и вперед по полету соответственно и расположены над консолями КАИС и параллельно оси симметрии с преобразованием большого удлинения КАИС с λ=9,0-10,0 до малого его удлинения λ=2,25-2,5 или λ=1,87-2,1 соответственно при его стреловидности χ=±60° или χ=±65° в полетной конфигурации реактивного или трансзвукового самолета, но и обратно, при этом длина ПФГ без носовой его части равновелика или меньше совместной длины противовеса и радиуса ОНВ, что обеспечивает размещение их вдоль продольной оси ПФГ или вынос наружу концевых частей лопастей ОНВ за пределы ПФГ, причем в системе трансмиссии каждый ее КГтД с кольцевым обтекателем ВОВ размещен в ПФГ, в котором между ВОВ и ССТ соосно с двумя последними смонтирован Т-образный при виде сбоку консольный редуктор, имеющий продольные входные валы от одной или двух ССТ и выходные валы, первый продольный по его оси из которых передает мощность через муфту сцепления на ВОВ, а второй верхний вал через муфту сцепления передает крутящий момент на ОНВ, вертикальная колонка которого, являясь жесткой осью соответствующего поворотного шарнира КАИС, размещена соосно с последним в подшипниковом узле, имеет вал ОНВ, выходящий из нее и размещенный с втулкой ОНВ над КАИС, при этом ПФГ имеют на их концах внешние полустабилизаторы с рулевыми поверхностями, отклоненные как вниз, так и наружу от плоскости симметрии под углом развала 47°.
Кроме того, упомянутые ОПСВ и ДПСВ на их режимах ВВП и зависания при удельной нагрузке на мощность СУ, составляющей ρN=1,925 кг/л.с, каждая упомянутая ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего систему управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности упомянутой ДПНС-Х2, составляющей ρВТ=1,63, включает как режим ее работы при отборе 100%, так и 75% или 50% взлетной ее мощности на привод упомянутых ОНВ соответственно как от четырех работающих ССТ, так и от трех или двух работающих ССТ с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности между двумя ОНВ соответственно при отказе ССТ в одном ПФГ с любой стороны или двух ССТ из противоположных ПФГ, но и, например, даже в последнем случае после автоматического включения чрезвычайного режима (ЧР) работы двух оставшихся в работе ССТ, которые при удельной вертикальной тяговооруженности упомянутой ДПНС-Х2, составляющей ρВТ=1,19 или ρВТ=1,075, обеспечат два режима аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 минут или 30 минут соответственно, при этом на режимах ВВП и зависания в каждой ССТ система УФБП, содержащая: один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для выявления данных, касающихся расхода воздуха (GB, кг/с) через компрессор ССТ, температуры газов (ТГ, К) перед турбиной ССТ, суммарной степени сжатия (К) компрессора, а также один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для обнаружения относительного положения и ПФГ, и дисков вращения упомянутых ОНВ для относительного их положения относительно уровня земли или поверхности посадочной площадки, а также различных препятствий на пути следящего его безопасного снижения; компьютер управления полетом, расположенный в его упомянутой БСУ и находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, компьютер управления полетом сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между ПФГ с его колесным шасси и уровнем земли или поверхностью посадочной площадки; сравнить относительную позицию ПФГ и несущей его системы с выбранной относительной его позицией; определить скорость управляемого снижения, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовать скорость следящего устройства во входы управления полетом; а также обеспечить прямое управляемое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, при этом упомянутые ОПСВ и ДПСВ на их режимах ВВП и зависания в упомянутой ДПНС-Х2 каждый ОНВ выполнен с жестким креплением их лопастей и с автоматом их перекоса, обеспечивает изменение балансировки по тангажу, курсу и крену, которое создается изменением соответствующего циклического шага посредством автомата перекоса каждого ОНВ и дифференциальным изменением тяги левого и правого ОНВ соответственно, а упомянутые круглые сопла с ВУВТ их ССТ снабжены возможностью при синфазном и дифференциальном их синхронном отклонении обоих вертикально вверх или вниз, обоих горизонтально влево или вправо и вертикально одного вверх, а другого вниз изменять соответственно балансировку по тангажу, курсу и крену при горизонтальном поступательном полете ОПСВ и ДПСВ, причем для выполнения взлетно-посадочных режимов упомянутые ОПСВ и ДПСВ снабжены в каждом ПФГ убирающимся колесным шасси велосипедного типа с передними и задними главными стойками шасси, смонтированными в соответствующих частях ПФГ, убираемыми в нижние их отсеки вперед по полету, а центроплан их КАИС снабжен от задней его кромки вдоль оси симметрии задним отсеком, имеющим на его конце выдвижную штангу магнитометра и в нижней его части с открываемыми створками опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции при барражирующем его полете и размещении перпендикулярно оси симметрии консолей КАИС, имеющих треугольные законцовки, при этом упомянутые ОПСВ и ДПСВ, несущие вбомбоотсеках авиационные противолодочные и противокорабельные ракеты (АПР и ПКР), обеспечивают соответствующую борьбу с подводной лодкой (ПЛ) и надводным кораблем (НК), а снизу их центроплана крепится удобообтекаемый сменный модуль целевой нагрузки (МЦН) на поворотном шарнире, обеспечивающем при изменении стреловидности КАИС совмещение продольной оси МЦН с осью их симметрии при синхронном повороте МНЦ в горизонтальной плоскости следящим приводом с совместным поворотом двух ПФГ, а законцовки стреловидных их полустабилизаторов