МАЛОЗАМЕТНАЯ АВИАЦИОННО-РАКЕТНАЯ СИСТЕМА Российский патент 2020 года по МПК B64C39/02 B64C39/10 F42B15/22 

Изобретение относится к малозаметным авиационно-ракетным системам с опционально и дистанционно пилотируемыми самолетами-вертолетами, представляющими собой стреловидное летающее крыло (СЛК) V-образной в плане формы с двумя надкрыльными мотогондолами, имеющими комбинированные газотурбинные двигатели со свободными силовыми турбинами, приводящими два поперечных толкающих двухлопастных несущих винта (ДНВ) в обтекателях цельно-поворотного межгондольного крыла и/или в кольцевых обтекателях выносные вентиляторы, создающие пропульсивно-реактивную тягу, преобразуемыми после выполнения вертикального/ короткого взлета с полетной конфигурации винтокрыла/вертолета в реактивный самолет со сложенными лопастями ДНВ из флюгерного их положения вдоль и снаружи обтекателей ДНВ с горизонтальной их фиксацией, трансформируемыми после посадки на палубу корабля в походную конфигурацию при сложенных вверх концевых частей СЛК для перевозки в ангаре, заправки топливом и заряжания его боекомплектом.

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

Известен сверхзвуковой самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) компании Sikorsky модели АНХ-80 [см. https://www.sikorskyarchives.com/X-WING.php], имеющий ротор-крыло, выполненное в виде четырехлопастного несущего винта (НВ), приводимого турбореактивными двигателями (ТРД) силовой установки (СУ), содержит боковое и заднее реактивные сопла, создающие антикрутящий момент и маршевую тягу, двухкилевое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Признаки, совпадающие - наличие НВ диаметром 15,54 м, в СУ двух ТРД модели TF-34-400B тягой по 3614 кгс, которые производят мощность 4650×2 л.с. и реактивную тягу 750×2 кгс, направленную сбоку реактивным соплом, гасящим крутящий момент при создании подъемной тяги НВ. Особенность СВВП типа «Leopard» АНХ-80 - выполнение вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП) и преобразование полетной его конфигурации посредством изменения условий работы НВ: при переходе в самолетный режим полета останавливался НВ, имеющий узлы фиксирования валаНВ и его лопастей-крыльев, превращающихся в несущее Х-образное крыло.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что применение останавливаемого НВ, имеющего автомат перекоса его лопастей с управлением общего и циклического изменения его шага, но и конструктивно сложную колонку его вала и ротора-крыла с реактивными щелями и их воздуховодами, превращающими отступающие лопасти с задней и передней ее кромками в прямом полете после фиксации соответственно в переднюю и заднюю кромки лопастей-крыльев, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Вторая - это то, что в СВВП с одновинтовой несущей схемой имеют место непроизводительные затраты до 20% мощности СУ на отбор от компрессоров ТРД сжатого воздуха, направляемого к боковому реактивному соплу, создающему антикрутящий момент, что предопределяет необходимость длиной хвостовой балки и агрегатов хвостовых воздуховодов, но и опасность, создаваемая рулевым реактивным соплом для наземного персонала. Третья - это то, что вес бокового реактивного сопла вместе с хвостовой балкой и агрегатами хвостовых воздуховодов составляет до 15…20% веса пустого СВВП и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Кроме того, конструкция Х-крыла, создавая высокие переменные аэродинамические нагрузки при переходе с вращательного полета на неподвижный, не обеспечивает без основного крыла продольную устойчивость и ограничивает возможность обеспечения полета СВВП более двух часов, но и повышения целевой нагрузки при тяговооруженности К_т=0,65 его СУ.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является британский палубный авиационный комплекс (ПАК) "Icara" с беспилотным летательным аппаратом (БЛА) [см. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/ikara/ikara.shtml], имеющим фюзеляж, пусковое устройство (ПУ) с управляемой ракетой, крыло с органами его управления, двигатель силовой установки (СУ), бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую телемеханическое управление с командного пункта авианесущего корабля.

