БЕСПИЛОТНЫЙ САМОЛЕТ-ВЕРТОЛЕТ-РАКЕТОНОСЕЦ Российский патент 2019 года по МПК B64C27/24 B64C39/02 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть применено в конструкции беспилотных самолетов-вертолетов-ракетоносцев, имеющих высокорасположенное крыло асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС) и на его концах два двухлопастных несущих винта (ДНВ), хвостовое оперение типа чайка и в кормовой гондоле свободную силовую турбину, приводящую ДНВ и выносной турбовентилятор, создающие при вертикальном и коротком взлете и посадке (ВВП и КВП) подъемную силу и маршевую реактивную тягу, направленную назад с работающими/авторотирующими поперечными ДНВ или зафиксированными над консолями КАИС их дупланными лопастями-крыльями асимметрично изменяемой стреловидности во внутрь к центру масс при горизонтальном полете в конфигурации реактивных винтокрыла/крылатого автожира и реактивного/трансзвукового самолета.

Известен самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) мод. S-57 компании Sikorsky (США) проекта XV-2, имеющий высокорасположенное крыло, останавливаемый и убираемый в продольный отсек верхней части фюзеляжа однолопастной несущий винт (НВ) с противовесом, снабжен реактивным соплом, струйной системой и воздуховодом от турбореактивного двигателя (ТРД) силовой установки (СУ), подкрыльным двухкилевым оперением и трехопорным убирающимся колесным шасси.

Признаки, совпадающие - наличие в верхней части фюзеляжа однолопастного НВ, создающего только вертикальную тягу, имеющего струйную систему с воздуховодом, проложенным внутри колонки вала НВ и обеспечивающим равномерный отбор мощности ТРД, воздух которого, направляясь к реактивному соплу НВ, будет его вращать и создавать подъемную силу. Особенностью СВВП проекта XV-2 - конструкция НВ с регулируемой циркуляцией и неподвижное его размещение в фюзеляже: при переходе в самолетный режим полета останавливался НВ, имеющий узлы складывания колонки вала и фиксирования лопасти, которые укладывались в фюзеляж.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что размещение на верхней части фюзеляжа останавливаемого и убираемого НВ, имеющего автомат перекоса его лопасти с управлением его общего и циклического изменения его шага, что предопределяет конструктивно сложную складываемую колонку его вала и противовес с воздуховодами, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность, но и значительно увеличивает габаритные размеры по высоте с вращающимся НВ. Вторая - это то, что диаметр НВ ограничен длиной фюзеляжа и как, следствие, при висении поток от НВ, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю (≈ 34%) в вертикальной их тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги НВ и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. Третья - это то, что однодвигательная СУ включает ТРД избыточной мощности, используемой при выполнении ВВП на 100%, что весьма снижает наработку на отказ и надежность, особенно, при его отказе, а расположение под дельтовидным крылом вертикальных килей, имеющих на их законцовках обтекатели с задними колесами шасси, что предопределяет, повышая аэродинамическое сопротивление, ограничения в достижении скорости до 745 км/ч. Все это также ограничивает возможность уменьшения массы конструкции планера с однолопастным НВ, имеющим автомат перекоса, а также дальнейшего улучшения весовой отдачи и повышения полезной нагрузки.

Известен экспериментальный самолет модели AD-1 (Ames Dryden) с крылом асимметрично изменяемой стреловидности корпорации Ames (США) содержит высокорасположенное крыло, смонтированное на поворотном в горизонтальной плоскости шарнире для изменения противоположной стреловидности его консолей, фюзеляж с развитым хвостовым оперением и трехопорным убирающимся колесным шасси.

Самолет Ames модели AD-1 с крылом асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС) и удельной нагрузкой на крыло 113 кг/м², имеет длину фюзеляжа 10,0 м и высоту на шасси 2,06 м, а также размах крыла при стреловидности 60°/0° соответственно 4,93/9,86 м и площадь крыла 8,64 м². При взлетной массе 973 кг масса пустого составит 658 кг и реактивной тяге двух ТРД Microturbo TRS18-046 2×1,8 кН. Известные самолеты с изменяемой стреловидностью крыла имеют ряд недостатков, основными из которых являются: смещение аэродинамического фокуса при изменении стреловидности, что приводит к увеличению балансировочного сопротивления; возрастание массы конструкции из-за наличия силовой балки и закрепляемых на ней поворотных шарниров консолей, а также уплотнителей убранного положения крыла. Оба недостатка приводят в конечном итоге к уменьшению дальности полета или массы перевозимой полезной нагрузки. Испытания самолет с КАИС показали, что лобовое сопротивление уменьшится на 11-20%, масса конструкции - на 14%, волновое сопротивление при полете на транс- и сверхзвуковых скоростях - на 26%. Однако применение КАИС влечет за собой и ряд недостатков. Во-первых, 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. Во-вторых, для КАИС характерны вдвое больший рост толщины пограничного слоя вдоль размаха, и любой несимметричный срыв потока вызывает интенсивные возмущения, а их устранение может быть осуществлено путем использования системы бипланных КАИС.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является противолодочный ракетный комплекс (ПЛРК) "Super Icara" (Великобритания), используемый с пускового устройства (ПУ) корабля-носителя (КН) одноразовую крылатую ракету-носитель (ОКРН), имеющую фюзеляж, несущее крыло с хвостовым оперением, турбореактивный двигатель, бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую автономное (АУ) и дистанционное (ДУ) или телемеханическое управление (ТМУ) с командного пункта (КП) КН, отделяемую авиационную противолодочную торпеду (АПТ), предназначенную для поражения подводной лодки (ПЛ).

