МАЛОЗАМЕТНЫЙ БЕСПИЛОТНЫЙ САМОЛЕТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ Российский патент 2019 года по МПК B64C29/04 B64C39/12 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных самолетов вертикального взлета и посадки с подъемными соосными вентиляторами (ПСВ), размещенными в фюзеляже за кабиной пилота, направляющими поток сжатого воздуха в два боковых поворотных круглых сопла (ПКС), используемых при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) и горизонтальном полете совместно с подъемно-маршевым турбореактивным двигателем, снабженным соплом с управляемым вектором тяги между двух газотурбинных двигателей и отбором совместной мощности от их турбин на привод ПСВ, имеющих по бокам фюзеляжа ПКС, изменяющие вектор пропульсивной их тяги вдоль оси симметрии или вертикально/наклонно вниз при выполнении соответственно ВВП/КВП.

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

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

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что подъемно-маршевый двигатель Pegasus Mk. 103 имеет наружный диаметр 1,219 м при его длине 3,48 м и со степенью двухконтурности 1,2, а боковое расположение сопел по бортам фюзеляжа предопределяет наличие с каждой стороны фюзеляжа развитых обтекателей, увеличивающих ширину средней части фюзеляжа, что усложняет конструкцию, увеличивает аэродинамическое сопротивление и ограничивают скорость полета у земли до 1100 км/ч. Вторая - это то, что возможное осложнение, возникающее на режимах ВВП и зависания в связи с необходимостью разработки защиты от любых сбоев системы управления при отказе синхронного отклонения дефлекторов сопел, приводящего к усложнению автоматической системы управления и необходимости принятия соответствующих мер, чтобы сохранить контроль и стабильность управления. Третья - это то, что для выполнения ВВП, переходных и крейсерских режимов полетов имеется двойная раздельная система создания вертикальной и горизонтальной тяги при соответствующем повороте сопел двигателя при выполнении ВВП и горизонтального полета, что неизбежно ведет к утяжелению конструкции планера, увеличению объема регламентных работ, но и уменьшению весовой отдачи. В конечном итоге все это ограничивает возможность повышения радиуса действия более 520 км и показателей топливной эффективности менее 2758 г/т⋅км при целевой нагрузке 1,0 т.

