Береговой комплекс авиационно-ракетный многоразовый автономный

Изобретение относится к береговым авиационно-ракетным комплексам с беспилотным конвертируемым самолетом (БПКС). БПКС содержит ТРДД, хвостовое Y-образное оперение (YOO) и смонтированное сверху фюзеляжа поворотное в горизонтальной плоскости двунаправленное крыло (ДНК) с двусторонней симметрией/асимметрией в двух положениях, имеющее в любом из ряда положений разновеликие по размаху большее (БТК) и меньшее (МТК) крылья. ДНК интегрировано с крылом верхним шарниром, следящий привод которого обеспечивает после запуска раскладывание МТК и последующий по часовой стрелке поворот высокорасположенного ДНК. Обеспечивается уменьшение габаритов в транспортно-походной конфигурации, повышение скорости, дальности полета и целевой нагрузки. 1 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

 

Изобретение относится к береговым авиационно-ракетным комплексам с беспилотным конвертируемым самолетом (БПКС), имеющим хвостовое Y-образное оперение (YOO) и смонтированное сверху фюзеляжа поворотное в горизонтальной плоскости двунаправленное крыло (ДНК) с двусторонней симметрией/асимметрией в двух положениях на угол 75° с противоположной/прямой стреловидностью по передней кромке ДНК χ=±15°/+45°\сложенными консолями ДНК и килями хвостового YOO соответственно для выполнения миссии при подлете/атаке цели\для минометного старта с вертикального либо с ускорителем БПКС наклонного транспортно-пускового контейнера наземного средства базирования после сброса обтекателя со сложенных килей YOO и запуска турбореактивного двухконтурногр двигателя, обеспечивающего с боковыми воздухозаборниками полет транс/сверхзвукового возвращаемого БПКС.

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

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

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является [см. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/ikara/ikara.shtml] британский палубный авиационно-ракетный комплекс (ПАРК) модели "Icara" с беспилотным летательным аппаратом (БЛА), имеющим крыло, фюзеляж с пусковым устройством (ПУ) управляемой ракеты (УР), двигатель силовой установки (СУ) и бортовую систему управления (БСУ) для управления с командного пункта средства базирования.