Признаки, совпадающие - габариты ОКРН без корабельного ПУ: длина 3,42 м, размах крыльев 1,52 м, высота 1,57 м. Боевая часть: малогабаритная самонаводящаяся противолодочная торпеда (Мк. 44). Летные характеристики: максимальная и минимальная высота полета соответственно 300 м и 15-20 м. Ввиду значительного веса ОКРН с торпедой Mk.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 ОКРН 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 ОКРН в полете. По прибытии ОКРН в район нахождения цели торпеда (самонаводящаяся АПТ Мк 44, полу утопленная с подфюзеляжным ее расположением в корпусе ОКРН по радиокоманде отделялась, спускалась на парашюте, входила в воду и начинала поиск ПЛ-цели. После чего ОКРН продолжает полет с работающей СУ, уводя ее от места приводнения самонаводящейся АПТ, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сам же одноразовый ОКРН уходил из района и самоликвидировался.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном корабельном ОКРН "Super Icara" (Великобритания) увеличения целевой нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, увеличения вероятности поражения надводной, подводной и воздушной цели, расположенной на большой дальности, но и возможности после продолжительного полета атаковать ее в режиме зависания, возврата на вертолетную площадку КН для повторного использования и трансформации в походную конфигурацию для корабельного или воздушного базирования.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного корабельного ОКРН "Super Icara", наиболее близкого к нему, являются наличие того, он снабжен в двухвинтовой поперечно-несущей схеме (ДПНС) на концах крыла двухлопастными несущими винтами (ДНВ), создающими в ДПНС-Х2 вертикальную тягу только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) и на переходных режимах полета и, по меньшей мере, одним комбинированным газотурбинным двигателем (КГтД), выполненным в виде двухконтурного двигателя, имеющего внешний и внутренний контуры соответственно с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) и, по меньшей мере, с одной свободной силовой турбиной (ССТ), передающей взлетную мощность силовой установки (СУ) посредством системы трансмиссии на ДНВ в симметрично-сбалансированной ДПНС-Х2 и/или один ВОВ, имеющий лопатки с большой их круткой, работающий по тянущей схеме для создания в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-R1) реактивной тяги при выполнении ВВП и КВП и на переходных режимах полета или горизонтальном поступательном полете, и высокорасположенным крылом асимметричной изменяемой стреловидности (КАИС) с поворотным в горизонтальной плоскости шарниром, смонтированным сверху фюзеляжа на поворачивающем его механизме со следящим приводом, обеспечивающим от стреловидности χ=0° до противоположно направленной χ=±60° или χ=±65° соответствующий при виде сверху синхронный поворот на вертикальной оси вращения, проходящей по оси симметрии и через центр масс, и от передней кромки КАИС на расстоянии, равном 1/4 от его средней аэродинамической хорды, но и выполнен как возвращаемым на КН, так и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДПНС-Х2 и ПРС-R1 в соответствующие реактивные крылатый автожир для барражирующего полета или самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или в качестве несущих их дупланных лопастей-крыльев асимметрично изменяемой стреловидности (ДЛКАИС) после трансформации ДНВ, выполняемой последовательно, когда правый и левый ДНВ одновременно остановлены так, что при виде сверху их лопасти как предварительно размещены перпендикулярно к передней кромке разнонаправленных консолей КАИС, так и снабжены автоматическими узлами синхронного их складывания посредством поворота на соответствующие углы 90° в горизонтальной плоскости вовнутрь к центру масс лопастей-крыльев ДНВ так, что две правые и две левые из них фиксируются соответственно с обратной и прямой стреловидностью по передним кромкам ДЛКАИС ДНВ, образующих с правой и левой консолями КАИС равновеликую разнонаправленную стреловидность χ=-60° и χ=+60° или χ=-65° и χ=+65°, организующих относительно оси симметрии синхронно-симметричные зафиксированные ДЛКАИС, передние кромки которых размещены в плане параллельно передней кромке КАИС в полетной конфигурации самолета с ПРС-R1 и системой бипланных разнонаправленных крыльев (СБРК), преобразующей при удельной нагрузке на мощность ρ_N=2,15 кг/л.с. умеренное удлинение КАИС с λ=6,0-7,0 до малого удлинения λ=0,78-0,9 или λ=0,65-0,76 СБРК, имеющей зафиксированные правые и левые ДЛКАИС ДНВ, размещенные в плане со стреловидностью χ=±60° или χ=±65° над соответствующими консолями КАИС, но и обратно, при этом в системе трансмиссии, например, один КГтД с кольцевым обтекателем ВОВ размещен за центром масс в кормовой гондоле, в которой между ВОВ и ССТ смонтирован соосно с двумя последними промежуточный редуктор, имеющий продольный по его оси как входной вал от ССТ, так и выходные внешний и внутренний соосные валы, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ВОВ, а второй - продлен за ВОВ и передает через муфту сцепления крутящий момент на Т-образный при виде сбоку главный редуктор ДПНС-Х2, вертикальная колонка выходного вала которого, являясь жесткой осью поворотного шарнира КАИС, размещена соосно и над последним, имеет от нее и внутри консолей КАИС поперечные валы (ПВ), передающие равновеликую мощность на соответствующие при виде сбоку угловые редукторы ДНВ, смонтированные в вертикально ориентированных каплевидной формы обтекателях, имеющие выходные вертикальные валы, равноудаленные в плане правым/левым ПВ от центра масс, отклонены назад по полету на угол (α), который равновелик или равен 1/2 величине угла атаки (α) КАИС, размещены при его стреловидности χ=0° и χ=±60° или χ=±65° соответственно параллельно плоскости симметрии и при виде спереди влево от нее/к ней.