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

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

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

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

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

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

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

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного СВВП HS.141 фирмы Hawker Siddeley, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он в гибридной аэродинамической схеме бесхвоста снабжен как низко- или высокорасположенным передним горизонтальным оперением (НПГО или ВПГО), смонтированным с положительным ϕ=+5° или отрицательным ϕ=-5° углом поперечного V, так и соответствующим высоко- или низко-расположенным дельтовидным крылом (ВДК или НДК), установленным с отрицательным ϕ=-8° или положительным ϕ=+8° углом поперечного V, но и трапециевидными на концах хвостовых балок цельно-поворотными килями (ЦПК), смонтированными во внутрь под углом 15° от вертикали к плоскости симметрии, а также двух- или трехдвигательной СУ, включающей в двигательном отсеке фюзеляжа соответственно и два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) или два газотурбинных двигателя (ГТД) с одним ТРДД, установленным между левого и правого ГТД, и соответствующие боковые их подкрыльные или надкрыльные воздухозаборники, имеющие конструкцию их каналов с двойной S-образностью при виде и сверху, и с боку и входные устройства, размещенные под или над носовыми наплывами фюзеляжа, снабженного в верхней его части отсеком для подъемных соосных вентиляторов (ПСВ), имеющих на их надфюзеляжном воздухозаборнике автоматические створки для свободного доступа воздуха в их вертикальный кольцевой обтекатель (ВКО) и выхода воздушного потока из него посредством двух боковых круглых поворотных сопел (ПКС), размещенных в фюзеляжных обтекателях по внешним бортам воздухозаборников симметрично относительно к продольной оси фюзеляжа, имеющего между разнесенными хвостовыми балками соответственно два или одно сопло ТРДД с управлением вектора тяги (УВТ), и передние выводы продольных валов от их турбин для отбора мощности через муфты сцепления на входные соответственно два или три вала главного редуктора, приводящего выходным продольным валом через муфту сцепления соосный редуктор с вертикальными валами, выходящими вверх и вниз, приводящими соответствующие ПСВ в ВКО, ПКС которого смонтированы спереди по полету от центра масс на расстоянии обратно пропорциональном между местом приложения подъемной силы от ПКС и вертикальной реактивной тяги от двух/одного сопла ТРДД в подъемно-маршевых реактивных системах соответственно холодной и горячей реактивной струи (XPC-R2 и ГРС-R2/R1), размещенных спереди и сзади от центра масс, которые совместно используются при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), на переходных и горизонтальном режимах полета при соответствующем отборе мощности от двух или трех их турбин на привод двух ПСВ, смонтированных в ВКО, имеющем раздельные каналы для выхода холодной реактивной струи через левое и правое ПКС, изменяющие синхронным отклонением поперечным валом с гидроприводом в продольных вертикальных плоскостях, параллельно размещенных плоскости симметрии, вектор реактивной их тяги назад вдоль оси симметрии или вертикально/наклонно вниз при выполнении соответственно горизонтального полета или технологии ВВП/КВП и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения короткого или вертикального взлета с соответствующего самолета с XPC-R2 и ГРС-R2/R1 в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно с НПГО/ВПГО при максимальном или нормальном взлетном весе со сложенными консолями НПГО/ВПГО, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки по крену консоли и внешние секции ВДК/НДК снабжены соответственно воздухоотводящими от компрессоров ТРДД и ГТД каналами и подкрыльными соплами, синхронно взаимодействующими на режимах создания вертикальной сбалансированной подъемной и реактивной тяги соответственно в системах XPC-R2 от боковых ПКС и ГРС-R2/R1 от двух/одного сопла ТРДД с УВТ, причем каждое ПКС, имеющее на выходе управляемые поперечные створки, обеспечивающие с Г-образной конфигурацией ПКС при виде сверху или спереди соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета синфазное и дифференциальное их синхронное отклонение вперед/назад от вертикальной или вверх/вниз от горизонтальной оси ПКС на углы ±15° для изменения балансировки соответственно по тангажу и курсу или по тангажу и крену, при этом консоли стреловидного или трапециевидного НПГО/ВПГО с тонким профилем, смонтированные под/над фюзеляжными наплывами снизу/сверху фюзеляжа, выполненного по правилу площадей, ниже/выше плоскости ВДК/НДК и в зоне влияния входных устройств подкрыльных/надкрыльных воздухозаборников, выполнены синхронно складывающимися вверх/вниз с размещением задней его кромки вдоль большей наклонной стороны или диагонали соответственно треугольных или ромбовидных при виде спереди боковых воздухозаборников, преобразующие полетную конфигурацию с гибридного самолета, совмещающего схемы утка и бесхвостка, в классическую компоновку бесхвостка и переднюю их кромку при виде сбоку соответственно с меньшей на большую положительную/с меньшей на большую отрицательную стреловидность или с отрицательной на положительную/с положительной на отрицательную стреловидность, но и экранирующие в гибридной его компоновке снизу/сверху входы в боковые воздухозаборники после раскладки консолей НПГО, длина которых равновелика длине наклонной большей стороне или диагонали соответственно треугольных или ромбовидных боковых воздухозаборников полутоннельного типа, причем ВДК/НДК малого (λ=2,55) удлинения с углом χ=+48° стреловидности по передней его кромке и V-образной в плане задней кромкой, вынесенной наружу или во внутрь его плоскости, имеет соответственно задние кромки внутренних и внешних его секций с соответствующими элевонами с закрылками и закрылками с элеронами, размещенные в плане параллельно передней и задней или задней и передней кромке трапециевидных подфюзеляжных килей, установленных вдоль поверхностей ЦПК наружу от плоскости симметрии и смонтированных снизу и по внешним бортам хвостовых балок, оснащены на передних и задних концах их законцовок ИК-излучателями и видеокамерами, при этом скошенные боковые стороны как верхней/нижней ромбовидной и нижней/верхней трапециевидной частей фюзеляжа с пирамидальной носовой его частью при виде спереди, так и наклонных частей подкрыльных/надкрыльных воздухозаборников, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют соответствующее поперечное сечение и граненные конфигурации при виде спереди с острой линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая наплывы и клиновидный профиль ВДК/НДК, имеющего внутренние стреловидные или трапециевидные и внешние трапециевидные или стреловидные его секции, внешние из которых выполнены складывающимися вверх с каждой стороны во внутрь к оси симметрии и вдоль параллельно размещенной линии к последней, не превышая высоту ЦПК и уменьшая после их складывания размах ВДК/НДК на 40%.

Кроме того, на режимах ВВП и зависания каждый бесфорсажный ТРДД с УВТ в двухдвигательной его СУ выполнен с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе 40% свободной мощности на привод упомянутых ПСВ в системе XPC-R2, так и при сбалансированном распределении 60% остаточной реактивной тяги в ГРС-R2 между подкрыльных боковых сопел и круглых сопел ТРДД, размещенных между хвостовых балок, на концах которых упомянутые ЦПК и подфзеляжные кили экранируют сопла ТРДД соответственно сверху и сбоку и создающих посредством их синхронного отклонения поперечным валом с гидроприводом в продольных вертикальных плоскостях, параллельно размещенных плоскости симметрии, на угол до 95° вниз и обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания и горизонтального полета, имеет между компрессорами низкого и высокого давления (КНД и КВД) для отбора мощности средний вывод радиального вала, направленного к оси симметрии и передающего от вала КНД, смонтированного соосно и внутри вала КВД и приводимого турбиной низкого давления, посредством конической зубчатой передачи через муфту сцепления свободную мощность ТРДД на объединительный Т-образный в плане редуктор, снабженный по оси симметрии продольным валом, связанным с упомянутым соосным редуктором упомянутых ПСВ.