Признаки, совпадающие - габариты БЛА без корабельного ПУ: длина 3,42 м, размах крыльев 1,52 м, высота 1,57 м. Боевая часть: самонаводящаяся противолодочная малогабаритная торпеда (МГТ) Mk.44. Летные характеристики: максимальная и минимальная высота полета соответственно 300 м и 15-20 м. Ввиду значительного веса БЛА 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 БЛА осуществлялся в направлении, максимально приближающем к цели сбрасываемую торпеду. Данные о местоположении цели поступали от гидроакустической системы (ГАС) надводного корабля-носителя, другого корабля или противолодочного вертолета. На основании этой информации происходит постоянное обновление данных об оптимальной зоне сброса торпеды в компьютере системы управления стрельбой, который затем передавал их через радиокомандную систему управления на БЛА в полете. По прибытии БЛА в район нахождения ПЛ-цели торпеда (самонаводящаяся МГТ Mk.44), полу утопленная с подфюзеляжным ее расположением в корпусе БЛА по радиокоманде отделялась, спускалась на парашюте, входила в воду и начинала поиск ПЛ-цели. После чего БЛА продолжает полет с работающей СУ, уводя ее от места приводнения самонаводящейся МГТ, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сам же одноразовый БЛА уходил из района и самоликвидировался.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном ПАК с БЛА "Icara" (Великобритания) увеличения целевой нагрузки (ЦН) и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, увеличения вероятности поражения подводной или надводной цели, расположенной на большой дальности, но и возможности ее атаки после продолжительного полета в режиме зависания, возврата на вертолетную площадку авианесущего корабля (АНК) для повторного использования.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного ПАК с БЛА "Icara", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что малозаметная авиационно-ракетная система (МАРС) имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП) корабельного базирования, включающую по меньшей мере один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) с более чем одним дистанционно пилотируемым самолетом-вертолетом (ДПСВ), используемую с более чем одной вертолетной площадки АНК, причем каждый ОПСВ и ДПСВ выполнен без вертикального оперения по гибридной схеме стреловидное летающее крыло (СЛК) V-образной в плане формы с углом прямой или переменной стреловидности по передней его кромке и содержит в двухвинтовой соосно- или поперечно-несущей системе (ДСНС или ДПНС) толкающие двухлопастные несущие винты (ДНВ) с изменяемым вектором тяги, установленные по оси в обтекателе или равноудаленные от оси симметрии с их перекрытием, равным а=1,33…1,4 в обтекателях цельно-поворотного межгондольного крыла (МГК), образующего с его размахом (L_мгк) систему крыльев замкнутого контура (КЗК) и смонтированного между надкрыльных мотогондол (НМГ) по их осям, установленных параллельно оси симметрии и на крыльевых гондолах СЛК, вынесенных от задней его кромки, имеющие равновеликие диаметры (D_днв), определяемые из соотношения: D_днв=(0,95…0,96)×L_мгк или D_днв=(0,61…0,62)×L_мгк, м соответственно в ДСНС-Х2 или ДПНС-Х2, создающие под СЛК и между его консолей при вертикальном положении их обтекателей соответствующую тягу на режимах ВВП и зависания, а при промежуточном и горизонтальном положении обтекателей с ДНВ - подъемно-маршевую и маршевую тягу соответственно на переходных режимах и для поступательного полета как турбовинтового самолета и интегрированных с гондолами СЛК, оснащены воздухозаборниками НМГ с регулируемым коническим центральным телом их комбинированных газотурбинных двигателей (КГтД), имеющих круглые сопла со всеракурсным управлением вектора тяги (ВУВТ), выполненных в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно кольцевой обтекатель с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) и, по меньшей мере, одной свободной силовой турбиной (ССТ), передающей взлетную мощность СУ на соответствующие соосные или поперечные ДНВ и/или каждый ВОВ, имеющий лопатки с большой круткой, работающие по тянущей схеме, создает при горизонтальном полете как реактивного самолета в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную маршевую реактивную тягу, но и выполнен после выполнения короткого или вертикального взлета при максимальном или нормальном взлетном весе в конфигурации турбовинтового самолета при горизонтальном или вертолета при вертикальном положении обтекателя или обтекателей ДНВ соответственно как с возможностью его преобразования в полетную конфигурации турбовинтового винтокрыла с винтовым или самолета с реактивным движителем при наклонном к вертикали или горизонтальном положении соответствующих обтекателей ДНВ, создающих подъемно-маршевую тягу без ПРС-R2 или с использованием ПРС-R2 при сложенных соосных или поперечных ДНВ, остановленных после разгонного режима полета диаметрально противоположных или параллельных лопастей ДНВ так, что их противолежащие лопасти, устанавливаясь во флюгерное положение при их размещении под противоположным углом ±45° к плоскости симметрии, одновременно складываются вперед по полету и горизонтально фиксируются при виде спереди в соответствующих квадрантах соответствующих обтекателей ДНВ и вдоль их корпусов, но и обратно.