Кроме того, набегающий поток при вертикальном и горизонтальном режимах полета встречают одновременно соответственно передние кромки наступающих лопастей правого и левого ДНВ и зафиксированных упомянутых их ДЛКАИС, выполняющих совместно с упомянутым КАИС в СБРК роль верхних разрезных крыльев с углом атаки их ДЛКАИС, при этом на режимах ВВП и зависания полная компенсация реактивного крутящего момента в упомянутой ДПНС-Х2 и изменение балансировки по тангажу, курсу или крену от работающих ДНВ, выполненных с жестким креплением их лопастей, обеспечивается соответственно противоположным направлением вращения правого и левого ДНВ, только, по часовой и против часовой стрелки и изменением соответствующего циклического шага посредством автомата перекоса каждого ДНВ или дифференциальным изменением тяги правого и левого ДНВ, причем при выполнении технологии КВП в конфигурации винтокрыла или крылатого автожира с КАИС, имеющим его размах в раза больше диметра (D) ДНВ, консоли которого зафиксированы перпендикулярно к оси симметрии для взлетно-посадочных режимов и на переходных режимах полета, при этом стреловидные внутренние и внешние секции хвостового оперения типа чайка, выполненные в виде двух килей с рулями направления и двух полустабилизаторов (ПС) с рулями высоты, смонтированы при виде спереди соответственно наружу от плоскости симметрии и от его изломов горизонтально или наклонно вниз, при этом трапециевидное КАИС имеет как его площадь, составляющую 51,4%-52,3% от суммы площадей КАИС с ДЛКАИС двух ДНВ и двух ПС, так и в свою очередь меньшую площадь последних, составляющую 14,5%-17,3% от площади КАИС соответственно, причем скошенные боковые стороны фюзеляжа в соответствующих его носовой, центральной и кормовой частях, включая и гондолу с упомянутым ее плоским соплом, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют при виде спереди трапециевидное поперечное сечение, но и нижнюю часть фюзеляжа граненой конфигурации с острой нижней линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, при этом каждый трапециевидный подфюзеляжный киль, смонтированный при виде спереди наружу, снабжен на законцовке обтекателем, имеющим спереди и сзади на его концах соответствующие ИК-излучатели и видеокамеры, а снизу - не убираемое колесо шасси с амортизируемой главной опорой, причем хвостовая балка снабжена профилированной концевой частью, которая интегрирована по внешним ее бортам с внутренними секциями хвостового оперения и имеет V-образную в плане заднюю кромку, которая в плане размещена параллельно скошенной в КГтД задней кромке плоского сопла, имеющего термопоглощающее покрытие, уменьшающее ИК-заметность, при этом консоли КАИС размещаются по оси симметрии и фиксируются над фюзеляжем в походно- или полетно-транспортную конфигурацию, уменьшающую в 8,2 раза соответствующую площадь от взлетной его площади наравне и при поочередно сложенных внутренних и внешних секций хвостового оперения соответственно вверх к оси симметрии и обратно вниз, размещаясь при этом в соответствующих кормовых утонченностях фюзеляжа и вдоль боковых его сторон, высота которых равновелика размаху соответствующих сложенных внутренних секций хвостового оперения, но и при упомянутых ДНВ со сложенными их лопастями в ДЛКАИС, размещенными их лопастями над соответствующими консолями КАИС и по обе стороны от оси симметрии, зафиксированы с их законцовками, направленными к центру масс, причем при корабельном или воздушном базировании БСВР в походно-транспортной на шасси или с убранным шасси в полетно-транспортной конфигурации соответственно без верхнего и с верхним сбрасываемым обтекателем вала и втулки правого из упомянутых ДНВ при соответствующем размещении упомянутых их ДЛКАИС, при этом снизу под задней кромкой профилированной концевой части хвостовой балки вдоль оси симметрии размещен обтекатель, имеющий на его конце отсек с выдвижной штангой магнитометра и в нижней его нише с открываемыми створками опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции при барражирующем его полете, причем в полетной конфигурации автожира с авторотирующими ДНВ при корабельном базировании БСВР, несущим авиационные противолодочные и противокорабельные ракеты (АПР и ПКР), обеспечивает соответствующую борьбу с подводной лодкой (ПЛ) и надводным кораблем (НК), при этом опускаемая гидроакустическая система, состоящая из индикатора акустических сигналов и двух приемников для их приема от гидроакустического антенны, их кодирования и передачи по восьмиканальной закрытой связи на КН для обработки в реальном масштабе времени, и высокочувствительным магнитометром, имеющим магниточувствительный элемент, работающий на расстоянии 30 м от водной поверхности, и связанным с БСУ БСВР, предусматривающей выдачу команд на включение в расчетной точке магнитометра и на управление после срабатывания магнитометра при обнаружении ПЛ-цели, но и регистрации в запоминающем устройстве БСУ координат точки обнаружения ПЛ-цели при передаче на КН и его КП, причем упомянутая БСУ имеет как радиоканал закрытой связи с авианесущим КН, так и радиолокационную станцию с передатчиком команд, оптико-электронную систему с двухканальным автоматом сопровождения цели и вычислительную систему с блоком автоматики многофункционального пульта управления, обеспечивающего при горизонтальном крейсерском полете самостоятельное нахождение ПЛ-цели, идентификации ее и принятие подтвержденного решения от оператора КН об уничтожении им выбранных, но и возможность его транспортирования в ангаре КН и походной его конфигурации со сложенными консолями упомянутых КАИС, хвостового оперения и ДНВ, причем при воздушном базировании БСВР на палубном истребителе-носителе (ИН) типа Су-57, перемещающим на подвесной консоли подфюзеляжного ПУ, например, один БСВР с большими сторонами плоских его боковых воздухозаборников, выполненных, открывая/закрывая их вход, отклоняемыми вверх/вниз к пластинчатым отсекателям, сложенными упомянутыми и ДНВ и в бомбоотсеке с двумя ПКР Х-38М, имеет возможность пуска ПКР с подвешенного состояния на ИН, отстыковывания и запуска БСВР с ИН для создания буферной роботизированной авиазоны между ИН и ПВО НК-цели, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М с 40 до 400 км, при этом радаром типа Н036 с ИН обеспечивается целеуказание, а управление БСВР - вторым пилотом ИН, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны - станцию активных электронных помех, причем при достижении области, из которой будет поражена НК-цель, БСВР произведет залп или поочередный запуск ПКР с коррекцией ошибки, накопленной комбинированной инерциальной системой управления по данным приемника сигналов спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС, на конечном участке полета ПКР используется инфракрасная головка ее самонаведения и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей, затем БСВР на удалении 1485 км автоматически возвращается на КН-носитель с вертикальной на его вертолетную площадку посадкой, при этом планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, фюзеляж которого снизу снабжен упомянутыми ПУ вооружения в бомбоотсеках, имеющих по две автоматические створки с пилообразными поперечными их сторонами, а его БСУ снабжена возможностью опционального его управления пилотами из двухместной кабины, имеющей катапультируемые в верхнюю полусферу кресла, размещенные бок о бок и срабатывающие на режимах ВВП и зависания поочередно только после отстрела лопастей переднего ДНВ, которые крепятся на валу посредством пиропатронов, но и его использования в составе авиационной группы в качестве головного совместно с двумя БСВР, один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет маневры головного, а другой - управляется вторым пилотом с головного, а затем и наоборот.