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

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

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном ПАРК "Icara" автоматического возврата на наземное средство базирования с вертикальной посадкой БПКС с помощью парашютной системы, уменьшения габаритов в транспортно-походной конфигурации, повышения скорости, дальности полета и целевой нагрузки, но и поражающей возможности в объемлемо-беспилотной единой системе.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного ПАК "Icara", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что комплекс авиационно-ракетный многоразовый автономный (КАРМА) с группой аппаратов вертикального старта, включающей более чем один беспилотный конвертируемый самолет (БПКС), выполненный для наземного базирования с обеспечением возможности как минометного старта с вертикального транспортно-пускового контейнера (ТПК) или наклонного ТПК с ускорителем БПКС, так и после выполнения им миссии и автоматического возврата, и горизонтальной или вертикальной посадки БПКС с использованием убирающегося его трехопорного колесного шасси или парашютно-реактивной системы (ПРС) соответственно на аэродроме его базирования или месте старта либо скрытной позиции наземного подвижного средства базирования, при этом в полетной конфигурации транс-/сверхзвукового БПКС, включающего поворотное в горизонтальной плоскости двунаправленным крыло (ДНК), имеющее в любом из ряда положений на угол 75° разновеликие по размаху большее/меньшее трапециевидные крылья (БТК/МТК), закрепленное на фюзеляже с двусторонней симметрией/асимметрией в двух или четырех положениях на угол 75° или 30°\45°\75° с противоположной/прямой стреловидностью ДНК по передней его кромке χ=±15°/+45° или χ=±60°\±45°\±15°/+45°, интегрированное с фюзеляжем и его верхним шарниром, механизм следящего привода которого от исходного положения в плане, например, БТК, размещенное с его удлинением λ=3,9-4,0 вдоль оси симметрии, обеспечивает после запуска с ТПК и раскладыванием МТК и последующий по часовой стрелке в плане поворот высокорасположенного ДНК в горизонтальной плоскости на угол 75° так, что МТК фиксируются вдоль оси симметрии с его удлинением λ=1,2-1,3 для дозвуковых режимов полета или обратно против часовой стрелки в исходное положение, содержит инвертированное хвостовое Y-образное оперение (YOO) и турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с боковыми воздухозаборниками (БВЗ) полутоннельного типа, выполненными нерегулируемыми с обеспечением как дозвуковой и сверхзвуковой их работы, так и соответствующего режима полета БПКС, запущенного с ТПК наземного противокорабельного комплекса (ПКК), с обеспечением вне ТПК запуск ТРДД и синхронного раскладывания и фиксации и консолей его ДНК после их поворота от оси симметрии на угол 75° по часовой стрелке при виде сверху и цельно-поворотных килей (ЦПК) хвостового YOO, верхний и нижние из которых для повышения путевой устойчивости на сверхзвуковых скоростях полета смонтированы соответственно по плоскости симметрии и наружу под углом 60° к последней, несущего в его бомбоотсеке для выполнения им миссии и атаки цели упомянутую УР, например, противокорабельную ракету (ПКР) типа Х-38МК, летящего со скрытным его выдвижением в зону надводной цели и выполнения возвратного полета и соответствующего приема БПКС на месте старта, например, с самоходной пусковой установки (СПУ) типа К-340П, содержащей два или три ТПК для наземно-мобильного базирования и запуска ударно-стратегических БПКС, при этом фюзеляж БПКС имеет кормовую часть в виде усеченного конуса, плавно переходящую в его центральную часть с трапециевидной поперечной формой (ТПФ), имеющую при виде спереди пирамидальную носовую часть с треугольными БВЗ или БВЗ в виде сектора круга, имеющими воздуховоды, питающие ТРДД, образующими квадратное ее сечение с закругленными краями или квадрат с округленными бортами и овальным сечением, содержащую на меньшем основании ТПФ нижний бомбоотсек с автоматическими его продольными створками для размещения в нем соответствующей нагрузки, но и сверху фюзеляжа над большим основанием ТПФ соответствующие передние и задние утонченности для одновременного раскладывания из них/укладывания в них консолей ДНК так, что законцовка правой/левой консоли БТК/МТК в ДНК при их размещении вдоль оси симметрии располагаются под надфюзеляжным при виде сбоку С-образном обтекателе (СОО), при этом для повторного применения БПКС центроплан его ДНК или удлиненный до центра масс трапециевидный в плане развитый СОО содержит сверху внутренний отсек с автоматически сбрасываемым обтекателем или открываемыми створками и одновременным выкидыванием ПРС, используемой после раскрытия парашюта и складывания ЦПК хвостового YOO и консолей МТК, последние из которых укладываются вниз и фиксируются параллельно плоскости симметрии в утонченностях внешних бортов фюзеляжа с соответствующим размещением упомянутых консолей БТК, но и обеспечения вертикальной посадки, например, на месте старта БПКС с помощью посадочного его парашюта и тормозного твердотопливного двигателя, срабатывающего от его фюзеляжных датчиков сближения с землей тормозной реактивной системы, причем два основания ТПФ в его фюзеляже соотносятся так, что ширина меньшего составляет 45…55% от ширины большего верхнего основания, при этом головной БПКС, который полностью оцифрован и включает использование лазерного канала связи, что позволит оснастить его двухчастотной бортовой РЛС с АФАР, а упомянутая его БСУ на безопасных для него расстояниях реализует связь по закрытому каналу с обеспечением геолокации надводной цели и управление по лазерному каналу связи оружейными нагрузками своими и других БПКС с наведением на цель их сверхзвуковых ПКР типа Х-38МК в составе ударной авиагруппы, применяемой совместно с другими авиагруппами, способными обмениваться информацией между их головными БПКС в рамках их объединяемо-боевого единого информационного облака и передавать целеуказание на ряд тяжеловооруженных БПКС, не использующие свои РЛС в их противокорабельных КАРМА.