Кроме того, в упомянутых ОПСВ и ДПСВ внешние секции их СЛК, выполненные от внешних бортов их НМГ как складывающимися вверх, так и снабженные отклоненными вверх развитыми треугольными в плане законцовками, а площадь их СЛК с консолями обратного сужения, уменьшая потери подъемной силы от их обдувки, препятствуя в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от ДНВ обратному его перетеканию, составляет 85…88,0% от суммарной площади СЛК и МГК, а в системе трансмиссии каждый их КГтД в упомянутой НМГ, в которой между ВОВ и ССТ соосно с двумя последними смонтирован промежуточный редуктор, имеющий продольные как входные валы, например, от двух ССТ, так и выходные соосные внешний и внутренний валы, передающие крутящий момент через муфты сцепления соответственно на ВОВ и посредством углового в плане редуктора, размещенного спереди ВОВ, и его поперечного синхронизирующего вала, проложенного в стреловидном МГК, на один соосный/два консольных Т-образных в плане редуктора, предающие в ДСНС-Х2/ДПНС-Х2 равновеликую мощность на ближний и дальний от обтекателя ДНВ/левый и правый ДНВ, вращающиеся при виде сверху в противоположные стороны соответственно против и по часовой стрелки, а для выполнения взлетно-посадочных режимов их полета как носовая и задние части фюзеляжа и гондол ЛСК оснащены передней и двумя главными задними стойками трехопорного колесного шасси, убирающегося в их отсеки с автоматическими пилообразными створками, так и внутренние и внешние секции СЛК по обе стороны от односторонней НМГ и внутри задних их кромок снабжены равновеликими по длине крыльевыми полостями, имеющими на суммарной их длине, составляющей 1/5…1/4 от размаха СЛК, систему управления циркуляцией воздушного потока, обеспечивающую как отклонение вектора его тяги посредством реактивных сопел, так и направление от компрессора одностороннего КГтД сверхзвуковых воздушных потоков, которые, направляясь по соответствующим воздуховодам с их клапанами к каждой крыльевой полости, выдуваются или из нижнего ее подкрыльного сопла при открытой его нижней автоматической створке, образующей при ее закрытии нижнюю поверхность СЛК, создавая сбалансированную подъемную силу на режимах ВВП и зависания, либо из полости через реактивные верхние щелевые сопла, размещенные над округлой задней кромкой СЛК обтекаемой формы несущего профиля, увеличивающие, используя эффект Коанда и выполняя роль реактивных закрылков, подъемную силу СЛК на режимах КВП, исключающие механическое отклонение и подвижные их зазоры, уменьшая эффективную площадь рассеивания, а в полетной их конфигурации реактивного самолета изменение балансировки по тангажу, курсу и крену создается соответственно синфазным и дифференциальным одновременным отклонением в двух КГтД их реактивных сопел с упомянутыми ВУВТ обоих вертикально вверх-вниз, обоих горизонтально влево-вправо и вертикально одного вверх, а другого вниз, а на режимах ВВП и зависания в ДСНС-Х2/ДПНС-Х2 оба их ДНВ выполнены с жестким креплением лопастей и без автомата их перекоса, изменение при этом балансировки по курсу, но и крену или тангажу, обеспечивается дифференциальным изменением соответственно крутящих моментов соосных/поперечных ДНВ, но и подъемной тяги на противолежащих парах левых-правых или передних-задних подкрыльных соплах соответствующих секций СЛК, а возникающий пикирующий момент при этом парируется отклонением на отрицательный угол цельно-поворотных стреловидных полустабилизаторов, работающих в зоне обдува ДНВ, смонтированных вниз и к плоскости симметрии, но и на концах НМГ и параллельно законцовкам ЛСК, причем на режимах ВВП и зависания ОПСВ и ДПСВ при удельной нагрузке на мощность их СУ, составляющей ρ_N=1,875 кг/л.