Кроме того, для барражирующего экономичного скоростного горизонтального полета каждый ДНВ в синхронно-сбалансированной несущей и авторотирующуей системе, включающей в упомянутом главном редукторе автоматическую коробку передач, имеющую для привода ДНВ выходные упомянутые поперечные валы, каждый из которых создает по два потока: первый - взлетный с выдачей соответствующей мощности от упомянутого КГтД и созданием подъемной тяги от ДНВ, второй - крейсерский в конфигурации автожира с приемом мощности от авторотации каждого ДНВ на ее соответствующую ступень, отключающую оба ДНВ от привода ССТ упомянутого 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 ДНВ, обеспечивающих долю увеличения в 1/3-1/4 раза требуемой подъемной силы упомянутого КАИС, но и плоскостью вращения лопастей ДНВ, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета, приводящим к уменьшению вращательного сопротивления ДНВ на 12-15% от общего сопротивления профиля лопастей ДНВ 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 экономичного высокоскоростного горизонтального полета, достигая маршевой тяговооруженности с 0,143 до 0,225, используется мощность СУ с 18% до 36% от работающего упомянутого КГтД только на привод упомянутого ВОВ в конфигурации упомянутого реактивного самолета с ПРС-R1, упомянутая СБРК которого, имея по передней ее кромке стреловидность с углом χ=±60°, обеспечивает на высоте 11 км скорость полета с 0,636 Маха (М) и 0,82 М соответственно.

Кроме того, для горизонтального полета с трансзвуковой скоростью полета, достигая маршевой тяговооруженности с 0,225 до 0,363, используется мощность СУ с 36% до 72% от работающего упомянутого КГтД только на привод упомянутого ВОВ в конфигурации упомянутого трансзвукового самолета с ПРС-R1, упомянутая СБРК которого, имея по передней ее 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 от М=0,9 до М=0,96 при достижении маршевой тяговооруженности до 0,45.

Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить беспилотный самолет-вертолет-ракетоносец (БСВР), который снабжен в двухвинтовой поперечно-несущей схеме (ДПНС) на концах крыла двухлопастными несущими винтами (ДНВ), создающими в ДПНС-Х2 вертикальную тягу только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) и на переходных режимах полета и, по меньшей мере, одним комбинированным газотурбинным двигателем (КГтД), выполненным в виде двухконтурного двигателя, имеющего внешний и внутренний контуры соответственно с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) и, по меньшей мере, с одной свободной силовой турбиной (ССТ), передающей взлетную мощность силовой установки (СУ) посредством системы трансмиссии на ДНВ в симметрично-сбалансированной ДПНС-Х2 и/или один ВОВ, имеющий лопатки с большой их круткой, работающий по тянущей схеме для создания в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-R1) реактивной тяги, направленной горизонтально назад и по оси симметрии при выполнении ВВП и КВП и на переходных режимах полета или горизонтальном поступательном полете, и высокорасположенным крылом асимметричной изменяемой стреловидности (КАИС) с поворотным в горизонтальной плоскости шарниром, смонтированным сверху фюзеляжа на поворачивающем его механизме со следящим приводом, обеспечивающим от стреловидности χ=0° до противоположно направленной χ=±60° или χ=±65° соответствующий при виде сверху синхронный поворот на вертикальной оси вращения, проходящей по оси симметрии и через центр масс, и от передней кромки КАИС на расстоянии равным 1/4 от его средней аэродинамической хорды, но и выполнен как возвращаемым на КН, так и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДПНС-Х2 и ПРС-R1 в соответствующие реактивные крылатый автожир для барражирующего полета или самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или в качестве несущих их дупланных лопастей-крыльев асимметрично изменяемой стреловидности (ДЛКАИС) после трансформации ДНВ, выполняемой последовательно, когда правый и левый ДНВ одновременно остановлены так, что при виде сверху их лопасти как предварительно размещены перпендикулярно к передней кромке разнонаправленных консолей КАИС, так и снабжены автоматическими узлами синхронного их складывания посредством поворота на соответствующие углы 90° в горизонтальной плоскости во внутрь к центру масс лопастей-крыльев ДНВ так, что две правые и две левые из них фиксируются соответственно с обратной и прямой стреловидностью по передним кромкам ДЛКАИС ДНВ, образующих с правой и левой консолями КАИС равновеликую разнонаправленную стреловидность χ=-60° и χ=+60° или χ=-65° и χ=+65°, организующих относительно оси симметрии синхронно-симметричные зафиксированные ДЛКАИС, передние кромки которых размещены в плане параллельно передней кромке КАИС в полетной конфигурации самолета с ПРС-R1 и системой бипланных разнонаправленных крыльев (СБРК), преобразующей при удельной нагрузке на мощность ρ_N=2,15 кг/л.c. умеренное удлинение КАИС с λ=6,0-7,0 до малого удлинения λ=0,78-0,9 или λ=0,65-0,76 СБРК, имеющей зафиксированные правые и левые ДЛКАИС ДНВ, размещенные в плане со стреловидностью χ=±60° или χ=±65° над соответствующими консолями КАИС, но и обратно, при этом в системе трансмиссии, например, один КГтД с кольцевым обтекателем ВОВ размещен за центром масс в кормовой гондоле, в которой между ВОВ и ССТ смонтирован соосно с двумя последними промежуточный редуктор, имеющий продольный по его оси как входной вал от ССТ, так и выходные внешний и внутренний соосные валы, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ВОВ, а второй - продлен за ВОВ и передает через муфту сцепления крутящий момент на Т-образный при виде сбоку главный редуктор ДПНС-Х2, вертикальная колонка выходного вала которого, являясь жесткой осью поворотного шарнира КАИС, размещена соосно и над последним, имеет от нее и внутри консолей КАИС поперечные валы (ПВ), передающие равновеликую мощность на соответствующие при виде сбоку угловые редукторы ДНВ, смонтированные в вертикально ориентированных каплевидной формы обтекателях, имеющие выходные вертикальные валы, равноудаленные в плане правым/левым ПВ от центра масс, отклонены назад по полету на угол (α), который равновелик или равен 1/2 величине угла атаки (α) КАИС, размещены при его стреловидности χ=0° и χ=±60° или χ=±65° соответственно параллельно плоскости симметрии и при виде спереди влево от нее/к ней. Все это позволит в трансзвуковом БСВР при переходных маневрах повысить продольно-поперечную устойчивость и управляемость, а размещение КГтД с ССТ и ВОВ в кормовой гондоле фюзеляжа позволит упростить систему трансмиссии. В крейсерском полете в конфигурации крылатого автожира и реактивного самолета с симметрично-сбалансированной соответственно авторотирующей и несущей системах, первая из которых включает многоскоростную автоматическую коробку передач, управляющую как снижением скорости вращения ДНВ до 200 мин^-1 или 100 мин^-1, так и углом атаки лопастей ДНВ, 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 ДНВ на 12-15% от общего сопротивления вращению поперечных ДНВ и возможности расчета его КАИС на крейсерский полет с уменьшенной его геометрией, составляющей 2/3-3/4 от габаритов крыла аналогичного самолета. Размещение в кормовой гондоле БСВР-1,0 одного КГтД с ВОВ в ПРС-R1 позволит в сравнении с конвертопланом V-280 "Valor" и его ЦН=1,1 тонны при выполнении ВВП и зависания увеличить скорость/дальность полета в 1,63/1,83 раза, но и повысить в 3,2/4,58 раза топливную эффективность (до 203,41/139,71 г/т⋅км) при крейсерском полете со скоростью 550/850 км/ч и 924-1020 км/ч в полетной конфигурации соответственно реактивного крылатого автожира/реактивного и трансзвукового палубного самолета.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения трансзвукового БСВР с КАИС со стреловидностью χ=-60° правой консоли, ДНВ в ДПНС-Х2 и КГтД с ВОВ в ПРС-R1, приводящим поперечные ДНВ и/или один ВОВ, размещенным в кормовой гондоле по оси симметрии и между килей хвостового оперения типа чайка, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в):