Кроме того, в транспортно-походном положении удаленно-ведомого БПКС сложенные упомянутые ЦПК его хвостового YOO закрываются от торца кормовой двигательной установки (КДУ) разделяемым обтекателем, повторяющим наружный профиль кормовой части фюзеляжа, имеющим возможность автоматического его удаления или сброса при запуске БПКС в полет с ТПК, причем упомянутое МТК с его левой и правой консолями, вынесенными от центра масс в продольном направлении соответственно вперед и назад по его полету и в соответствующую сторону от внешних бортов фюзеляжа, имеют соответствующие стреловидности по передней и задней их кромкам χ=+45° и χ=-45°, которые обеспечивают параллельное размещение в плане противолежащих сторон несущей шестиугольной конфигурации, при этом в сверхзвуковой полетной конфигурации БПКС упомянутое МТК имеет относительную толщину его профиля ć=5% и законцовки с внешними сторонами, размещенными параллельно оси его симметрии, выполняющими в его трапециевидных консолях роль меньших оснований (МО), имеющими их длину, определяемую из соотношения: L_мо=b_квф: sin75°, м (где: b_квф - ширина центральной части фюзеляжа с БВЗ; sin75° - синус угла поворота ДНК), обеспечивающую после поворота ДНК на упомянутый угол 75° размещение как консолей МТК по оси симметрии БПКС, так и МО его законцовок под углом 15° к оси симметрии без выноса их за пределы внешних бортов его фюзеляжа, но и левой и правой консолей БТК с упомянутой противоположной стреловидностью по передней его кромке χ=+15° и χ=-15° соответственно, причем упомянутые консоли БТК, имеющие переменные стреловидности по передней и задней их кромкам и размах в 2,0 раза больше размаха упомянутого МТК, содержат округлые их законцовки, конфигурация которых в плане аналогична форме разложенных односторонних и верхнего ЦПК хвостового YOO с их прямой стреловидностью χ=+33°…+45°, при расширение двусторонне-асимметричной компоновки планера БПКС может дополнительно включать асимметричное смещение в продольном направлении входов их упомянутых БВЗ, но и смещение в этом же направлении в его упомянутом хвостовом YOO левого и правого его ЦПК, которые разнесены с аналогичным смещением консолей МТК в ДНК, причем планер возвращаемого БПКС выполнен по малозаметной технологии с покрытием, поглощающим радиоволны разной длины, имеет монолитную конструкцию жесткого его корпуса с использованием алюминиево-литиевых сплавов и до 70% улучшенных по структурному старению композиционных материалов, усиленных лонжеронами и ребрами жесткости с общей композитной обшивкой фюзеляжа и БВЗ, армированных углеродным волокном, способных защитить его упомянутую БСУ от мощных электромагнитных вспышек или воздействия лазерного излучения, выдерживать значительные количества тепла и деформации, позволяющие снизить на порядок количество деталей, при этом многоразовый БПКС при его взлете с наземного аэродрома и запуске с упомянутого ТПК соответственно с нормальным и максимальным взлетным весом и его упомянутым ТРДД, создающим нормальную маршевую тяговооруженность (К_МТ), которая программируется при горизонтальном полете на крейсерскую тяговооруженность: первого уровня - 0,2 или второго - 0,28 либо третьего - 0,53, используя соответственно 37,7% или 52,8% либо 100% мощности ТРДД его адаптивной СУ и обеспечением на высоте полета не менее 12 км максимальной скорости полета Маха (М)=0,94 или М=0,98 либо М=1,2-1,3, а его упомянутое МТК с двусторонней асимметрией и стреловидностью его передней и задней кромок χ=±45° позволит, в сравнении с крылом реактивного самолета и углом его стреловидности χ=+45°, уменьшить и волновое сопротивление в раза и требуемую тяговооруженность в раза, причем для обеспечения и поддержания на высоте транс- или сверхзвукового бесфорсажного режима полета БПКС соответственно в направлении выбранной для атаки цели или как после 49% времени выполнения мисси и выработки топлива, так и при разнонаправленной стреловидности упомянутого его БТК в ДНК с соответствующим углом χ=±45° или χ±60°, обеспечивающим увеличение показателей аэродинамических и структурных преимуществ планера двусторонней асимметрии, улучшающей отношение подъемной силы к его сопротивлению, которое при соответствующей скорости полета БПКС до 0,98 Маха или 1,2-1,3 Маха составит 20 к 1 или 11 к 1, при этом в малозаметном БПКС его упомянутый адаптивный ТРДД снабжен реактивным плоским прямоугольным соплом (ППС), имеющим термопоглощающее покрытие, уменьшая инфракрасное (ИК) излучение, но и заднюю V-образную в плане кромку, размещенную параллельно задней кромке нижнего кормового обтекателя его фюзеляжа, вынесенного от ППС назад по его полету, причем на горизонтальных режимах полета сверхманевренного БПКС путевое управление обеспечивается отклонением верхнего ЦПК хвостового YOO, а продольное и поперечное управление при этом осуществляется синфазным и дифференциальным соответствующим отклонением левого и правого нижних ЦПК хвостового YOO.