с., каждая их ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего систему управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности в ДСНС-Х2/ ДПНС-Х2, составляющей ρ_BT=1,23, включает режимы работы ССТ как взлетный, так и чрезвычайный режим (BP и ЧР) при отборе потребной ее мощности на привод их ДНВ соответственно как от четырех работающих ССТ, так и от трех из работающих ССТ с автоматическим выравниванием и перераспределением оставшейся мощности между ДНВ при отказе соответствующей ССТ в КГтД, например, даже в последнем случае после автоматического включения ЧР работы оставшихся в работе ССТ, которые при удельной вертикальной тяговооруженности в ДСНС-Х2/ДПНС-Х2, составляющей ρ_BT=1,18 или ρ_BT=1,1, обеспечит два режима аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 минут или 30 минут соответственно, а в каждой их ССТ система УФБП содержит: один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для выявления данных, касающихся расхода воздуха (G_B, кг/с) через компрессор ССТ, температуры газов (Т_Г, К) перед турбиной ССТ, суммарной степени сжатия (К) компрессора, а также один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для обнаружения относительного положения и их фюзеляжа, и дисков вращения их ДНВ для относительного их положения относительно уровня земли или поверхности посадочной площадки, а также различных препятствий на пути следящего их безопасного снижения; компьютер управления полетом, расположенный в их БСУ и находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, компьютер управления полетом сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между их фюзеляжем с его колесным шасси и уровнем земли или поверхностью посадочной площадки; сравнить относительную позицию их фюзеляжа и несущей их системы с выбранной относительной их позицией; определить скорость управляемого снижения, необходимую для их перемещения в выбранное относительное положение; преобразовать скорость следящего устройства во входы управления полетом; а также обеспечить прямое управляемое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, при этом несущий фюзеляж ДПСВ и ОПСВ имеет профилированную кормовую часть с V-образной в плане задней кромкой, снабженную обтекателем с задним и нижним отсеками, оснащенными выдвижной штангой магнитометра и опускаемой лебедкой на тросе под воду антенной гидроакустической станции, которые используются при барражирующем полете и зависании, выполнен соответственно без и с кабиной пилотов, снабженной внутри видеокамерами с автономными манипуляторами, подключаемыми к органам управления ОПСВ, имеет скошенные боковые стороны по всей его длине, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуя при виде спереди ромбовидное поперечное сечение, большая часть которого располагается над средней линией СЛК, имеющего в интегрированных с фюзеляжем корневых его наплывах несущие части грузового или пассажирского салона, но и отсеки внутреннего вооружения с автоматическими их пилообразными створками и их ПУ с закрепленными на них авиационными противолодочными или противокорабельными ракетами (АПР или ПКР) и УР воздух-воздух, а их комплекс вооружения имеет авиационные пушку или крупнокалиберный многоствольный пулемет, установленный в обтекателе носовой части фюзеляжа и поражающие дозвуковые ударные БЛА и крылатые ракеты, а их планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, причем при противолодочной обороне ОПСВ и ДПСВ, использующие полетную конфигурацию винтокрыла, применяется выдвижной магнитометр ОПСВ в процессе наведения одной или двух АПР залпа на цель с автоматическим определением значения вводимого адаптивного угла упреждения, который при сближении с целью корректируется, при этом введение угла упреждения в двух плоскостях осуществляется за счет разворота оси диаграммы направленности акустической головки электронным способом, обеспечивающим попадание одной или двумя АПР