имеют спереди и сзади на их концах соответствующие пары инфракрасных (ИК) излучателей с ИК-приемниками, причем при противолодочной обороне в упомянутых ОПСВ и ДПСВ используется опускаемая гидроакустическая система, состоящая из индикатора акустических сигналов и двух приемников для их приема от гидроакустической антенны, их кодирования и передачи по восьмиканальной закрытой связи на АНК для обработки в реальном масштабе времени или высокочувствительный магнитометр, имеющий магниточувствительный элемент, работающий на расстоянии 30 м от водной поверхности, и связанным с БСУ в упомянутых ОПСВ и ДПСВ, 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 АНК и его КП, при этом в упомянутых ОПСВ и ДПСВ упомянутая их БСУ имеет как радиоканал закрытой связи с АНК, 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 барражирующем полете самостоятельное нахождение ПЛ-цели, идентификации ее и принятие подтвержденного решения от оператора АНК об уничтожении им выбранных, причем при противокорабельной обороне упомянутые ОПСВ и ДПСВ, использующие полетную конфигурацию реактивного самолета с зафиксированными ОНВ, несущие в бомбоотсеке соответствующие ПКР Х-35У или ПКР Х-38М для создания буферной безопасной авиазоны между головным ОПСВ и ПВО НК-цели, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М/Х-35У с 40/130 до 400 км, при этом радаром типа Н036 [3], размещенном в носовой части правого ПФГ головного ОПСВ, обеспечивается целеуказание, а управление ДПСВ - вторым пилотом ОПСВ, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны - станцию активных электронных помех ДПСВ, причем при достижении области, из которой будет поражена НК-цель, упомянутый ДПСВ 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 ИК-головка ее самонаведения и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей, затем ДПСВ на удалении 1868 км автоматически возвращается на АНК с вертикальной на его вертолетную площадку посадкой, при этом в упомянутых ОПСВ и ДПСВ планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а их ПФГ снизу снабжены отсеками колесного шасси и пусковых устройств вооружения в бомбоотсеках, каждый их которых имеет автоматические створки с пилообразными поперечными их сторонами, а БСУ ОПСВ снабжена возможностью опционального его управления пилотами из правой или из обеих кабин, смонтированных в соответствующих ПФГ, имеющих катапультируемые в верхнюю полусферу кресла, срабатывающие на режимах ВВП и зависания только после отстрела пиропатронами профилированных противовесов и лопастей ОНВ, но и его использования в составе авиационной группы в качестве головного совместно, например, с двумя ДПСВ, один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет в следящем полете маневры головного ОПСВ, а другой - управляется вторым пилотом с головного ОПСВ, а затем наоборот, при этом система управления формированием относительной позиции в следящем полете, содержащая один или несколько датчиков, расположенных на ведомом ДПСВ, сконфигурированы для обнаружения данных, касающихся его положения относительно положения головного ОПСВ, имеющего компьютер управления полетом, находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, содержащий дополнительный сенсорный компьютер, который сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между ведомым ДПСВ и головным ОПСВ; сравнить относительную позицию с выбранной относительной позицией; определить скорость ведомого ДПСВ, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовывать скорость следящего устройства во входы управления полетом; ограничивать прямое перемещение ведомого ДПСВ относительно головного ОПСВ, обеспечивающего через входы его компьютера управления полетом относительное их безопасное положение в совместном полете.
Кроме того, в упомянутых ОПСВ и ДПСВ система управления формированием их относительной позиции в полете с один или несколькими датчиками, включают в себя один или несколько ИК-датчиков, видеодатчиков, радиолокационных, лазерных и ультразвуковых датчиков, гидролокаторов, датчиков глобального позиционирования, при этом упомянутый компьютер управления полетом выполнен как с дополнительным компьютером суммирования данных датчиков и каналом приема-передачи данных, расположенным на головном ОПСВ для получения глобальных данных о местоположении от ведомого ДПСВ, так и с возможностью преобразования изображений с каждого видеодатчика, обеспечивающего определение относительного положения, которое посредством триангуляции включает в себя определение относительного диапазона, азимута и угла места, причем дополнительный компьютер суммирования данных датчиков и каналом передачи данных имеет многополосное радиочастотное оборудование с направленной антенной, способной по каналам закрытой связи передавать несколько видеопотоков, обеспечивать сбор данных от каждого видеодатчика, а также обеспечивать преобразование изображений с каждого видеодатчика в относительное положение, которое определяет на основе глобального положения головного ОПСВ, передаваемого на ведомый ДПСВ, при этом компьютер суммирования данных полностью интегрирован в интерфейс пилота и системой управления ОПСВ, обеспечивающей упомянутый следящий полет ведомого ДПСВ, который по необходимости может быть отключен посредством одного из входов интерфейса пилота для управления полетом, активации пилотом кнопки или переключателя управления, причем компьютер суммирования данных дополнительно снабжен возможностью его независимого действия, определяющего то, что полет ОПСВ небезопасен для относительного его положения от ведомого ДПСВ, но и отключающего формирование упомянутого следящего полета ведомым ДПСВ через компьютер управления полетом.