Предлагаемое изобретение КАРМА со сверхзвуковым БПКС, содержащим сложенные МТК и ЦПК, смонтирован в ТПК с размещением МТК параллельно плоскости симметрии, имеет в КДУ ТРДД с ППС, иллюстрируется на фиг. 1-3 общими видами:

- на фиг. 1 - изображен БПКС на виде сбоку содержит сложенные МТК и ЦПК, смонтирован в ТПК для минометного старта и запуска с СПУ типа К-340П;

- на фиг. 2/3 - изображен БПКС на виде сверху с разложенными ЦПК хвостового YOO с их стреловидностью χ=+33° и МТК/БТК в его ДНК при прямой/разнонаправленной соответствующей их стреловидности χ=+45°/χ=±15°, но и для выполнения сверхзвуковых/дозвуковых режимов горизонтального крейсерского его полета.

Береговой КАРМА, представленный на фиг. 1-3, содержит более чем в одном ТПК 1 реактивный БПКС 2, выполненный по аэродинамической схеме высокоплан и поворотным ДНК, интегрированным с фюзеляжем 3 и верхним шарниром 4 его механизма следящего привода, имеет БТК 5/МТК 6 с двусторонней симметрией/асимметрией в двух положениях на угол 75° с противоположной/прямой стреловидностью по передней их кромке χ=±15°/+45°\сложенными консолями МТК и килями YOO соответственно для выполнения миссии при подлете/атаке цели\для минометного старта с вертикального ТПК 1. Конфигурация в плане законцовок 7 БТК 5 аналогична форме нижних 8 и имеющего форкиль 9 верхнего ЦПК 10 хвостового оперения YOO. Адаптивный ТРДД с реактивным ППС 11, используемый с двумя округлыми при виде спереди БВЗ 12, смонтированными с внешних бортов фюзеляжа 3 БПКС 2.