Кроме того, бесфорсажный ТРДД с УВТ в трехдвигательной его СУ, создающий маршевую тяговооруженность 0,622, смонтирован между двух ГТД, обеспечивающих совместно с ТРДД отбор 52-54% от взлетной мощности СУ на привод упомянутых ПСВ на режиме ВВП и зависания, при этом каждый боковой воздухозаборник имеет при виде спереди разделенные упомянутые треугольные конфигурации на внутренние большие и внешние меньшие каналы, направляющие воздушный поток соответственно к ТРДД и каждому ГТД, причем газодинамическое соединение каналов контуров двух ГТД и одного ТРДД предопределяет перераспределение мощности и тяги посредством отбора соответственно мощности на привод двух ПСВ и воздуха от компрессора низкого давления (КНД) каждого ГТД и его направления в наружный контур ТРДД при соответствующем его дросселировании и одновременном восполнении маршевой его тяговооруженности от двух ГТД, что удовлетворяет условию ее повышения на 26-30% для длительного экономичного сверхзвукового полета, при этом в передней части двигательного отсека над входным устройством ТРДД и ГТД имеются продольные автоматически открываемые створки для доступа на режимах ВВП и зависания дополнительного потока воздуха для их работы, причем упомянутое круглое соплом с УВТ снизу в продолжение фюзеляжа снабжено отклоняемым вниз-вверх нижним обтекателем, при этом планер с внутренними отсеками вооружения выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием.