Кроме того, для экономичного скоростного горизонтального полета упомянутых ОПСВ и ДПСВ их ОНВ в синхронно-сбалансированной авторотирующей системе, включающей в упомянутом каждом консольном редукторе ОНВ автоматическую коробку передач, имеющую для привода ОНВ выходные упомянутые валы, каждый из которых создает по два потока: первый - взлетный с выдачей соответствующей мощности от соответствующего КГтД и созданием подъемной тяги от ОНВ, второй - крейсерский в конфигурации автожира с приемом мощности от авторотации ОНВ на ее соответствующую ступень, отключающую ОНВ от привода ССТ упомянутых КГтД, приводящую генератор и управляющую синхронным снижением и скорости их вращения, например, до 200 мин-1 или 100 мин-1, и углом атаки лопастей авторотирующих ОНВ, обеспечивающих долю увеличения в 1/3-1/4 раза требуемой подъемной силы упомянутого КАИС, но и плоскостью вращения лопастей ОНВ, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета, приводящим к уменьшению вращательного сопротивления ОНВ на 12-15% от общего сопротивления профиля лопастей ОНВ при их самовращении и возможности для режимов крейсерского полета расчета КАИС с уменьшенной его геометрией, составляющей 2/3-3/4 от габаритов крыла аналогичного самолета.
Кроме того, для горизонтального полета ОПСВ и ДПСВ с трансзвуковой скоростью полета, достигая маршевой тяговоуроженности с 0,225 до 0,363, используется мощность СУ с 36% до 72% от работающих упомянутых КГтД только на привод упомянутых ВОВ в конфигурации упомянутого реактивного самолета с ПРС-R2, упомянутое КАИС которого, имея по передней его кромке стреловидность с углом χ=0°, обеспечивает на высоте 11 км скорость полета с 0,6 Маха (М), а с углом χ=±15° - М=0,69, при угле χ=±30° - М=0,75, а с углом χ=±45° - М=0.79, при угле χ=±60° - М=0,82, а с углом χ=±62,5° - М=0,87, при угле χ=±65° повышается скорость горизонтального полета с М=0,9 до М=0,96 при достижении маршевой тяговоуроженности до 0,46, при этом каждый КГтД снабжен в ССТ перед механизмом ВУВТ ее реактивного сопла форсажной камерой, используемой на взлетных режимах или горизонтальном полете с передними за ВОВ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками ПФГ для дополнительного в нее подвода воздуха, позволит с их перегрузом 15% увеличить маршевую тяговоуроженность с 0,46 до 0,69 и достичь на высоте полета 11 км скорость М=0,96 или М=1,04 соответственно в конфигурации транс- или сверхзвукового самолета.
Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить конвертируемый МРАК, имеющий группу аппаратов вертикального взлета и посадки корабельного базирования, включающую более чем один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) с более чем одним дистанционно пилотируемым самолетом-вертолетом (ДПСВ), используемую, по меньшей мере, с одной вертолетной площадки авианесущего корабля (АНК), причем каждый ДПСВ и ОПСВ выполнен без вертикального оперения по гибридной двухфюзеляжной компоновке с крылом асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС), имеет в двухвинтовой поперечно-несущей схеме (ДПНС) на его консолях два однолопастных несущих винта (ОНВ) с их противовесами, создающих в ДПНС-Х2 вертикальную тягу только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, но и снабжен не менее чем парой комбинированных газотурбинных двигателей (КГтД), левый и правый из которых установлен в соответствующем подкрыльном фюзеляже-гондоле (ПФГ) с боковыми воздухозаборниками и выполнен в виде двухконтурного двигателя, имеющего внешний и внутренний контуры соответственно с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) в кольцевом обтекателе и, по меньшей мере, одной свободной силовой турбиной (ССТ), имеющей круглое сопло со всеракурсным управлением вектора тяги (ВУВТ), передающей взлетную мощность силовой установки (СУ) посредством системы трансмиссии на соответствующий ОНВ в симметрично-сбалансированной ДПНС-Х2 и/или ВОВ, имеющий лопатки с большой их круткой, работающий по тянущей схеме, создает в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-R2) синхронную реактивную тягу при выполнении ВВП и КВП или горизонтальном поступательном полете, но и оснащен на консолях трапециевидного КАИС поворотными в горизонтальной плоскости шарнирами, смонтированными сверху ПФГ на поворачивающих КАИС механизмах, имеющих следящий привод, обеспечивающий от стреловидности χ=0° до противоположно направленной χ=±60° или χ=±65° одновременный при виде сверху поворот как против часовой стрелки правой и левой консолей КАИС с образованием разнонаправленной стреловидности χ=-60° и χ=+60° или χ=-65° и χ=+65° соответственно, так и синхронный поворот на двух вертикальных осях вращения, установленных в плане на продольных осях ПФГ, размещенных параллельно оси симметрии, равноудаленных в плане от центра масс, размещены в плане на поперечной оси, проходящей через центр масс, и установленных от передней кромки КАИС на расстоянии равным 1/4 от средней его аэродинамической хорды, но и выполнен как возвращаемым на АНК, так и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДПНС-Х2 и ПPC-R2 в соответствующие реактивные крылатый автожир для барражирующего полета или самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с поперечными ОНВ, работающими на режимах их авторотации или одновременно остановленными после разгонного режима полета и синхронно зафиксированными ОНВ так, что при виде сверху их лопасти и противовесы размещены вдоль продольной оси соответствующей ПФГ назад и вперед по полету соответственно и расположены над консолями КАИС и параллельно оси симметрии с преобразованием большого удлинения КАИС с λ=9,0-10,0 до малого его удлинения λ=2,25-2,5 или λ=1,87-2,1 соответственно при его стреловидности χ=±60° или χ=±65° в полетной конфигурации реактивного