а) в полетной конфигурации винтокрыла КВП с КАИС при его χ=0°, двумя КГтД, приводящими через систему трансмиссии ДНВ в ДПНС-Х2 и ВОВ в ПРС-R1;

б) в полетной конфигурации вертолета с широкохордовыми ДНВ, вращающимися над консолями КАИС при его стреловидности χ=0°, лопасти-крылья ДНВ показаны пунктиром и с условным размещением зафиксированных передних и задних ДЛКАИС со стреловидностью χ=60° и χ=0° соответственно в конфигурации самолета для высокоскоростного полета и при выполнении взлетно-посадочных режимов;

в) в полетной конфигурации реактивных автожира или самолета с КАИС, создающим большую подъемную силу, чем подъемная сила, создаваемая авторотирующими ДНВ или зафиксированными их ДЛКАИС с ПС, и двумя ВОВ, создающим маршевую тягу в ПРС-R1 скоростного или трансзвукового полета с условным размещением пунктиром авторотирующих ДНВ или зафиксированных их ДЛКАИС.

Трансзвуковой БСВР корабельного или воздушного базирования, представленный на фиг. 1, выполнен по концепции ДПНС-Х2 и технологии ПРС-R1, имеет планер из алюминиевых сплавов и композитного углепластика, фюзеляж 1 с высокорасположенным КАИС 2, имеющим для изменения противоположной стреловидности его правой 3 и левой 4 консолей сверху фюзеляжа 1 на поворотном в горизонтальной плоскости шарнире 5, стреловидность χ=±60° и внешние элероны 6. Стреловидные внутренние 7 и внешние 8 секции хвостового оперения типа чайка, выполненные в виде V-образных килей с рулями направления 9 и двух ПС 8 с рулями высоты 10, смонтированы при виде спереди соответственно наружу от плоскости симметрии и от его изломов наклонно вниз. Кормовая гондола 11 с кольцевым обтекателем ВОВ и ССТ в КГтД (на фиг. 1 не показано). Большие стороны 12 плоских боковых воздухозаборников 13 выполнены, открывая/закрывая их вход, отклоняемыми вверх/вниз к отсекателям 14. Стреловидные консоли 7-8 хвостового оперения смонтированы по внешним бортам хвостовой балки 15, имеющей тонкую концевую часть с задней кромкой 16. На концах КАИС 2 смонтированы каплевидные обтекатели 17 редукторов с валами правого 18 и левого 19 ДНВ, имеющих 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 КГтД имеет внешний и внутренний контуры соответственно с ВОВ в ПРС-R1 и ССТ, выполнен с передним выводом вала для отбора мощности от ССТ и возможностью передачи мощности от него на промежуточный и главный редукторы (на фиг. 1 не показаны), который плавно перераспределяет как 50% и 50%, так и 36% и 72% от взлетной мощности СУ соответственно при выполнении как ВВП и зависания между двумя ДНВ 18-19 в ДПНС-Х2, так и при трансзвуковом крейсерском полете на ВОВ от ССТ, имеющей на конце кормовой гондолы 11 реактивное плоское сопло 20 со скошенной в плане задней кромкой, размещенной параллельно V-образной в плане задней кромке 16 тонкой хвостовой балки 15. Трапециевидные подфюзеляжные кили 21 смонтированы по бортам хвостовой балки 15 при виде спереди наружу, снабжены на законцовках обтекателями 22, имеющими спереди и сзади на его концах соответствующие ИК-излучатели 23 и видеокамеры 24, а снизу - не убираемое колесо 25 шасси с амортизируемой главной опорой при убираемой носовой опоре колеса 26 (см. фиг. 1в).

Управление БСВР обеспечивается циклическим, общим и дифференциальным изменением шага ДНВ 18-19 и отклонением элеронов 6, рулей направления 9 и высоты 10. При крейсерском скоростном или высокоскоростном/трансзвуковом полете в конфигурации крылатого автожира или реактивного/трансзвукового самолета подъемная сила создается соответственно авторотирующими ДНВ 18-19 с КАИС 2, ПС 8 или КАИС 2 с ПС 8 и зафиксированными ДЛКАИС 18-19 ДНВ (см. фиг. 1б) в СБРК, маршевая реактивная тяга - плоским соплом 20, размещенным в ПРС-R1 горизонтально и по оси симметрии, на режиме перехода - КАИС 2 с ПС 8 и ДНВ 18-19. После создания вертикальной тяги двумя ДНВ 18-19 в ДПНС-Х2 обеспечиваются режимы ВВП и зависания или КВП при создании плоским соплом 20 маршевой реактивной тяги (см. рис. 1a). При выполнении ВВП и зависания изменение балансировки по тангажу, курсу и крену обеспечивается соответственно изменением соответствующего циклического шага посредством автомата перекоса каждого ДНВ 18-19 или дифференциальным изменением тяги правого 18 и левого 19 ДНВ (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 ДНВ 18-19. По мере разгона с ростом подъемной силы крыла КАИС 2 с ПС 8 подъемная сила ДНВ 18-19 уменьшается. При достижении скоростей полета 500…550 км/ч и для перехода на самолетный режим полета поперечные 18-19 ДНВ синхронно останавливаются так, что их лопасти предварительно размещены в плане перпендикулярно к передней кромке КАИС 2, снабжены автоматическими узлами складывания их лопастей, которые затем синхронно поворачивают во внутрь к центру масс лопасти-крылья ДНВ 18-19 на угол 90° так, что их ДЛКАИС зафиксированы с разнонаправленной стреловидностью по передним их кромкам, которые в плане размещены параллельно передней кромке КАИС 2, образуя с ним в СБРК равновеликую стреловидность χ=±60° или ±65° (см. фиг. 1б). При создании маршевой реактивной тяги плоским соплом 20 в ПРС-R1 производится соответствующий высокоскоростной/трансзвуковой крейсерский полет реактивного/трансзвукового БСВР, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 9 V-образных килей 7. Продольное и поперечное управление при этом осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением соответственно рулей высоты 10 ПС 8 и элеронов 6 КАИС 2.