Кроме того, упомянутая СУ имеет механическую связь валов КНД каждого ГТД с валом КНД ТРДД без применения промежуточных редукторов, улучшающих весовую отдачу, но и газодинамическое соединение выхлопных сопел двух высотных ГТД с соплом высотного ТРДД через управляемые его створки, размещенные до узла поворота, что позволит для экономичного высокоскоростного горизонтального полета на трансзвуковых скоростях, достигая маршевой тяговоуроженности до 0,358, использовать 90% мощности двух ГТД только на привод ПСВ при остановленном ТРДД, уменьшающем инфракрасную и визуальную заметность.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить малозаметный БСВВП, который в гибридной аэродинамической схеме бесхвоста снабжен как низко- или высокорасположенным передним горизонтальным оперением (НПГО или ВПГО), смонтированным с положительным ϕ=+5° или отрицательным ϕ=-5° углом поперечного V, так и соответствующим высоко- или низко-расположенным дельтовидным крылом (ВДК или НДК), установленным с отрицательным ϕ=-8° или положительным ϕ=+8° углом поперечного V, но и трапециевидными на концах хвостовых балок цельно-поворотными килями (ЦПК), смонтированными во внутрь под углом 15° от вертикали к плоскости симметрии, а также двух- или трехдвигательной СУ, включающей в двигательном отсеке фюзеляжа соответственно и два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) или два газотурбинных двигателя (ГТД) с одним ТРДД, установленным между левого и правого ГТД, и соответствующие боковые их подкрыльные или надкрыльные воздухозаборники, имеющие конструкцию их каналов с двойной S-образностью при виде и сверху, и с боку и входные устройства, размещенные под или над носовыми наплывами фюзеляжа, снабженного в верхней его части отсеком для подъемных соосных вентиляторов (ПСВ), имеющих на их надфюзеляжном воздухозаборнике автоматические створки для свободного доступа воздуха в их вертикальный кольцевой обтекатель (ВКО) и выхода воздушного потока из него посредством двух боковых круглых поворотных сопел (ПКС), размещенных в фюзеляжных обтекателях по внешним бортам воздухозаборников симметрично относительно к продольной оси фюзеляжа, имеющего между разнесенными хвостовыми балками соответственно два или одно сопло ТРДД с управлением вектора тяги (УВТ), и передние выводы продольных валов от их турбин для отбора мощности через муфты сцепления на входные соответственно два или три вала главного редуктора, приводящего выходным продольным валом через муфту сцепления соосный редуктор с вертикальными валами, выходящими вверх и вниз, приводящими соответствующие ПСВ в ВКО, ПКС которого смонтированы спереди по полету от центра масс на расстоянии обратно пропорциональном между местом приложения подъемной силы от ПКС и вертикальной реактивной тяги от двух/одного сопла ТРДД в подъемно-маршевых реактивных системах соответственно холодной и горячей реактивной струи (XPC-R2 и ГРС-R2/R1), размещенных спереди и сзади от центра масс, которые совместно используются при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), на переходных и горизонтальном режимах полета при соответствующем отборе мощности от двух или трех их турбин на привод двух ПСВ, смонтированных в ВКО, имеющем раздельные каналы для выхода холодной реактивной струи через левое и правое ПКС, изменяющие синхронным отклонением поперечным валом с гидроприводом в продольных вертикальных плоскостях, параллельно размещенных плоскости симметрии, вектор реактивной их тяги назад вдоль оси симметрии или вертикально/наклонно вниз при выполнении соответственно горизонтального полета или технологии ВВП/КВП и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения короткого или вертикального взлета с соответствующего самолета с XPC-R2 и ГРС-R2/R1 в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно с НПГО/ВПГО при максимальном или нормальном взлетном весе со сложенными консолями НПГО/ВПГО, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки по крену консоли и внешние секции ВДК/НДК снабжены соответственно воздухоотводящими от компрессоров ТРДД и ГТД каналами и подкрыльными соплами, синхронно взаимодействующими на режимах создания вертикальной сбалансированной подъемной и реактивной тяги соответственно в системах XPC-R2 от боковых ПКС и ГРС-R2/R1 от двух/одного сопла ТРДД с УВТ, причем каждое ПКС, имеющее на выходе управляемые поперечные створки, обеспечивающие с Г-образной конфигурацией ПКС при виде спереди или сверху соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета синфазное и дифференциальное их синхронное отклонение вперед/назад от вертикальной или вверх/вниз от горизонтальной оси ПКС на углы ±15° для изменения балансировки соответственно по тангажу и курсу или по тангажу и крену, при этом консоли стреловидного или трапециевидного НПГО/ВПГО с тонким профилем, смонтированные под/над фюзеляжными наплывами снизу/сверху фюзеляжа, выполненного по правилу площадей, ниже/выше плоскости ВДК/НДК и в зоне влияния входных устройств подкрыльных/надкрыльных воздухозаборников, выполнены синхронно складывающимися вверх/вниз с размещением задней его кромки вдоль большей наклонной стороны или диагонали соответственно треугольных или ромбовидных при виде спереди боковых воздухозаборников, преобразующие полетную конфигурацию с гибридного самолета, совмещающего схемы утка и бесхвостка, в классическую компоновку бесхвостка и переднюю их кромку при виде сбоку соответственно с меньшей на большую положительную/с меньшей на большую отрицательную стреловидность или с отрицательной на положительную/с положительной на отрицательную стреловидность, но и экранирующие в гибридной его компоновке снизу/сверху входы в боковые воздухозаборники после раскладки консолей НПГО, длина которых равновелика длине наклонной большей стороне или диагонали соответственно треугольных или ромбовидных боковых воздухозаборников полутоннельного типа, причем ВДК/НДК малого (λ=2,55) удлинения с углом χ=+48° стреловидности по передней его кромке и V-образной в плане задней кромкой, вынесенной наружу или во внутрь его плоскости, имеет соответственно задние кромки внутренних и внешних его секций с соответствующими элевонами с закрылками и закрылками с элеронами, размещенные в плане параллельно передней и задней или задней и передней кромке трапециевидных подфюзеляжных килей, установленных вдоль поверхностей ЦПК наружу от плоскости симметрии и смонтированных снизу и по внешним бортам хвостовых балок, оснащены на передних и задних концах их законцовок ИК-излучателями и видеокамерами, при этом скошенные боковые стороны как верхней/нижней ромбовидной и нижней/верхней трапециевидной частей фюзеляжа с пирамидальной носовой его частью при виде спереди, так и наклонных частей подкрыльных/надкрыльных воздухозаборников, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют соответствующее поперечное сечение и граненные конфигурации при виде спереди с острой линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая наплывы и клиновидный профиль ВДК/НДК, имеющего внутренние стреловидные или трапециевидные и внешние трапециевидные или стреловидные его секции, внешние из которых выполнены складывающимися вверх с каждой стороны во внутрь к оси симметрии и вдоль параллельно размещенной линии к последней, не превышая высоту ЦПК и уменьшая после их складывания размах ВДК/НДК на 40%. Все это позволит в малозаметном БСВВП с ВДК и НПГО при переходных маневрах повысить продольную устойчивость и управляемость, а размещение двух ГТД с ТРДД и УВТ между разнесенных хвостовых балок позволит повысить безопасность полетов, упростить систему трансмиссии и экранировать ЦПК круглое сопло ТРДД с УВТ, смонтированного между двух ГТД. Что позволит уменьшить ИК-излучение ТРДД. Фюзеляжные наплывы и НПГО ограждают от радаров турбины ТРДД и ГТД наравне с обратным скосом передней кромки их воздухозаборников, но и увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ клиновидного ВДК, что позволит достичь улучшенного большого ламинарного течения. Боковые воздухозаборники ТРДД, каналы которых выполнены с двойной S-образностью при виде сверху и сбоку, ограждают их турбины от облучения радаром РЛС. Это позволит повысить малозаметность и использовать ТРДД меньших габаритов на 3/4 в их поперечнике, что уменьшит мидель фюзеляжа и его аэродинамическое сопротивление, а боковые ПКС в XPC-R2 позволят повысить вертикальную тяговооруженность до 72,6% в сравнении с одним соплом ТРДД с УВТ. Размещение узлов поворота ПКС в боковых обтекателях позволит уменьшить аэродинамическое сопротивление, так как основной режим их работы - это выполнение трансзвукового продолжительного полета. Что позволит уменьшить вес планера, улучшить весовую отдачу и повысить дальность полета БСВВП корабельного или безаэродромного базирования, выполненного по малозаметной технологии. Последнее увеличивает вероятность поражения подводной цели, повышает эффективность противолодочной обороны при барражирующем полете БСВВП.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения палубного малозаметного БСВВП с ВДК, НПГО, боковыми ПКС и комбинированной СУ с двумя ГТД и одним ТРДД с УВТ круглого сопла, размещенного между хвостовых балок, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в):

а) в полетной конфигурации самолета КВП с отклонением вниз на угол 45° и боковых ПКС, и круглого сопла бесфорсажнго ТРДД, приводящего совместно с ГТД через систему трансмиссии два ПСВ, смонтированных в ВКО с боковыми ПКС;

б) в полетной конфигурации самолета ВВП с консолями НПГО, ЦПК и ВДК, треугольная в плане задняя кромка которого вынесена наружу от его плоскости с внешней складывающейся вверх секцией и уменьшающей на 35% размах ВДК, и круглым соплом ТРДД с УВТ, создающим с подкрыльными соплами реактивную тягу наравне с большей подъемной силой, создаваемой двумя ПСВ через боковые ПКС;

в) в полетной конфигурации сверхзвукового самолета с реактивной тягой, создаваемой ТРДД с УВТ круглого сопла и ПСВ через боковые ПКС, установленные по внешним бортам треугольных воздухозаборников, образующих пирамидальное поперечное сечение заостренной вниз носовой части фюзеляжа с условным размещением пунктиром разложенных консолей НПГО и сложенных внешних секций ВДК.