или трансзвукового самолета, но и обратно, при этом длина ПФГ без носовой его части равновелика или меньше совместной длины противовеса и радиуса ОНВ, что обеспечивает размещение их вдоль продольной оси ПФГ или вынос наружу концевых частей лопастей ОНВ за пределы ПФГ, причем в системе трансмиссии каждый ее КГтД с кольцевым обтекателем ВОВ размещен в ПФГ, в котором между ВОВ и ССТ соосно с двумя последними смонтирован Т-образный при виде сбоку консольный редуктор, имеющий продольные входные валы от одной или двух ССТ и выходные валы, первый продольный по его оси из которых передает мощность через муфту сцепления на ВОВ, а второй верхний вал через муфту сцепления передает крутящий момент на ОНВ, вертикальная колонка которого, являясь жесткой осью соответствующего поворотного шарнира КАИС, размещена соосно с последним в подшипниковом узле, имеет вал ОНВ, выходящий из нее и размещенный с втулкой ОНВ над КАИС, при этом ПФГ имеют на их концах внешние полустабилизаторы с рулевыми поверхностями, отклоненные как вниз, так и наружу от плоскости симметрии под углом развала 47°. Все это позволит в реактивных ОПСВ и ДПСВ с КАИС и при наличии ВУВТ круглых реактивных сопел их КГтД упростить управляемость и обеспечить ее стабильность. В конфигурации реактивных автожира и самолета с симметрично-сбалансированной соответственно авторотирующей и несущей системах, первая из них снабжена многоскоростной автоматической коробкой передач, управляющей снижением скорости вращения ОНВ до 200 мин-1 или 100 мин-1 и углом атаки лопастей ОНВ, но и плоскостью их вращения, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета. Что приводит к уменьшению вращательного сопротивления ОНВ на 15%. В случае отказа ряда ССТ на режимах ВВП и зависания КГтД выполнены с автоматическим выравниванием и равным перераспределением при этом оставшейся мощности ССТ между двумя ОНВ, что упрощает управляемость и повышает безопасность. Размещение двух КГтД в ПГФ позволит в компоновке летающее КАИС достичь в конфигурации реактивных автожира/самолета скорости полета 550/924 км/ч, но и на форсажных режимах полета в конфигурации сверхзвукового самолета обеспечить на высоте его полета 11 км скорость до 1105 км/ч.
Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения ОПСВ с КАИС со стреловидностью χ=-60° правой консоли и двумя ПФГ с КГтД, приводящими ОНВ в ДПНС-Х2 и/или два ВОВ в ПPC-R2, снабженных ВУВТ реактивных сопел, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах спереди, сверху и сбоку соответственно а), б) и в):
а) в полетной конфигурации реактивных автожира или самолета с КАИС при его χ=0° или χ=±60°, создающим большую подъемную силу, чем подъемная сила, создаваемая авторотирующими ОНВ и двумя ВОВ, создающими маршевую тягу в ПPC-R2 на режимах скоростного или переходного полета с условным размещением авторотирующих и зафиксированных соответственно правого и левого поперечных ОНВ;
б) в полетной конфигурации вертолета с поперечными ОНВ, вращающимися над консолями КАИС при его стреловидности χ=0°, показанной пунктиром и используемой на взлетно-посадочных и переходных режимов полета, консоли КАИС показаны со стреловидностью χ=±60° в конфигурации самолета для трансзвукового полета;
в) в полетной конфигурации реактивного или трансзвукового самолета с зафиксированными ОНВ над консолями КАИС при его χ=±60° или χ=±65°, двумя КГтД, приводящими через систему трансмиссии два ВОВ с ВУВТ в двух ПФГ.
Конвертируемый МРАК корабельного базирования с ОПСВ и двумя ДПСВ представлен на фиг. 1 одним ОПСВ, выполненным по концепции ДПНС-Х2 с ПРС-R2, имеет планер из алюминиевых сплавов и композитного углепластика, центроплан 1 с правой 2 и левой 3 консолями КАИС, имеющими соответственно стреловидность χ=-60° и χ=+60°, снабжены по всему размаху предкрылками 4 и закрылками 5. На консолях 2-3 трапециевидного КАИС имеются поворотные в горизонтальной плоскости шарниры 6, смонтированные сверху правого и левого ПФГ 7 на поворачивающих КАИС механизмах, имеющих следящий синхронный привод (на фиг. 1 не показано). Каждый ПФГ 7 с боковыми воздухозаборниками 8 двух ВОВ и ССТ в КГтД с их от-секателями пограничного слоя (на фиг. 1 не показано) имеет на их концах внешние полустабилизаторы 9 с рулевыми поверхностями 10, отклоненные вниз и наружу от плоскости симметрии под углом развала 47°, содержит сверху вертикальную колонку 10 вала с левым 11 и правым 12 ОНВ и их противовесами 13, которые вращаются над консолями КАИС 2-3 и фиксируются вдоль оси ПФГ 7 при выполнении ВВП и горизонтального полета (см. фиг. 1б), но и снизу переднюю 14 и главную 15 опоры с колесами велосипедного типа шасси, убирающимися вперед по полету в соответствующие отсеки. Левый 11 и правый 12 ОНВ имеют для полной компенсации реактивного крутящего момента на режимах ВВП и зависания противоположное их вращение соответственно по часовой и против часовой стрелки и выполнены с автоматом перекоса и жестким креплением их лопастей. В комбинированной СУ каждый КГтД имеет внешний и внутренний контуры соответственно с ВОВ в ПРС-R2 и ССТ, выполнен с передним выводом вала для отбора мощности от ССТ и возможностью передачи мощности от нее на консольный редукторы (на фиг. 1 не показаны), который перераспределяет как 50% и 50%, так и 36% и 72% от взлетной мощности СУ соответственно при выполнении как ВВП и зависания между двумя ОНВ 11-12 в ДПНС-Х2, так и при трансзвуковом крейсерском полете на ВОВ от ССТ. Каждый КГтД в ПФГ 8 с ВОВ и ССТ имеет ВУВТ круглого реактивного сопла 16 и передние 17 и задние 18 управляемые створки ПФГ 7 для дополнительного в нее подвода воздуха на форсажных режимах работы. Законцовки стреловидных полустабилизаторов 9 имеют спереди и сзади на их концах соответствующие пары ИК-излучателей 19 с ИК-приемниками 20.