Фюзеляж 3 БПКС 2 с пирамидальной при виде спереди носовой 13 частью, плавно переходящую в его центральную часть с ТПФ 14, содержащую на меньшем ее основании нижний бомбоотсек 15 с и его створками 16 для размещения в нем соответствующей нагрузки. Над большим основанием ТПФ 14 имеются его утонченности для одновременного раскладывания из них/укладывания в них БТК 5/МТК 6 так, что законцовка 7 правой консоли БТК 5 в ДНК при его размещении вдоль оси симметрии располагается в надфюзеляжном при виде сбоку С-образном обтекателе 17. Сверху центроплана ДНК 5-6 над центром масс БПКС 2 имеется верхний отсек 18 с автоматически выкидываемой ПРС, используемой парашют с твердотопливным реактивным двигателем (на фиг. 1-3 не показано) при посадке на месте старта после складывания МТК 6 и ЦПК 8, 10 хвостового YOO. Многоразовый БПКС 2, выполняющий автономный полет после его запуска с ТПК 1 и сброса заднего обтекателя 19 (показан пунктиром см. фиг. 1) с ЦПК 8, 10 и его ТРДД, создающего его ППС 11 реактивную тягу для транс-/сверхзвукового полета, при котором путевое управление обеспечивается отклонением верхнего ЦПК 10 хвостового YOO. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным соответствующим отклонением левого и правого нижних 8 ЦПК хвостового YOO (см. фиг. 2/3). Управление движением БПКС 2 на всех этапах полета осуществляется навигационным пилотажным комплексом, входящим в состав БСУ, которая обеспечивает прием и обработку информации от навигационных спутников и вырабатывает соответствующие сигналы управления. Все это позволит в дальнем БПКС 2 упростить управляемость и повысить надежность, но и безаварийность дистанционного его управления.

Таким образом, освоение берегового КАРМА со сверхзвуковыми БПКС-0,52, базируемыми в составе подвижного ПКК на колесной самоходной пусковой установке (СПУ) типа К-340П, выполненной на шасси МЗКТ-7930 с тремя смонтированными ТПК К-341П, используемыми для пуска ПКР «Оникс» в береговом ПКК «Бастион» и модифицированными для соответствующего типа и количества БПКС, в которое может входить, например, как три разведывательных БПКС-0,52, несущих по три УР воздух-воздух Р-77М, так и 12-15 единиц ударных БПКС-0,52, вооруженных по одной ПКР типа Х-38МК (см. табл.1). Головной возвращаемый БПКС, который полностью оцифрован и включает с использованием лазерного канала связи и четвертый уровень так называемого manned and unmanned teaming (MUM-T), что позволит оснастить БСУ БПКС двухчастотной бортовой РЛС с АФАР, которая на безопасных для него расстояниях реализует связь по закрытому каналу с БПКС-разведчиком, обеспечивающими геолокацию надводной цели и управление по лазерному каналу связи оружейными нагрузками и своими, и других БПКС с наведением на цель их УР и ПКР типа Х-38МК в составе ударной авиагруппы, применяемой совместно с рядом других авиагрупп, способных обмениваться информацией между их головными БПКС в рамках их объемлемо-беспилотной единой системе и передавать целеуказание на ряд ударных БПКС, не использующие свои РЛС в других КАРМА. Кроме того, использование в наземно-мобильных ПКК возможности минометного старта многоразовых БПКС-0,52 из их ТПК позволит увеличить в 1,94 раза массу авиатоплива, повысить поражающую возможность и боевую устойчивость, например, разведывательно-ударного дивизиона с шестью ПКК. При этом, увеличивая в БПКС-0,52 массу авиатоплива до 330 кг и, имея радиус его действия до 2340 км, позволит увеличить до 2380 км дальность полета сверхзвуковой ПКР Х-38МК, что практически в 9,1 раза превосходит дальность поражения берегового ПКК «Бал» с дозвуковой ПКР типа Х-35ЭУ.