Сверхзвуковой малозаметный БСВВП, представленный на фиг. 1, выполнен по гибридной аэродинамической схеме бесхвостка, содержит фюзеляж 1 с фюзеляжными наплывами 2 и подкрыльными треугольными при виде спереди боковыми воздухозаборниками 3 полутоннельного типа. Каждый боковой воздухозаборник 3 имеет при виде спереди разделенные секции на внутренние большие 4 и внешние меньшие 5 каналы. Малого удлинения (λ=2,55) ВДК 6 снабжено предкрылками 7, внутренними элевонами 8 с закрылками 9, внешними закрылками 9 с элеронами 10 на трапециевидных секциях 11, которые складываются вверх (см. фиг. 1в). Боковые ПКС 12 с многолопастными ПСВ 13, имеющими противоположное их вращение и лопатки большой их крутки, снабжены поперечными каналами 14 и в фюзеляжных обтекателях 15 узлами поворота (на фиг. 1 не показаны), смонтированы за трапециевидными консолями 16 НПГО, установленными снизу фюзеляжа 1 и перед входными устройствами воздухозаборников 3. Фюзеляжные наплывы 2 с боковыми воздухозаборниками 3 образуют заостренное вниз пирамидальное поперечное сечение носовой 17 части фюзеляжа 1. Разнесенное оперение с двумя ЦПК 18 смонтировано на хвостовых балках 19, имеющих подфюзеляжные кили 20, установленные вдоль поверхностей ЦПК 18 наружу от плоскости симметрии и снабженные на передних и задних концах их законцовок видеокамерами 21 и ИК-излучателями 22 для видового обзора в соответствующих полусферах. Между хвостовых балок 19 размещены отклоняемый вниз-вверх нижний обтекатель 23 с круглым соплом 24 с УВТ ТРДД 25 (см. фиг. 1б), смонтированного между двух ГТД 26. Внутренние и внешние 11 секции ВДК 6 снабжены соответственно воздухоотводящими от компрессоров ТРДД 25 и ГТД 26 каналами и подкрыльными соплами 27. В комбинированной СУ на режимах ВВП и зависания для доступа дополнительного потока воздуха для работы ПСВ 13 и ТРДД 25 с ГТД 26 над входными их устройствами имеются продольные автоматически открываемые створки 28, смонтированные сверху надфюзеляжного воздухозаборника 29 и его двигательного отсека 30 (см. фиг. 1б), выполненных с отбором мощности и возможностью плавного перераспределения мощности от ТРДД 25 и ГТД 26 на ПСВ 13 с ПКС 12 в XPC-R2, которое создается объединительным и соосным редукторами (на фиг. 1 не показаны) и круглым соплом 24 с УВТ ТРДД 25 для выполнения ВВП и зависания малозаметного БСВВП. Оба ГТД 26 с ТРДД 25 и муфтами их сцепления образуют с объединительным редуктором синхронизирующую систему (на фиг. 1 не показаны).

Управление реактивным малозаметным БСВВП обеспечивается управляемыми створками (на фиг. 1 не показаны) в двух ПКС 12 посредством их синфазного и дифференциального отклонения вперед/назад от вертикальной или вверх/вниз от горизонтальной оси ПКС 12 на углы ±15° для изменения балансировки соответственно по тангажу и курсу или по тангажу и крену, а также отклонением рулевых поверхностей: элеронов 10, рулей высоты элевонов 9 и направления ЦПК 18. При крейсерском полете подъемная сила создается ВДК 6, НПГО 16, а маршевая реактивная тяга - ТРДД 25 через сопло 24, на режиме перехода - ВДК 6 с НПГО 16, ПСВ 13 и ТРДД 25 с УВТ. При переходе к режиму ВВП и зависания развитые закрылки 8-9 (см. фиг. 1б) ВДК 6 синхронно отклоняются на максимальные их углы. После создания вертикальной тяги боковыми ПКС 12 и реактивной тяги соплом 24 с УВТ ТРДД 25, подкрыльные сопла 27 и боковые ПКС 12 обеспечивают управление по крену и тангажу (см. фиг. 1б).

После вертикального взлета и набора высоты, убирается механизация ВДК 6 и два ПКС 12, обеспечивающие два способа реализации горизонтального полета, выполнены с возможностью на переходных к самолетным режимам полета как барражирующего малоскоростного полета малозаметного БСВВП с боковыми ПКС 12 в ПСВ 13, приводимых двумя ГТД 26 при не работающем ТРДД 25, создающими необходимую пропульсивную тягу, так и сверхзвуковой крейсерский его полет с боковыми ПКС 12 в ПСВ 13, приводимых двумя ГТД 26 при работающем ТРДД 25. При этом два ГТД 26, приводящих ПСВ 13 с ПКС 12, совместно с соплом 24 ТРДД 25 создают маршевую тягу и производится сверхзвуковой крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления ЦПК 18. Продольное и поперечное управление в самолетной конфигурации осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением соответственно элевонов 8 и элеронов 10 ВДК 6.