Управление трансзвукового ДПСВ обеспечивается циклическим, общим и дифференциальным изменением шага ОНВ 11-12 и отклонением левого и правого круглого реактивного сопла 16 с ВУВТ в КГтД. При крейсерском скоростном или высокоскоростном полете в конфигурации крылатого автожира или реактивного самолета подъемная сила создается соответственно авторотирующими ОНВ 11-12 с КАИС 2-3 или КАИС 2-3 (см. фиг. 1a), маршевая реактивная тяга - системой ПPC-R2 через реактивные сопла 16 с ВУВТ в КГтД, смонтированных в ПФГ 7, на режиме перехода -КАИС 2-3 с ОНВ 11-12. После создания подъемной тяги ОНВ 11-12 в ДПНС-Х2 обеспечиваются режимы ВВП и зависания или КВП при создании реактивными соплами 16 с ВУВТ в КГтД требуемой маршевой тяги для поступательного полета (см. рис. 1б). При выполнении ВВП и зависания изменение балансировки по тангажу, курсу и крену обеспечивается соответственно изменением соответствующего циклического шага посредством автомата перекоса каждого ОНВ 11-12 или дифференциальным изменением тяги левого 11 и правого 12 ОНВ (см. рис. 1б). После вертикального взлета и набора высоты выполняется разгонный полет на скоростях более 300…350 км/ч и осуществляется соответствующее уменьшение оборотов вращения ОНВ 11-12. По мере разгона с ростом подъемной силы КАИС 2-3 подъемная сила ОНВ 11-12 уменьшается. При достижении скоростей полета 400…450 км/ч и для перехода на самолетный режим полета ОНВ 11-12 синхронно останавливаются так, что их лопасти 11-12 остановлены при виде сверху вдоль ПФГ 7, которые затем синхронно фиксируются над консолями КАИС 2-3 и вдоль ПФГ 7 (см. фиг. 1б). При создании маршевой реактивной тяги круглыми реактивными соплами 16 производится транс- или сверхзвуковой крейсерский полет ОПСВ, при котором изменение балансировку по тангажу, курсу и крену обеспечивается соответствующим отклонением реактивных сопел 16 с всеракурсным управлением вектора тяги каждого КГтД. БСУ ОПСВ снабжена возможностью опционального его управления пилотами из правой 21 и левой 22 кабин, смонтированных в соответствующих ПФГ 7. Снизу центроплана 1 крепится удобообтекаемый сменный МЦН 23 на поворотном шарнире 24, обеспечивающем при изменении стреловидности КАИС 2-3 постоянное совмещение продольной оси МЦН 23 с осью симметрии ОПСВ при синхронном повороте МНЦ 23 в горизонтальной плоскости следящим приводом с совместным поворотом двух ПФГ 7.
Таким образом, трансзвуковой ОПСВ и ДПСВ с КАИС, двумя КГтД с ССТ, имеющий для создания вертикальной тяги ОНВ с их противовесами или горизонтальной тяги два ВОВ соответственно с работающими или уложенными ОНВ, представляет собой конвертоплан с ДПНС-Х2 и ПРС-R2, изменяющий полетную конфигурацию только благодаря изменении условий работы ОНВ. Консоли КАИС увеличивают показатели аэродинамических и структурных преимуществ при преобразовании в трансзвуковой самолет с КАИС, особенно, с углом разнонаправленной стреловидности χ=±65°. Это позволит уменьшить вес планера ДПСВ, выполненного по малозаметной технологии с радиопоглощающими материалами, и увеличить взлетный вес на 17% либо дальность полета на 29% при сохранении взлетного веса, но и улучшить весовую отдачу и успешность выполнения разведывательно-ударных операций при барражирующем полете в конфигурации крылатого автожира со скоростью 550 км/ч.
Авиационная группа в составе МРАК, включающая однотипные ОПСВ и ДПСВ (см. табл. 1 тип 1.1), используемые поочередно с вертолетной площадки АНК, несущие в отсеках вооружения ОПСВ/ДПСВ по 3/4 штук АПР-3МЭ или ПКР типа X-35УЭ. В МРАК головной ОПСВ, который полностью оцифрован с использованием новейших технологий, включая и совместное использование пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов, так называемое manned and unmanned teaming (MUM-T), которое позволяет пилотам ОПСВ контролировать траекторию полета группы ведомых ДПСВ и их боевые нагрузки, обеспечивающие противолодочную или противокорабельную и/или противовоздушную оборону. Четвертый уровень MUM-T позволяет пилотам ОПСВ не только получать реальные сенсорные изображения с авиагруппы ведомых ДПСВ и управлять сенсорными и оружейными нагрузками, но и их навигацией и глобальным позиционированием пои следящем безопасном полете.