залпа преимущественно в прочный корпус подводной лодки-цели, причем при противокорабельной обороне ОПСВ и ДПСВ, которые в конфигурации реактивного самолета в их бомбоотсеках на ПУ несут ПКР Х-35У или Х-38М для создания буферной безопасной авиазоны между головным ОПСВ и ПВО надводного корабля-цели, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М/Х-35У с 40/130 до 400 км, при этом с головного ОПСВ его радаром типа Н036 обеспечивается [см. https://vpk.name/library/f/h036.html] целеуказание, а управление ДПСВ - вторым пилотом ОПСВ, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны ДПСВ - станцию активных электронных помех, причем упомянутая БСУ ОПСВ, выполненного с электродистанционной системой управления, реагирующей по меньшей мере на одну из систем автономного управления полетом, дистанционного управления оператором, управления пилотом и/или их комбинации, снабжена возможностью опционального его управления пилотами из двухместной кабины, но и его использования в составе авиагруппы в качестве головного с более чем, например, двумя ДПСВ, более чем один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет его системой автопилота в следящем полете маневры головного ОПСВ, а другой - управляется вторым пилотом-оператором с ОПСВ, а затем наоборот, причем при отсутствии вмешательства пилота-оператора система автопилота ведомого ДПСВ выполняет управление полетом в соответствии с командами текущего состояния, повторяющими профиль полета и изменение маршрута головного ОПСВ, при этом в случае возникновения внештатной ситуации, то для устранения непредвиденных проблем с безопасностью выполнения следящего полета пилот-оператор принимает на себя непосредственное управление ведомым ДПСВ, отменяя команды текущего состояния, выдаваемые автопилотом при автономной работе следящего полета, причем система управления формированием относительной позиции в следящем полете, содержащая один или несколько датчиков, расположенных на ведомом ДПСВ, сконфигурированы для обнаружения данных, касающихся его положения относительно положения головного ОПСВ, имеющего компьютер управления полетом, находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, содержащий дополнительный сенсорный компьютер, который сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между ведомым ДПСВ и головным ОПСВ; сравнить относительную позицию с выбранной относительной позицией; определить скорость ведомого ДПСВ, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовывать скорость следящего устройства во входы управления полетом; ограничивать прямое перемещение ведомого ДПСВ относительно ОПСВ, обеспечивающего через входы его компьютера управления полетом относительное их безопасное положение в совместном полете, при этом каждый сенсорный компьютер предыдущего и последующего из ведомых ДПСВ, сконфигурированные для восприятия акустических сигналов, имеет память, содержащую: данные, представляющие по меньшей мере одну траекторию полета головного ОПСВ и предыдущего ДПСВ; данные, представляющие как минимум один профиль их совместного полета; программные инструкции, выполняемые процессором, для расчета их группового полета, чтобы исполнить по меньшей мере текущий маршрут полета и по меньшей мере его профиль полета, и сохранять текущий полет в памяти; программные инструкции, выполняемые процессором для полета каждого ДПСВ в соответствии с текущим профилем полета; мультимодальная логика, выполняемая процессором для вычисления способности динамически адаптироваться к изменяющимся условиям или параметрам, включая способность к координации авиагруппы, распределенному тактическому управлению, распределенным по целям авиагруппы и/или полностью, повышая эффективность поочередной или одновременной атаки авиагруппы, интегрированы к автономному стратегическому роению.