Поскольку, перспективный КАРМА с передовыми тактико-техническими показателями берегового ПКК, доставляющего в арктический район тяжеловооруженные БПКС-1,5 с ТРДД типа АЛ-55И, несущие ПКР "БраМос-М", то его освоение с учетом опыта создания ТПК для ракеты ЗМ-55 комплекса "Москит" является задачей предпочтительной и технически реализуемой. Только освоение берегового КАРМА существенно упростит развертывание противокорабельной авиатехники и повысит боевую устойчивость, в том числе на большом его удалении от цели и места базирования. По сути, боевые возможности самого КАРМА не ограничиваются полетом БПКС и в большей степени зависят от колесной СПУ на шасси МЗКТ-79305. Поэтому сверхзвуковые БПКС как элементы передовой военной техники с точки зрения тактики могут занимать промежуточное место между крылатыми ракетами и самолетами. Первые способны самостоятельно атаковать цели, но при этом весьма дороги. Ударная авиация с учетом ее арктического базирования также будет не дешевле, но самолетам приходится еще залетать в зону действия ПВО цели. Применение дальних БПКС-1,5 позволит им реализовать ударную миссию с требуемой эффективностью и без рисков для пилотов, но и, выполняя роль так называемой "длиной руки", повысить дальность полета на 2025 км как стратегической ракеты Х-555 с созданием безопасной авиазоны между ПВО цели и ударно-стратегическим ПКК, так и ПКР "БраМос-М", но и ее поражающую возможность в Северных морских регионах кораблей-носителей системы ПРО "Иджис", что является стрежневым аспектом берегового КАРМА арктического исполнения, а именно: обнаружить и уничтожить морские носители противоракет.

1. Береговой комплекс авиационно-ракетный многоразовый автономный (КАРМА) с беспилотным летательным аппаратом, имеющим крыло, фюзеляж с пусковым устройством управляемой ракеты (УР), двигатель силовой установки (СУ) и бортовую систему управления для управления с командного пункта средства базирования, отличающийся тем, что он с группой аппаратов вертикального старта, включающей более чем один беспилотный конвертируемый самолет (БПКС), выполненный для наземного базирования с обеспечением возможности как минометного старта с вертикального транспортно-пускового контейнера (ТПК) или наклонного ТПК с ускорителем БПКС, так и после выполнения им миссии и автоматического возврата, и горизонтальной или вертикальной посадки БПКС с использованием убирающегося его трехопорного колесного шасси или парашютно-реактивной системы (ПРС) соответственно на аэродроме его базирования или месте старта либо скрытной позиции наземного подвижного средства базирования, при этом в полетной конфигурации транс/сверхзвукового БПКС, включающего поворотное в горизонтальной плоскости двунаправленное крыло (ДНК), имеющее в любом из ряда положений на угол 75° разновеликие по размаху большее/меньшее трапециевидные крылья (БТК/МТК), закрепленное на фюзеляже с двусторонней симметрией/асимметрией в двух или четырех положениях на угол 75° или 30°/45°/75° с противоположной/прямой стреловидностью ДНК по передней его кромке χ=±15°/+45° или χ=±60°/±45°/±15°/+45°, интегрированное с фюзеляжем и его верхним шарниром, механизм следящего привода которого от исходного положения в плане, например БТК, размещенное с его удлинением λ=3,9-4,0 вдоль оси симметрии, обеспечивает после запуска с ТПК и раскладыванием МТК и последующий по часовой стрелке в плане поворот высокорасположенного ДНК в горизонтальной плоскости на угол 75° так, что МТК фиксируются вдоль оси симметрии с его удлинением λ=1,2-1,3 для дозвуковых режимов полета или обратно против часовой стрелки в исходное положение, содержит инвертированное хвостовое Y-образное оперение (YOO) и турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с боковыми воздухозаборниками (БВЗ) полутоннельного типа, выполненными нерегулируемыми с обеспечением как дозвуковой и сверхзвуковой их работы, так и соответствующего режима полета БПКС, запущенного с ТПК наземного противокорабельного комплекса (ПКК), с обеспечением вне ТПК запуск ТРДД и синхронного раскладывания и фиксации и консолей его ДНК после их поворота от оси симметрии на угол 75° по часовой стрелке при виде сверху и цельно-поворотных килей (ЦПК) хвостового YOO, верхний и нижние из которых для повышения путевой устойчивости на сверхзвуковых скоростях полета смонтированы соответственно по плоскости симметрии и наружу под углом 60° к последней, несущего в его бомбоотсеке для выполнения им миссии и атаки цели упомянутую УР, например противокорабельную ракету (ПКР) типа Х-38МК, летящего со скрытным его выдвижением в зону надводной цели, и выполнения возвратного полета и соответствующего приема БПКС на месте старта, например, с самоходной пусковой установки (СПУ) типа К-340П, содержащей два или три ТПК для наземно-мобильного базирования и запуска ударно-стратегических БПКС, при этом фюзеляж БПКС имеет кормовую часть в виде усеченного конуса, плавно переходящую в его центральную часть с трапециевидной поперечной формой (ТПФ), имеющую при виде спереди пирамидальную носовую часть с треугольными БВЗ или БВЗ в виде сектора круга, имеющими воздуховоды, питающие ТРДД, образующими квадратное ее сечение с закругленными краями или квадрат с округленными бортами и овальным сечением, содержащую на меньшем основании ТПФ нижний бомбоотсек с автоматическими его продольными створками для размещения в нем соответствующей нагрузки, но и сверху фюзеляжа над большим основанием ТПФ соответствующие передние и задние утонченности для одновременного раскладывания из них / укладывания в них консолей ДНК так, что законцовка правой/левой консоли БТК/МТК в ДНК при их размещении вдоль оси симметрии располагаются под надфюзеляжным при виде сбоку С-образном обтекателе (СОО), при этом для повторного применения БПКС центроплан его ДНК или удлиненный до центра масс трапециевидный в плане развитый СОО содержит сверху внутренний отсек с автоматически сбрасываемым обтекателем или открываемыми створками и одновременным выкидыванием ПРС, используемой после раскрытия парашюта и складывания ЦПК хвостового YOO и консолей МТК, последние из которых укладываются вниз и фиксируются параллельно плоскости симметрии в утонченностях внешних бортов фюзеляжа с соответствующим размещением упомянутых консолей БТК, но и обеспечения вертикальной посадки, например, на месте старта БПКС с помощью посадочного его парашюта и тормозного твердотопливного двигателя, срабатывающего от его фюзеляжных датчиков сближения с землей тормозной реактивной системы, причем два основания ТПФ в его фюзеляже соотносятся так, что ширина меньшего составляет 45…55% от ширины большего верхнего основания, при этом головной БПКС, который полностью оцифрован и включает использование лазерного канала связи, что позволит оснастить его двухчастотной бортовой РЛС с АФАР, а упомянутая его БСУ на безопасных для него расстояниях реализует связь по закрытому каналу с обеспечением геолокации надводной цели и управление по лазерному каналу связи оружейными нагрузками своими и других БПКС с наведением на цель их сверхзвуковых ПКР типа Х-38МК в составе ударной авиагруппы, применяемой совместно с другими авиагруппами, способными обмениваться информацией между их головными БПКС в рамках их объединяемо-боевого единого информационного облака и передавать целеуказание на ряд тяжеловооруженных БПКС, не использующие свои РЛС в их противокорабельных КАРМА.