1. Многоцелевой ракетный авиационный комплекс (МРАК), содержащий беспилотный летательный аппарат, имеющий фюзеляж с отделяемой управляемой ракетой, низкорасположенное крыло с органами его управления, двигатель, бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую телемеханическое управление (ТМУ) с командного пункта (КП) корабля, отличающийся тем, что он имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки корабельного базирования, включающую более чем один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) с более чем одним дистанционно пилотируемым самолетом-вертолетом (ДПСВ), используемую, по меньшей мере, с одной вертолетной площадки авианесущего корабля (АНК), причем каждый ДПСВ и ОПСВ выполнен без вертикального оперения по гибридной двухфюзеляжной компоновке с крылом асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС), имеет в двухвинтовой поперечно-несущей схеме (ДПНС) на его консолях два однолопастных несущих винта (ОНВ) с их противовесами, создающих в ДПНС-Х2 вертикальную тягу только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, но и снабжен не менее чем парой комбинированных газотурбинных двигателей (КГтД), левый и правый из которых установлен в соответствующем подкрыльном фюзеляже-гондоле (ПФГ) с боковыми воздухозаборниками и выполнен в виде двухконтурного двигателя, имеющего внешний и внутренний контуры соответственно с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) в кольцевом обтекателе и, по меньшей мере, одной свободной силовой турбиной (ССТ), имеющей круглое сопло со всеракурсным управлением вектора тяги (ВУВТ), передающей взлетную мощность силовой установки (СУ) посредством системы трансмиссии на соответствующий ОНВ в симметрично-сбалансированной ДПНС-Х2 и/или ВОВ, имеющий лопатки с большой их круткой, работающий по тянущей схеме, создает в пропульсивно-реактивной системе (ПPC-R2) синхронную реактивную тягу при выполнении ВВП и КВП или горизонтальном поступательном полете, но и оснащен на консолях трапециевидного КАИС поворотными в горизонтальной плоскости шарнирами, смонтированными сверху ПФГ на поворачивающих КАИС механизмах, имеющих следящий привод, обеспечивающий от стреловидности χ=0° до противоположно направленной χ=±60° или χ=±65° одновременный при виде сверху поворот как против часовой стрелки правой и левой консолей КАИС с образованием разнонаправленной стреловидности χ=-60° и χ=+60° или χ=-65° и χ=+65° соответственно, так и синхронный поворот на двух вертикальных осях вращения, установленных в плане на продольных осях ПФГ, размещенных параллельно оси симметрии, равноудаленных в плане от центра масс, размещены в плане на поперечной оси, проходящей через центр масс, и установленных от передней кромки КАИС на расстоянии, равном 1/4 от средней его аэродинамической хорды, но и выполнен как возвращаемым на АНК, так и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДПНС-Х2 и ПРС-R2 в соответствующие реактивные крылатый автожир для барражирующего полета или самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с поперечными ОНВ, работающими на режимах их авторотации или одновременно остановленными после разгонного режима полета и синхронно зафиксированными ОНВ так, что при виде сверху их лопасти и противовесы размещены вдоль продольной оси соответствующей ПФГ назад и вперед по полету соответственно и расположены над консолями КАИС и параллельно оси симметрии с преобразованием большого удлинения КАИС с λ=9,0-10,0 до малого его удлинения λ=2,25-2,5 или λ=1,87-2,1 соответственно при его стреловидности χ=±60° или χ=±65° в полетной конфигурации реактивного или трансзвукового самолета, но и обратно, при этом длина ПФГ без носовой его части равновелика или меньше совместной длины противовеса и радиуса ОНВ, что обеспечивает размещение их вдоль продольной оси ПФГ или вынос наружу концевых частей лопастей ОНВ за пределы ПФГ, причем в системе трансмиссии каждый ее КГтД с кольцевым обтекателем ВОВ размещен в ПФГ, в котором между ВОВ и ССТ соосно с двумя последними смонтирован Т-образный при виде сбоку консольный редуктор, имеющий продольные входные валы от одной или двух ССТ и выходные валы, первый продольный по его оси из которых передает мощность через муфту сцепления на ВОВ, а второй верхний вал через муфту сцепления передает крутящий момент на ОНВ, вертикальная колонка которого, являясь жесткой осью соответствующего поворотного шарнира КАИС, размещена соосно с последним в подшипниковом узле, имеет вал ОНВ, выходящий из нее и размещенный с втулкой ОНВ над КАИС, при этом ПФГ имеют на их концах внешние полустабилизаторы с рулевыми поверхностями, отклоненные как вниз, так и наружу от плоскости симметрии под углом развала 47°.