Таким образом, малозаметный БСВВП с двумя ГТД и ТРДД, приводящими ПСВ с ПКС и питающими подкрыльные сопла, изменяющие балансировку по крену, представляет собой СВВП, который выполнен по гибридной аэродинамической схеме бесхвостка с НПГО, ВДК и разнесенными ЦПК на хвостовых балках, изменяет свою полетную конфигурацию только благодаря использованию двух с ПКС и ТРДД с УВТ. Поскольку размещение вентиляторов в нишах крыла и при открытии их створок подъемная сила крыла уменьшится на 8,4%, то выбрана компоновка с двумя ПСВ, питающими боковые ПКС. При посадке цифровая ЭДСУ обеспечивает искусственную устойчивость БСВВП, осуществляя согласованное отклонение створок в ПКС, которые автоматически поворачиваются на угол ±15°, изменяя балансировку по курсу и тангажу. Круглое сопло ТРДД, обеспечивающее плавное изменение угла его отклонения от горизонтали вниз до 95°, выполнено с УВТ. Размещение сопла ТРДД между разнесенных хвостовых балок, а экранирование самого ТРДД и его сопла поверхностями ЦПК значительно снижает ИК-заметность БСВВП и его радиолокационную заметность. Этому способствует гибридная форма планера с плавным сопряжением крыла и фюзеляжа, широкое применение радиопоглощающих покрытий. Ряд стыков панелей обшивки имеет пилообразные кромки. Все это приводит к улучшению летных характеристик при уменьшении радиолокационной, инфракрасной и визуальной заметности. Чему способствуют также боковые воздухозаборники полутоннельного типа, не имеющие пластинчатого отсекателя пограничного слоя и внутренних подвижных регулирующих элементов. Такая конструкция позволит решить сразу несколько проблем: экранирование лопаток компрессора, отведение пограничного слоя, повышения коэффициента восстановления полного давления. Отсутствие щели для слива пограничного слоя уменьшают заметность БСВВП и его аэродинамическое сопротивление. Фюзеляжные наплывы и НПГО, предназначенные для генерирования вихрей при маневрировании на больших углах атаки, создают за счет их совместного участия в реализации подъемной силы возможность наравне выполнения ВВП и КВП при взлетно-посадочных режимах полета палубных БСВВП и достижения высокой тяговооруженности комбинированной СУ, которая обладает наименьшей удельной нагрузкой на мощность, особенно, с механическим приводом ПСВ от ТРДД и ГТД.

Поэтому у малозаметного БСВВП-2,1 с взлетным весом 17,64 т коэффициент удельной нагрузки на мощность комбинированной СУ с применением ПСВ с ПКС, приводимых двумя ГТД с мощностью по 5000 л.с. каждый и ТРДД с тягой 10977 кгс, имеющий отбор 40% от реактивной тяги ТРДД на ПСВ и 60% на его сопло с УВТ, что составит 0,782 тс/т - это почти в 1,58 меньше, чем у СВВП Як-41 с энергозатратной СУ, использующей при взлетном его весе 15,8 т два подъемных ТРД мод. РД-41 с тягой по 4260 кгс в двигательном отсеке, уменьшающем полезный объем фюзеляжа на 1,97 м³, и ТРДД мод. Р-179-300 с тягой 10977 кгс, обеспечивающий критерий (целевая нагрузка×дальность полета) 1500 т⋅км, который в 3,5 раза меньше, чем у БСВВП-2,1.

Несомненно, с целью сокращения сроков освоения МБСВВП возможно широкое использование в комбинированной трехдвигательной его СУ двух ГТД с ТРДД, особенно, имеющиеся конструкции турбин ТРДД в ПСВ, узлов поворота сопел ТРДД мод. Р-28-300В в боковых ПКС и модифицированный ТРДД мод. Р-179-300В с УВТ круглого реактивного сопла, используемого только при выполнении ВВП и КВП, позволит на трансзвуковых скоростях полета, используя для привода ПСВ с ПКС только ГТД, добиться уменьшения инфракрасной и визуальной заметности в сравнении с СВВП мод. F-35V (США), что немаловажно для противолодочных малозаметных самолетов типа БСВВП-1,35 и БСВВП-2,1, выполненных по гибридной схеме бесхвостка с ВДК, НПГО и изменяющих их полетную конфигурацию после складывания консолей НПГО в сверхзвуковой самолет с ВДК схемы бесхвостка (см. табл. 1).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов вертикального взлета и посадки. Малозаметный беспилотный самолет вертикального взлета и посадки (МБСВВП) содержит трапециевидное крыло, силовую установку (СУ) с реактивными двигателями, хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси. МБСВВП снабжен в гибридной аэродинамической схеме бесхвостка передним горизонтальным оперением, дельтовидным крылом, трапециевидными цельноповоротными килями. СУ включает два турбореактивных двухконтурных двигателя или два газотурбинных двигателя с одним ТРДД. Самолет снабжен отсеком для подъемных соосных вентиляторов, размещенных за передней частью фюзеляжа, направляющих поток сжатого воздуха в два боковых поворотных круглых сопла, используемых при вертикальном и коротком взлете/посадке и горизонтальном сверхзвуковом полете совместно с подъемно-маршевыми ТРДД, снабженными соплами с управляемым вектором тяги. Обеспечивается увеличение скорости и дальности полета, уменьшение инфракрасной и визуальной заметности. 3 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 табл.