Таким образом, трансзвуковой БСВР с КАИС, хвостовым оперением типа чайка, имеющий для создания горизонтальной тяги в комбинированной СУ КГтД один ВОВ в ПРС-R1 и вертикальной тяги в ДПНС-Х2 два ДНВ или подъемной силы соответственно с работающими ДНВ или зафиксированными их ДЛКАИС, представляет собой конвертоплан с ДПНС-Х2, изменяющий свою полетную конфигурацию только благодаря изменению условий работы и трансформации ДНВ посредством того, что набегающий поток при вертикальном и горизонтальном режимах полета встречают одновременно передние кромки наступающих лопастей поперечных ДНВ и зафиксированных их ДЛКАИС, увеличивающих несущую способность КАИС в конфигурации реактивного самолета. Консоли КАИС увеличивают показатели аэродинамических и структурных преимуществ при преобразовании в трансзвуковой самолет с СБРК, особенно, с наличием дополнительных ДЛКАИС правого и левого ДНВ, зафиксированных при равном удалении от центра масс под углом разнонаправленной стреловидности χ=±65° соответственно над соответствующими консолями КАИС с такой же стреловидностью. Это позволит уменьшить вес планера БСВР, 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 в составе авиационной группы палубных БСВР, особенно, с гибридным самолетом-вертолетом-ракетоносцем (ГСВР), используемым с вертолетной площадки авианесущего КН совместно в группе ГСВР/БСВР (см. табл. 1), несущими по 6/2 штук АПР-3МЭ или ПКР типа Х-35УЭ и головным ГСВР, управляющим группой БСВР.

Широкое применение в СУ перспективных БСВР и ГСВР высотных ТВаД в конструкции КГтД, выполненных в виде двухконтурных двигателей с ВОВ, используя в конструкции последних турбины ТРДД от Д-30 и Д-30ДКП, позволит весьма сократить сроки их освоения, а также освоить семейство палубных трансзвуковых БСВР и ГСВР, создающих буферную роботизированную авиазону между ПВО НК-цели и авианесущим КН или палубным ИН, повышающих их боевую устойчивость.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть применено в конструкции винтокрылых летательных аппаратов. Беспилотный самолет-вертолет-ракетоносец (БСВР) имеет фюзеляж с крылом и хвостовым оперением, двигатель, бортовую систему управления (БСУ), отделяемую управляемую ракету. БСВР имеет высокорасположенное крыло асимметрично изменяемой стреловидности и на округлых в плане его законцовках - два двухлопастных несущих винта (ДНВ), хвостовое оперение типа чайка и в кормовой гондоле - свободную силовую турбину, приводящую ДНВ и выносной турбовентилятор. ДНВ и турбовентилятор создают при вертикальном и коротком взлете и посадке подъемную силу и реактивную маршевую тягу с работающими/авторотирующими поперечными ДНВ или зафиксированными над консолями крыла их дупланными лопастями-крыльями асимметрично изменяемой стреловидности наружу от центра масс при горизонтальном полете в конфигурации реактивных винтокрыла/автожира и трансзвукового самолета, имеющего в бомбоотсеке авиационные управляемые ракеты. БСВР выполнен с возможностью складывания лопастей ДНВ, консолей крыла и хвостового оперения после посадки на корабль-носитель. Обеспечивается повышение скорости и дальности полета, увеличение вероятности поражения надводной, подводной и воздушной цели, расположенной на большой дальности. 4 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