2. Комплекс по п. 1, отличающийся тем, что упомянутые ОПСВ и ДПСВ на их режимах ВВП и зависания при удельной нагрузке на мощность СУ, составляющей ρN=l,925 кг/л.с., каждая упомянутая ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего систему управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности упомянутой ДПНС-Х2, составляющей ρВТ=1,63, включает как режим ее работы при отборе 100%, так и 75% или 50% взлетной ее мощности на привод упомянутых ОНВ соответственно как от четырех работающих ССТ, так и от трех или двух работающих ССТ с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности между двумя ОНВ соответственно при отказе ССТ в одном ПФГ с любой стороны или двух ССТ из противоположных ПФГ, но и, например, даже в последнем случае после автоматического включения чрезвычайного режима (ЧР) работы двух оставшихся в работе ССТ, которые при удельной вертикальной тяговооруженности упомянутой ДПНС-Х2, составляющей ρВТ=1,19 или ρВТ=1,075, обеспечат два режима аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 минут или 30 минут соответственно, при этом на режимах ВВП и зависания в каждой ССТ система УФБП, содержащая: один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для выявления данных, касающихся расхода воздуха (GB, кг/с) через компрессор ССТ, температуры газов (ТГ, К) перед турбиной ССТ, суммарной степени сжатия (К) компрессора, а также один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для обнаружения относительного положения и ПФГ, и дисков вращения упомянутых ОНВ для относительного их положения относительно уровня земли или поверхности посадочной площадки, а также различных препятствий на пути следящего его безопасного снижения; компьютер управления полетом, расположенный в его упомянутой БСУ и находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, компьютер управления полетом сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между ПФГ с его колесным шасси и уровнем земли или поверхностью посадочной площадки; сравнить относительную позицию ПФГ и несущей его системы с выбранной относительной его позицией; определить скорость управляемого снижения, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовать скорость следящего устройства во входы управления полетом; а также обеспечить прямое управляемое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, при этом упомянутые ОПСВ и ДПСВ на их режимах ВВП и зависания в упомянутой ДПНС-Х2 каждый ОНВ выполнен с жестким креплением их лопастей и с автоматом их перекоса, обеспечивает изменение балансировки по тангажу, курсу и крену, которое создается изменением соответствующего циклического шага посредством автомата перекоса каждого ОНВ и дифференциальным изменением тяги левого и правого ОНВ соответственно, а упомянутые круглые сопла с ВУВТ их ССТ снабжены возможностью при синфазном и дифференциальном их синхронном отклонении обоих вертикально вверх или вниз, обоих горизонтально влево или вправо и вертикально одного вверх, а другого вниз изменять соответственно балансировку по тангажу, курсу и крену при горизонтальном поступательном полете ОПСВ и ДПСВ, причем для выполнения взлетно-посадочных режимов упомянутые ОПСВ и ДПСВ снабжены в каждом ПФГ убирающимся колесным шасси велосипедного типа с передними и задними главными стойками шасси, смонтированными в соответствующих частях ПФГ, убираемыми в нижние их отсеки вперед по полету, а центроплан их КАИС снабжен от задней его кромки вдоль оси симметрии задним отсеком, имеющим на его конце выдвижную штангу магнитометра и в нижней его части с открываемыми створками опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции при барражирующем его полете и размещении перпендикулярно оси симметрии консолей КАИС, имеющих треугольные законцовки, при этом упомянутые ОПСВ и ДПСВ, несущие в бомбоотсеках авиационные противолодочные и противокорабельные ракеты (АПР и ПКР), обеспечивают соответствующую борьбу с подводной лодкой (ПЛ) и надводным кораблем (НК), а снизу их центроплана крепится удобообтекаемый сменный модуль целевой нагрузки (МЦН) на поворотном шарнире, обеспечивающем при изменении стреловидности КАИС совмещение продольной оси МЦН с осью их симметрии при синхронном повороте МНЦ в горизонтальной плоскости следящим приводом с совместным поворотом двух ПФГ, а законцовки стреловидных их полустабилизаторов имеют спереди и сзади на их концах соответствующие пары инфракрасных (ИК) излучателей с ИК-приемниками, причем при противолодочной обороне в упомянутых ОПСВ и ДПСВ используется опускаемая гидроакустическая система, состоящая из индикатора акустических сигналов и двух приемников для их приема от гидроакустической антенны, их кодирования и передачи по восьмиканальной закрытой связи на АНК для обработки в реальном масштабе времени или высокочувствительный магнитометр, имеющий магниточувствительный элемент, работающий на расстоянии 30 м от водной поверхности, и связанным с БСУ в упомянутых ОПСВ и ДПСВ, 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 АНК и его КП, при этом в упомянутых ОПСВ и ДПСВ упомянутая их БСУ имеет как радиоканал закрытой связи с АНК, 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 барражирующем полете самостоятельное нахождение ПЛ-цели, идентификации ее и принятие подтвержденного решения от оператора АНК об уничтожении им выбранных, причем при противокорабельной обороне упомянутые ОПСВ и ДПСВ, использующие полетную конфигурацию реактивного самолета с зафиксированными ОНВ, несущие в бомбоотсеке соответствующие ПКР Х-35У или ПКР Х-38М для создания буферной безопасной авиазоны между головным ОПСВ и ПВО НК-цели, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М/Х-35У с 40/130 до 400 км, при этом радаром типа Н036, размещенным в носовой части правого ПФГ головного ОПСВ, обеспечивается целеуказание, а управление ДПСВ - вторым пилотом ОПСВ, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны - станцию активных электронных помех ДПСВ, причем при достижении области, из которой будет поражена НК-цель, упомянутый ДПСВ 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 ИК-головка ее самонаведения и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей, затем ДПСВ на удалении 1868 км автоматически возвращается на АНК с вертикальной на его вертолетную площадку посадкой, при этом в упомянутых ОПСВ и ДПСВ планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а их ПФГ снизу снабжены отсеками колесного шасси и пусковых устройств вооружения в бомбоотсеках, каждый их которых имеет автоматические створки с пилообразными поперечными их сторонами, а БСУ ОПСВ снабжена возможностью опционального его управления пилотами из правой или из обеих кабин, смонтированных в соответствующих ПФГ, имеющих катапультируемые в верхнюю полусферу кресла, срабатывающие на режимах ВВП и зависания только после отстрела пиропатронами профилированных противовесов и лопастей ОНВ, но и его использования в составе авиационной группы в качестве головного совместно, например, с двумя ДПСВ, один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет в следящем полете маневры головного ОПСВ, а другой - управляется вторым пилотом с головного ОПСВ, а затем, наоборот, при этом система управления формированием относительной позиции в следящем полете, содержащая один или несколько датчиков, расположенных на ведомом ДПСВ, сконфигурированы для обнаружения данных, касающихся его положения относительно положения головного ОПСВ, имеющего компьютер управления полетом, находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, содержащий дополнительный сенсорный компьютер, который сконфигурирован, чтобы: определить относительную позицию между ведомым ДПСВ и головным ОПСВ; сравнить относительную позицию с выбранной относительной позицией; определить скорость ведомого ДПСВ, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовывать скорость следящего устройства во входы управления полетом; ограничивать прямое перемещение ведомого ДПСВ относительно головного ОПСВ, обеспечивающего через входы его компьютера управления полетом относительное их безопасное положение в совместном полете.