1. Малозаметный беспилотный самолет вертикального взлета и посадки, содержащий трапециевидное крыло, силовую установку (СУ) с реактивными двигателями, хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси, отличающийся тем, что он в гибридной аэродинамической схеме бесхвоста снабжен как низко- или высокорасположенным передним горизонтальным оперением (НПГО или ВПГО), смонтированным с положительным ϕ=+5° или отрицательным ϕ=-5° углом поперечного V, так и соответствующим высоко- или низкорасположенным дельтовидным крылом (ВДК или НДК), установленным с отрицательным ϕ=-8° или положительным ϕ=+8° углом поперечного V, но и трапециевидными на концах хвостовых балок цельно-поворотными килями (ЦПК), смонтированными вовнутрь под углом 15° от вертикали к плоскости симметрии, а также двух- или трехдвигательной СУ, включающей в двигательном отсеке фюзеляжа соответственно два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) или два газотурбинных двигателя (ГТД) с одним ТРДД, установленным между левым и правым ГТД, и соответствующие боковые их подкрыльные или надкрыльные воздухозаборники, имеющие конструкцию их каналов с двойной S-образностью при виде и сверху, и сбоку, и входные устройства, размещенные под или над носовыми наплывами фюзеляжа, снабженного в верхней его части отсеком для подъемных соосных вентиляторов (ПСВ), имеющих на их надфюзеляжном воздухозаборнике автоматические створки для свободного доступа воздуха в их вертикальный кольцевой обтекатель (ВКО) и выхода воздушного потока из него посредством двух боковых круглых поворотных сопел (ПКС), размещенных в фюзеляжных обтекателях по внешним бортам воздухозаборников симметрично относительно к продольной оси фюзеляжа, имеющего между разнесенными хвостовыми балками соответственно два или одно сопло ТРДД с управлением вектора тяги (УВТ), и передние выводы продольных валов от их турбин для отбора мощности через муфты сцепления на входные соответственно два или три вала главного редуктора, приводящего выходным продольным валом через муфту сцепления соосный редуктор с вертикальными валами, выходящими вверх и вниз, приводящими соответствующие ПСВ в ВКО, ПКС которого смонтированы спереди по полету от центра масс на расстоянии, обратно пропорциональном между местом приложения подъемной силы от ПКС и вертикальной реактивной тяги от двух/одного сопла ТРДД в подъемно-маршевых реактивных системах соответственно холодной и горячей реактивной струи (XPC-R2 и ГPC-R2/R1), размещенных спереди и сзади от центра масс, которые совместно используются при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), на переходных и горизонтальном режимах полета при соответствующем отборе мощности от двух или трех их турбин на привод двух ПСВ, смонтированных в ВКО, имеющем раздельные каналы для выхода холодной реактивной струи через левое и правое ПКС, изменяющие синхронным отклонением поперечным валом с гидроприводом в продольных вертикальных плоскостях, параллельно размещенных плоскости симметрии, вектор реактивной их тяги назад вдоль оси симметрии или вертикально/наклонно вниз при выполнении соответственно горизонтального полета или технологии ВВП/КВП и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения короткого или вертикального взлета с соответствующего самолета с XPC-R2 и ГPC-R2/R1 в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно с НПГО/ВПГО при максимальном или нормальном взлетном весе со сложенными консолями НПГО/ВПГО, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки по крену консоли и внешние секции ВДК/УДК снабжены соответственно воздухоотводящими от компрессоров ТРДД и ГТД каналами и подкрыльными соплами, синхронно взаимодействующими на режимах создания вертикальной сбалансированной подъемной и реактивной тяги соответственно в системах XPC-R2 от боковых ПКС и ГPC-R2/R1 от двух/одного сопла ТРДД с УВТ, причем каждое ПКС, имеющее на выходе управляемые поперечные створки, обеспечивающие с Г-образной конфигурацией ПКС при виде спереди или сверху соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета синфазное и дифференциальное их синхронное отклонение вперед/назад от вертикальной или вверх/вниз от горизонтальной оси ПКС на углы ±15° для изменения балансировки соответственно по тангажу и курсу или по тангажу и крену, при этом консоли стреловидного или трапециевидного НПГО/ВПГО с тонким профилем, смонтированные под/над фюзеляжными наплывами снизу/сверху фюзеляжа, выполненного по правилу площадей, ниже/выше плоскости ВДК/НДК и в зоне влияния входных устройств подкрыльных/надкрыльных воздухозаборников, выполнены синхронно складывающимися вверх/вниз с размещением задней его кромки вдоль большей наклонной стороны или диагонали соответственно треугольных или ромбовидных при виде спереди боковых воздухозаборников, преобразующие полетную конфигурацию с гибридного самолета, совмещающего схемы утка и бесхвостка, в классическую компоновку бесхвостка и переднюю их кромку при виде сбоку соответственно с меньшей на большую положительную/с меньшей на большую отрицательную стреловидность или с отрицательной на положительную/с положительной на отрицательную стреловидность, но и экранирующие в гибридной его компоновке снизу/сверху входы в боковые воздухозаборники после раскладки консолей НПГО, длина которых равновелика длине наклонной большей стороне или диагонали соответственно треугольных или ромбовидных боковых воздухозаборников полутоннельного типа, причем ВДК/НДК малого (λ=2,55) удлинения с углом χ=+48° стреловидности по передней его кромке и V-образной в плане задней кромкой, вынесенной наружу или вовнутрь его плоскости, имеет соответственно задние кромки внутренних и внешних его секций с соответствующими элевонами с закрылками и закрылками с элеронами, размещенные в плане параллельно передней и задней или задней и передней кромке трапециевидных подфюзеляжных килей, установленных вдоль поверхностей ЦПК наружу от плоскости симметрии и смонтированных снизу и по внешним бортам хвостовых балок, оснащены на передних и задних концах их законцовок ИК-излучателями и видеокамерами, при этом скошенные боковые стороны как верхней/нижней ромбовидной и нижней/верхней трапециевидной частей фюзеляжа с пирамидальной носовой его частью при виде спереди, так и наклонных частей подкрыльных/надкрыльных воздухозаборников, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют соответствующее поперечное сечение и граненные конфигурации при виде спереди с острой линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая наплывы и клиновидный профиль ВДК/НДК, имеющего внутренние стреловидные или трапециевидные и внешние трапециевидные или стреловидные его секции, внешние из которых выполнены складывающимися вверх с каждой стороны вовнутрь к оси симметрии и вдоль параллельно размещенной линии к последней, не превышая высоту ЦПК и уменьшая после их складывания размах ВДК/НДК на 40%.