1. Беспилотный самолет-вертолет-ракетоносец (БСВР), применяемый с пускового устройства (ПУ) корабля-носителя (КН), имеет фюзеляж с крылом и хвостовым оперением, двигатель, бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую автономное (АУ), дистанционное (ДУ) и телемеханическое управление (ТМУ) с командного пункта (КП) КН, отделяемую управляемую ракету, отличающийся тем, что он снабжен в двухвинтовой поперечно-несущей схеме (ДПНС) на концах крыла двухлопастными несущими винтами (ДНВ), создающими в ДПНС-Х2 вертикальную тягу только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) и на переходных режимах полета, и, по меньшей мере, одним комбинированным газотурбинным двигателем (КГтД), выполненным в виде двухконтурного двигателя, имеющего внешний и внутренний контуры, соответственно, с выносным однорядным вентилятором (ВОВ), и, по меньшей мере, с одной свободной силовой турбиной (ССТ), передающей взлетную мощность силовой установки (СУ) посредством системы трансмиссии на ДНВ в симметрично-сбалансированной ДПНС-Х2 и/или один ВОВ, имеющий лопатки с большой их круткой, работающий по тянущей схеме для создания в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-R1) реактивной тяги при выполнении ВВП и КВП и на переходных режимах полета или горизонтальном поступательном полете, и высокорасположенным крылом асимметричной изменяемой стреловидности (КАИС) с поворотным в горизонтальной плоскости шарниром, смонтированным сверху фюзеляжа на поворачивающем его механизме со следящим приводом, обеспечивающим от стреловидности χ=0° до противоположно направленной χ=±60° или χ=±65° соответствующий при виде сверху синхронный поворот на вертикальной оси вращения, проходящей по оси симметрии и через центр масс, и от передней кромки КАИС на расстоянии, равном 1/4 от его средней аэродинамической хорды, но и выполнен как возвращаемым на КН, так и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДПНС-Х2 и ПРС-R1 в соответствующие реактивные крылатый автожир для барражирующего полета или самолет при максимальном или нормальном взлетном весе, соответственно, с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или в качестве несущих их дупланных лопастей-крыльев асимметрично изменяемой стреловидности (ДЛКАИС) после трансформации ДНВ, выполняемой последовательно, когда правый и левый ДНВ одновременно остановлены так, что при виде сверху их лопасти как предварительно размещены перпендикулярно к передней кромке разнонаправленных консолей КАИС, так и снабжены автоматическими узлами синхронного их складывания посредством поворота на соответствующие углы 90° в горизонтальной плоскости во внутрь к центру масс лопастей-крыльев ДНВ так, что две правые и две левые из них фиксируются соответственно с обратной и прямой стреловидностью по передним кромкам ДЛКАИС ДНВ, образующих с правой и левой консолями КАИС равновеликую разнонаправленную стреловидность χ=-60° и χ=+60° или χ=-65° и χ=+65°, организующих относительно оси симметрии синхронно-симметричные зафиксированные ДЛКАИС, передние кромки которых размещены в плане параллельно передней кромке КАИС в полетной конфигурации самолета с ПРС-R1 и системой бипланных разнонаправленных крыльев (СБРК), преобразующей при удельной нагрузке на мощность ρ_N=2,15 кг/л.с. умеренное удлинение КАИС с λ=6,0-7,0 до малого удлинения λ=0,78-0,9 или λ=0,65-0,76 СБРК, имеющей зафиксированные правые и левые ДЛКАИС ДНВ, размещенные в плане со стреловидностью χ=±60° или χ=±65° над соответствующими консолями КАИС, но и обратно, при этом в системе трансмиссии, например, один КГтД с кольцевым обтекателем ВОВ размещен за центром масс в кормовой гондоле, в которой между ВОВ и ССТ смонтирован соосно с двумя последними промежуточный редуктор, имеющий продольный по его оси как входной вал от ССТ, так и выходные внешний и внутренний соосные валы, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ВОВ, а второй продлен за ВОВ и передает через муфту сцепления крутящий момент на Т-образный при виде сбоку главный редуктор ДПНС-Х2, вертикальная колонка выходного вала которого, являясь жесткой осью поворотного шарнира КАИС, размещена соосно и над последним, имеет от нее и внутри консолей КАИС поперечные валы (ПВ), передающие равновеликую мощность на соответствующие при виде сбоку угловые редукторы ДНВ, смонтированные в вертикально ориентированных каплевидной формы обтекателях, имеющие выходные вертикальные валы, равноудаленные в плане правым/левым ПВ от центра масс, отклонены назад по полету на угол (α), который равновелик или равен 1/2 величине угла атаки (α) КАИС, размещены при его стреловидности χ=0° и χ=±60° или χ=±65° соответственно параллельно плоскости симметрии и при виде спереди влево от нее/к ней.