3. Комплекс по п. 2, отличающийся тем, что в упомянутых ОПСВ и ДПСВ система управления формированием их относительной позиции в полете с одним или несколькими датчиками включают в себя один или несколько ИК-датчиков, видеодатчиков, радиолокационных, лазерных и ультразвуковых датчиков, гидролокаторов, датчиков глобального позиционирования, при этом упомянутый компьютер управления полетом выполнен как с дополнительным компьютером суммирования данных датчиков и каналом приема-передачи данных, расположенным на головном ОПСВ для получения глобальных данных о местоположении от ведомого ДПСВ, так и с возможностью преобразования изображений с каждого видеодатчика, обеспечивающего определение относительного положения, которое посредством триангуляции включает в себя определение относительного диапазона, азимута и угла места, причем дополнительный компьютер суммирования данных датчиков и каналом передачи данных имеет многополосное радиочастотное оборудование с направленной антенной, способной по каналам закрытой связи передавать несколько видеопотоков, обеспечивать сбор данных от каждого видеодатчика, а также обеспечивать преобразование изображений с каждого видеодатчика в относительное положение, которое определяет на основе глобального положения головного ОПСВ, передаваемого на ведомый ДПСВ, при этом компьютер суммирования данных полностью интегрирован в интерфейс пилота и системой управления ОПСВ, обеспечивающей упомянутый следящий полет ведомого ДПСВ, который по необходимости может быть отключен посредством одного из входов интерфейса пилота для управления полетом, активации пилотом кнопки или переключателя управления, причем компьютер суммирования данных дополнительно снабжен возможностью его независимого действия, определяющего то, что полет ОПСВ небезопасен для относительного его положения от ведомого ДПСВ, но и отключающего формирование упомянутого следящего полета ведомым ДПСВ через компьютер управления полетом.
4. Комплекс по любому из пп. 1, 2, отличающийся тем, что для экономичного скоростного горизонтального полета упомянутых ОПСВ и ДПСВ их ОНВ в синхронно-сбалансированной авторотирующей системе, включающей в упомянутом каждом консольном редукторе ОНВ автоматическую коробку передач, имеющую для привода ОНВ выходные упомянутые валы, каждый из которых создает по два потока: первый - взлетный с выдачей соответствующей мощности от соответствующего КГтД и созданием подъемной тяги от ОНВ, второй - крейсерский в конфигурации автожира с приемом мощности от авторотации ОНВ на ее соответствующую ступень, отключающую ОНВ от привода ССТ упомянутых КГтД, приводящую генератор и управляющую синхронным снижением и скорости их вращения, например, до 200 мин-1 или 100 мин-1, и углом атаки лопастей авторотирующих ОНВ, обеспечивающих долю увеличения в 1/3-1/4 раза требуемой подъемной силы упомянутого КАИС, но и плоскостью вращения лопастей ОНВ, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета, приводящим к уменьшению вращательного сопротивления ОНВ на 12-15% от общего сопротивления профиля лопастей ОНВ при их самовращении и возможности для режимов крейсерского полета расчета КАИС с уменьшенной его геометрией, составляющей 2/3-3/4 от габаритов крыла аналогичного реактивного самолета.
5. Комплекс по любому из пп. 1, 2, отличающийся тем, что для горизонтального полета ОПСВ и ДПСВ с трансзвуковой скоростью полета, достигая маршевой тяговоуроженности с 0,225 до 0,363, используется мощность СУ с 36% до 72% от работающих упомянутых КГтД только на привод упомянутых ВОВ в конфигурации упомянутого реактивного самолета с ПPC-R2, упомянутое КАИС которого, имея по передней его кромке стреловидность с углом χ=0°, обеспечивает на высоте 11 км скорость полета с 0,6 Маха (М), а с углом χ=±15° - М=0,69, при угле χ=±30° - М=0,75, а с углом χ=±45° - М-0.79, при угле χ=±60° - М=0,82, а с углом χ=±62,5° - М=0,87, при угле χ=±65° повышается скорость горизонтального полета с М=0,9 до М=0,96 при достижении маршевой тяговоуроженности до 0,46, при этом каждый КГтД снабжен в ССТ перед механизмом ВУВТ ее реактивного сопла форсажной камерой, используемой на взлетных режимах или горизонтальном полете с передними за ВОВ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками ПФГ для дополнительного в нее подвода воздуха, позволит с их перегрузом 15% увеличить маршевую тяговоуроженность с 0,46 до 0,69 и достичь на высоте полета 11 км скорость М=0,96 или М=1,04 соответственно в конфигурации транс- или сверхзвукового самолета.