2. Малозаметный беспилотный самолет вертикального взлета и посадки по п. 1, отличающийся тем, что на режимах ВВП и зависания каждый бесфорсажный ТРДД с УВТ в двухдвигательной его СУ выполнен с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе 40% свободной мощности на привод упомянутых ПСВ в системе XPC-R2, так и при сбалансированном распределении 60% остаточной реактивной тяги в ГPC-R2 между подкрыльных боковых сопел и круглых сопел ТРДД, размещенных между хвостовых балок, на концах которых упомянутые ЦПК и подфзеляжные кили экранируют сопла ТРДД соответственно сверху и сбоку и создающих посредством их синхронного отклонения поперечным валом с гидроприводом в продольных вертикальных плоскостях, параллельно размещенных плоскости симметрии, на угол до 95° вниз и обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания и горизонтального полета, имеет между компрессорами низкого и высокого давления (КНД и КВД) для отбора мощности средний вывод радиального вала, направленного к оси симметрии и передающего от вала КНД, смонтированного соосно и внутри вала КВД и приводимого турбиной низкого давления, посредством конической зубчатой передачи через муфту сцепления свободную мощность ТРДД на объединительный Т-образный в плане редуктор, снабженный по оси симметрии продольным валом, связанным с упомянутым соосным редуктором упомянутых ПСВ.

3. Малозаметный беспилотный самолет вертикального взлета и посадки по п. 1, отличающийся тем, что бесфорсажный ТРДД с УВТ в трехдвигательной его СУ, создающий маршевую тяговооруженность 0,622, смонтирован между двух ГТД, обеспечивающих совместно с ТРДД отбор 52-54% от взлетной мощности СУ на привод упомянутых ПСВ на режиме ВВП и зависания, при этом каждый боковой воздухозаборник имеет при виде спереди разделенные упомянутые треугольные конфигурации на внутренние большие и внешние меньшие каналы, направляющие воздушный поток соответственно к ТРДД и каждому ГТД, причем газодинамическое соединение каналов контуров двух ГТД и одного ТРДД предопределяет перераспределение мощности и тяги посредством отбора соответственно мощности на привод двух ПСВ и воздуха от компрессора низкого давления (КНД) каждого ГТД и его направления в наружный контур ТРДД при соответствующем его дросселировании и одновременном восполнении маршевой его тяговооруженности от двух ГТД, что удовлетворяет условию ее повышения на 26-30% для длительного экономичного сверхзвукового полета, при этом в передней части двигательного отсека над входным устройством ТРДД и ГТД имеются продольные автоматически открываемые створки для доступа на режимах ВВП и зависания дополнительного потока воздуха для их работы, причем упомянутое круглое соплом с УВТ снизу в продолжение фюзеляжа снабжено отклоняемым вниз-вверх нижним обтекателем, при этом планер с внутренними отсеками вооружения выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием.

4. Малозаметный беспилотный самолет вертикального взлета и посадки по п. 3, отличающийся тем, что упомянутая СУ имеет механическую связь валов КНД каждого ГТД с валом КНД ТРДД без применения промежуточных редукторов, улучшающих весовую отдачу, но и газодинамическое соединение выхлопных сопел двух высотных ГТД с соплом высотного ТРДД через управляемые его створки, размещенные до узла поворота, что позволит для экономичного высокоскоростного горизонтального полета на трансзвуковых скоростях, достигая маршевой тяговооруженности до 0,358, использовать 90% мощности двух ГТД только на привод ПСВ при остановленном ТРДД, уменьшающем инфракрасную и визуальную заметность.