2. Береговой КАРМА по п. 1, отличающийся тем, что в транспортно-походном положении удаленно-ведомого БПКС сложенные упомянутые ЦПК его хвостового YOO закрываются от торца кормовой двигательной установки (КДУ) разделяемым обтекателем, повторяющим наружный профиль кормовой части фюзеляжа, имеющим возможность автоматического его удаления или сброса при запуске БПКС в полет с ТПК, причем упомянутое МТК с его левой и правой консолями, вынесенными от центра масс в продольном направлении соответственно вперед и назад по его полету и в соответствующую сторону от внешних бортов фюзеляжа, имеют соответствующие стреловидности по передней и задней их кромкам χ=+45° и χ=^_45°, которые обеспечивают параллельное размещение в плане противолежащих сторон несущей шестиугольной конфигурации, при этом в сверхзвуковой полетной конфигурации БПКС упомянутое МТК имеет относительную толщину его профиля ć=5% и законцовки с внешними сторонами, размещенными параллельно оси его симметрии, выполняющими в его трапециевидных консолях роль меньших оснований (МО), имеющими их длину, определяемую из соотношения: L_мо=b_квф: sin75°, м (где: b_квф - ширина центральной части фюзеляжа с БВЗ; sin75° - синус угла поворота ДНК), обеспечивающую после поворота ДНК на упомянутый угол 75° размещение как консолей МТК по оси симметрии БПКС, так и МО его законцовок под углом 15° к оси симметрии без выноса их за пределы внешних бортов его фюзеляжа, но и левой и правой консолей БТК с упомянутой противоположной стреловидностью по передней его кромке χ=+15° и χ=-15° соответственно, причем упомянутые консоли БТК, имеющие переменные стреловидности по передней и задней их кромкам и размах в 2,0 раза больше размаха упомянутого МТК, содержат округлые их законцовки, конфигурация которых в плане аналогична форме разложенных односторонних и верхнего ЦПК хвостового YOO с их прямой стреловидностью χ=+33°…+45°, при расширении двусторонне-асимметричной компоновки планера БПКС может дополнительно включать асимметричное смещение в продольном направлении входов их упомянутых БВЗ, но и смещение в этом же направлении в его упомянутом хвостовом YOO левого и правого его ЦПК, которые разнесены с аналогичным смещением консолей МТК в ДНК, причем планер возвращаемого БПКС выполнен по малозаметной технологии с покрытием, поглощающим радиоволны разной длины, имеет монолитную конструкцию жесткого его корпуса с использованием алюминиево-литиевых сплавов и до 70% улучшенных по структурному старению композиционных материалов, усиленных лонжеронами и ребрами жесткости с общей композитной обшивкой фюзеляжа и БВЗ, армированных углеродным волокном, способных защитить его упомянутую БСУ от мощных электромагнитных вспышек или воздействия лазерного излучения, выдерживать значительные количества тепла и деформации, позволяющие снизить на порядок количество деталей, при этом многоразовый БПКС при его взлете с наземного аэродрома и запуске с упомянутого ТПК соответственно с нормальным и максимальным взлетным весом и его упомянутым ТРДД, создающим нормальную маршевую тяговооруженность (К_МТ), которая программируется при горизонтальном полете на крейсерскую тяговооруженность: первого уровня - 0,2 или второго - 0,28 либо третьего - 0,53, используя соответственно 37,7% или 52,8% либо 100% мощности ТРДД его адаптивной СУ и обеспечением на высоте полета не менее 12 км максимальной скорости полета Маха (М)=0,94 или М=0,98 либо М=1,2-1,3, а его упомянутое МТК с двусторонней асимметрией и стреловидностью его передней и задней кромок χ=±45° позволит, в сравнении с крылом реактивного самолета и углом его стреловидности χ=+45°, уменьшить и волновое сопротивление в раза и требуемую тяговооруженность в раза, причем для обеспечения и поддержания на высоте транс- или сверхзвукового бесфорсажного режима полета БПКС соответственно в направлении выбранной для атаки цели или как после 49% времени выполнения мисси и выработки топлива, так и при разнонаправленной стреловидности упомянутого его БТК в ДНК с соответствующим углом χ=±45° или χ±60°, обеспечивающим увеличение показателей аэродинамических и структурных преимуществ планера двусторонней асимметрии, улучшающей отношение подъемной силы к его сопротивлению, которое при соответствующей скорости полета БПКС до 0,98 Маха или 1,2-1,3 Маха составит 20 к 1 или 11 к 1, при этом в малозаметном БПКС его упомянутый адаптивный ТРДД снабжен реактивным плоским прямоугольным соплом (ППС), имеющим термопоглощающее покрытие, уменьшая инфракрасное (ИК) излучение, но и заднюю V-образную в плане кромку, размещенную параллельно задней кромке нижнего кормового обтекателя его фюзеляжа, вынесенного от ППС назад по его полету, причем на горизонтальных режимах полета сверхманевренного БПКС путевое управление обеспечивается отклонением верхнего ЦПК хвостового YOO, а продольное и поперечное управление при этом осуществляется синфазным и дифференциальным соответствующим отклонением левого и правого нижних ЦПК хвостового YOO.