2. Беспилотный самолет-вертолет-ракетоносец по п. 1, отличающийся тем, что набегающий поток при вертикальном и горизонтальном режимах полета встречают одновременно соответственно передние кромки наступающих лопастей правого и левого ДНВ и зафиксированных упомянутых их ДЛКАИС, выполняющих совместно с упомянутым КАИС в СБРК роль верхних разрезных крыльев с углом атаки их ДЛКАИС, при этом на режимах ВВП и зависания полная компенсация реактивного крутящего момента в упомянутой ДПНС-Х2 и изменение балансировки по тангажу, курсу или крену от работающих ДНВ, выполненных с жестким креплением их лопастей, обеспечивается соответственно противоположным направлением вращения правого и левого ДНВ только по часовой и против часовой стрелки и изменением соответствующего циклического шага посредством автомата перекоса каждого ДНВ или дифференциальным изменением тяги правого и левого ДНВ, причем при выполнении технологии КВП в конфигурации винтокрыла или крылатого автожира с КАИС, имеющим его размах в раза больше диметра (D) ДНВ, консоли которого зафиксированы перпендикулярно к оси симметрии для взлетно-посадочных режимов и на переходных режимах полета, при этом стреловидные внутренние и внешние секции хвостового оперения типа чайка, выполненные в виде двух килей с рулями направления и двух полустабилизаторов (ПС) с рулями высоты, смонтированы при виде спереди, соответственно, наружу от плоскости симметрии и от его изломов горизонтально или наклонно вниз, при этом трапециевидное КАИС имеет как его площадь, составляющую 51,4%-52,3% от суммы площадей КАИС с ДЛКАИС двух ДНВ и двух ПС, так и, в свою очередь, меньшую площадь последних, составляющую 14,5%-17,3% от площади КАИС соответственно, причем скошенные боковые стороны фюзеляжа в соответствующих его носовой, центральной и кормовой частях, включая и гондолу с упомянутым ее плоским соплом, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют при виде спереди трапециевидное поперечное сечение, но и нижнюю часть фюзеляжа граненой конфигурации с острой нижней линией, непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, при этом каждый трапециевидный подфюзеляжный киль, смонтированный при виде спереди наружу, снабжен на законцовке обтекателем, имеющим спереди и сзади на его концах соответствующие ИК-излучатели и видеокамеры, а снизу - неубираемое колесо шасси с амортизируемой главной опорой, причем хвостовая балка снабжена профилированной концевой частью, которая интегрирована по внешним ее бортам с внутренними секциями хвостового оперения и имеет V-образную в плане заднюю кромку, которая в плане размещена параллельно скошенной в КГтД задней кромке плоского сопла, имеющего термопоглощающее покрытие, уменьшающее ИК-заметность, при этом консоли КАИС размещаются по оси симметрии и фиксируются над фюзеляжем в походно- или полетно-транспортную конфигурацию, уменьшающую в 8,2 раза соответствующую площадь от взлетной его площади наравне и при поочередно сложенных внутренних и внешних секций хвостового оперения, соответственно, вверх к оси симметрии и обратно вниз, размещаясь при этом в соответствующих кормовых утонченностях фюзеляжа и вдоль боковых его сторон, высота которых равновелика размаху соответствующих сложенных внутренних секций хвостового оперения, но и при упомянутых ДНВ со сложенными их лопастями в ДЛКАИС, размещенными их лопастями над соответствующими консолями КАИС и по обе стороны от оси симметрии, зафиксированы с их законцовками, направленными к центру масс, причем при корабельном или воздушном базировании БСВР в походно-транспортной конфигурации на шасси или с убранным шасси в полетно-транспортной конфигурации соответственно без верхнего и с верхним сбрасываемым обтекателем вала и втулки правого из упомянутых ДНВ при соответствующем размещении упомянутых их ДЛКАИС, при этом снизу под задней кромкой профилированной концевой части хвостовой балки вдоль оси симметрии размещен обтекатель, имеющий на его конце отсек с выдвижной штангой магнитометра и в нижней его нише с открываемыми створками опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции при барражирующем его полете, причем в полетной конфигурации автожира с авторотирующими ДНВ при корабельном базировании БСВР, несущим авиационные противолодочные и противокорабельные ракеты (АПР и ПКР), обеспечивает соответствующую борьбу с подводной лодкой (ПЛ) и надводным кораблем (НК), при этом опускаемая гидроакустическая система, состоящая из индикатора акустических сигналов и двух приемников для их приема от гидроакустического антенны, их кодирования и передачи по восьмиканальной закрытой связи на КН для обработки в реальном масштабе времени, и высокочувствительным магнитометром, имеющим магниточувствительный элемент, работающий на расстоянии 30 м от водной поверхности, и связанным с БСУ БСВР, предусматривающей выдачу команд на включение в расчетной точке магнитометра и на управление после срабатывания магнитометра при обнаружении ПЛ-цели, но и регистрации в запоминающем устройстве БСУ координат точки обнаружения ПЛ-цели при передаче на КН и его КП, причем упомянутая БСУ имеет как радиоканал закрытой связи с авианесущим КН, так и радиолокационную станцию с передатчиком команд, оптико-электронную систему с двухканальным автоматом сопровождения цели и вычислительную систему с блоком автоматики многофункционального пульта управления, обеспечивающего при горизонтальном крейсерском полете самостоятельное нахождение ПЛ-цели, идентификации ее и принятие подтвержденного решения от оператора КН об уничтожении им выбранных, но и возможность его транспортирования в ангаре КН, и походной его конфигурации со сложенными консолями упомянутых КАИС, хвостового оперения и ДНВ, причем при воздушном базировании БСВР на палубном истребителе-носителе (ИН) типа Су-57, перемещающим на подвесной консоли подфюзеляжного ПУ, например, один БСВР с большими сторонами плоских его боковых воздухозаборников, выполненных, открывая/закрывая их вход, отклоняемыми вверх/вниз к пластинчатым отсекателям, сложенными упомянутыми КАИС и ДНВ и в бомбоотсеке с двумя ПКР Х-38М, имеет возможность пуска ПКР с подвешенного состояния на ИН, отстыковывания и запуска БСВР с ИН для создания буферной роботизированной авиазоны между ИН и ПВО НК-цели, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М с 40 до 400 км, при этом радаром типа Н036 с ИН обеспечивается целеуказание, а управление БСВР - вторым пилотом ИН, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны - станцию активных электронных помех, причем при достижении области, из которой будет поражена НК-цель, БСВР произведет залп или поочередный запуск ПКР с коррекцией ошибки, накопленной комбинированной инерциальной системой управления по данным приемника сигналов спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС, на конечном участке полета ПКР используется инфракрасная головка ее самонаведения и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей, затем БСВР на удалении 1485 км автоматически возвращается на КН-носитель с вертикальной на его вертолетную площадку посадкой, при этом планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, фюзеляж которого снизу снабжен упомянутыми ПУ вооружения в бомбоотсеках, имеющих по две автоматические створки с пилообразными поперечными их сторонами, а его БСУ снабжена возможностью опционального его управления пилотами из двухместной кабины, имеющей катапультируемые в верхнюю полусферу кресла, размещенные бок о бок и срабатывающие на режимах ВВП и зависания поочередно только после отстрела лопастей переднего ДНВ, которые крепятся на валу посредством пиропатронов, но и его использования в составе авиационной группы в качестве головного совместно с двумя БСВР, один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет маневры головного, а другой управляется вторым пилотом с головного, а затем и наоборот.

3. Беспилотный самолет-вертолет-ракетоносец по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что для барражирующего экономичного скоростного горизонтального полета каждый ДНВ в синхронно-сбалансированной несущей и авторотирующей системе, включающей в упомянутом главном редукторе автоматическую коробку передач, имеющую для привода ДНВ выходные упомянутые поперечные валы, каждый из которых создает по два потока: первый - взлетный с выдачей, соответствующей мощности от упомянутого КГтД, и созданием подъемной тяги от ДНВ, второй - крейсерский в конфигурации автожира с приемом мощности от авторотации каждого ДНВ на ее соответствующую ступень, отключающую оба ДНВ от привода ССТ упомянутого 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 ДНВ, обеспечивающих долю увеличения в 1/3-1/4 раза требуемой подъемной силы упомянутого КАИС, но и плоскостью вращения лопастей ДНВ, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета, приводящим к уменьшению вращательного сопротивления ДНВ на 12-15% от общего сопротивления профиля лопастей ДНВ 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.

4. Беспилотный самолет-вертолет-ракетоносец по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что для экономичного высокоскоростного горизонтального полета, достигая маршевой тяговооруженности с 0,143 до 0,225, используется мощность СУ с 18% до 36% от работающего упомянутого КГтД только на привод упомянутого ВОВ в конфигурации упомянутого реактивного самолета с ПРС-R1, упомянутая СБРК которого, имея по передней ее кромке стреловидность с углом χ=±60°, обеспечивает на высоте 11 км скорость полета с 0,636 Маха (М) и 0,82 М соответственно.

5. Беспилотный самолет-вертолет-ракетоносец по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что для горизонтального полета с трансзвуковой скоростью полета, достигая маршевой тяговооруженности с 0,225 до 0,363, используется мощность СУ с 36% до 72% от работающего упомянутого КГтД только на привод упомянутого ВОВ в конфигурации упомянутого трансзвукового самолета с ПРС-R1, упомянутая СБРК которого, имея по передней ее 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=0,15, 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 от М=0,9 до М=0,96 при достижении маршевой тяговооруженности до 0,45.