Кроме того, в упомянутых ОПСВ и ДПСВ система управления формированием их относительной позиции в полете с одним или несколькими датчиками, включают в себя один или несколько ИК-датчиков, видеодатчиков, радиолокационных, лазерных и ультразвуковых датчиков, гидролокаторов, датчиков глобального позиционирования, а их компьютер управления полетом выполнен с дополнительным компьютером суммирования данных датчиков и каналом приема-передачи данных, расположенным на головном ОПСВ для получения глобальных данных о местоположении от ведомого ДПСВ, но и с возможностью преобразования изображений с каждого видеодатчика, обеспечивающего определение относительного положения, которое посредством триангуляции включает в себя определение относительного диапазона, азимута и угла места, причем компьютер суммирования данных датчиков и каналом передачи данных имеет многополосное радиочастотное оборудование с направленной антенной, способной по каналам закрытой связи передавать несколько видеопотоков, обеспечивать как сбор данных от каждого видеодатчика, так и преобразование изображений с каждого видеодатчика в относительное положение, которое определяет на основе глобального положения головного ОПСВ, передаваемого на ведомый ДПСВ, при этом компьютер суммирования данных полностью интегрирован в интерфейс пилота и системой управления ОПСВ, обеспечивающей следящий полет ведомого ДПСВ, который по необходимости может быть отключен посредством одного из входов интерфейса пилота для управления полетом, активации пилотом кнопки или переключателя управления, причем компьютер суммирования данных дополнительно снабжен возможностью его независимого действия, определяющего то, что полет головного ОПСВ небезопасен для относительного его положения от ведомого ДПСВ, но и отключающего формирование упомянутого следящего полета ведомым ДПСВ через компьютер управления полетом.

Кроме того, для горизонтального полета упомянутых ОПСВ и ДПСВ, достигая маршевой тяговооруженности первого уровня - 0,26 или второго - 0,343, используется мощность их СУ 36% или 54% от работающих КГтД соответственно в конфигурации турбовинтового или реактивного самолета, при этом в их конфигурации реактивного самолета, имея на высоте 11 км тяговооруженность 0,343 их СУ, достигается скорость полета 0,828 Маха (M), причем в их конфигурации реактивного самолета с углом стреловидности, например, χ=+50° и χ=+65° соответственно их CJIK и его передних наплывов в системе КЗК, имея на высоте 11 км тяговооруженность третьего 0,406 и четвертого уровня 0,51, используя соответственно 72% и 100% мощности СУ, достигается скорость М=0,88 и М=0,93 трансзвукового полета, причем каждый их КГтД в разнесенных НМГ снабжен перед упомянутым механизмом ВУВТ его реактивного сопла форсажной камерой, используемой на самолетных взлетных и горизонтальных сверхзвуковых режимах полета с передними за упомянутым ВОВ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками НМГ для дополнительного в нее подвода воздуха, что позволит с перегрузом 15% взлетного их веса на высоте полета 11 км повысить тяговоуроженность комбинированной СУ с 0,51 до 0,69 и скорость с М=0,86 до M=1,02 соответственно с транс- до сверхзвукового полета.

Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить палубную МАРС, имеющую группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП) корабельного базирования, включающую по меньшей мере один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) с более чем одним дистанционно пилотируемым самолетом-вертолетом (ДПСВ), используемую с более чем одной вертолетной площадки АНК, причем каждый ОПСВ и ДПСВ выполнен без вертикального оперения по гибридной схеме стреловидное летающее крыло (СЛК) V-образной в плане формы с углом прямой или переменной стреловидности по передней его кромке и содержит в двухвинтовой соосно- или поперечно-несущей системе (ДСНС или ДПНС) толкающие двухлопастные несущие винты (ДНВ) с изменяемым вектором тяги, установленные по оси в обтекателе или равноудаленные от оси симметрии с их перекрытием, равным a=1,33…1,4 в обтекателях цельно-поворотного межгондольного крыла (МГК), образующего с его размахом (L_мгк) систему крыльев замкнутого контура (КЗК) и смонтированного между надкрыльных мотогондол (НМГ) по их осям, установленных параллельно оси симметрии и на крыльевых гондолах СЛК, вынесенных от задней его кромки, имеющие равновеликие диаметры (D_днв), определяемые из соотношения: D_днв=(0,95…0,96)×L_мгк или D_днв=(0,61…0,62)×L_мгк, м соответственно в ДСНС-Х2 или ДПНС-Х2, создающие под СЛК и между его консолей при вертикальном положении их обтекателей соответствующую тягу на режимах ВВП и зависания, а при промежуточном и горизонтальном положении обтекателей с ДНВ - подъемно-маршевую и маршевую тягу соответственно на переходных режимах и для поступательного полета как турбовинтового самолета и интегрированных с гондолами СЖ, оснащены воздухозаборниками НМГ с регулируемым коническим центральным телом их комбинированных газотурбинных двигателей (КГтД), имеющих круглые сопла со всеракурсным управлением вектора тяги (ВУВТ), выполненных в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно кольцевой обтекатель с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) и, по меньшей мере, одной свободной силовой турбиной (ССТ), передающей взлетную мощность СУ на соответствующие соосные или поперечные ДНВ и/или каждый ВОВ, имеющий лопатки с большой круткой, работающие по тянущей схеме, создает при горизонтальном полете как реактивного самолета в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную маршевую реактивную тягу, но и выполнен после выполнения короткого или вертикального взлета при максимальном или нормальном взлетном весе в конфигурации турбовинтового самолета при горизонтальном или вертолета при вертикальном положении обтекателя или обтекателей ДНВ соответственно как с возможностью его преобразования в полетную конфигурации турбовинтового винтокрыла с винтовым или самолета с реактивным движителем при наклонном к вертикали или горизонтальном положении соответствующих обтекателей ДНВ, создающих подъемно-маршевую тягу без ПРС-R2 или с использованием ПРС-R2 при сложенных соосных или поперечных ДНВ, остановленных после разгонного режима полета диаметрально противоположных или параллельных лопастей ДНВ так, что их противолежащие лопасти, устанавливаясь во флюгерное положение при их размещении под противоположным углом ±45° к плоскости симметрии, одновременно складываются вперед по полету и горизонтально фиксируются при виде спереди в соответствующих квадрантах соответствующих обтекателей ДНВ и вдоль их корпусов, но и обратно. Все это позволит в реактивных ОПСВ и ДПСВ с системой КЗК и при наличии ВУВТ круглых реактивных сопел их КГтД упростить управляемость и обеспечить ее стабильность. В конфигурации турбовинтового винтокрыла и реактивного самолета с симметрично-сбалансированной соответственно несущей системой и КЗК, первая из них, управляя снижением скорости вращения ДНВ до 250 мин^-1 и 150 мин^-1 и углом атаки лопастей ДНВ, но и плоскостью их вращения, уменьшает вращательное сопротивления ДНВ на 12%. В системе КЗК ЛСК обратного сужения и стреловидное МГК имеют минимальные корневые и концевые их хорды в зоне максимальных индуктивных скоростей потока от ДНВ и максимальную их хорду вблизи осей вращения ДНВ, что уменьшает потери подъемной силы от обдувки ЛСК и препятствует обратному перетеканию воздушного потока. В случае отказа одной из ССТ на режиме зависания ОПСВ и ДПСВ их КГтД выполнены с автоматическим выравниванием и перераспределением оставшейся мощности ССТ между ДНВ, что упрощает управляемость и повышает безопасность. Система КЗК в ОПСВ и ДПСВ позволит в полетной конфигурации турбовинтового винтокрыла/реактивного самолета достичь скорости 550/880 км/ч. На форсажных режимах полета и высоте не менее 11 км в конфигурации сверхзвукового самолета со сложенными лопастями ДНВ вдоль обтекателей достигается скорость 1084 км/ч.

Предлагаемое изобретение МАРС с ОПСВ и ДПСВ, которые имеют в предпочтительном варианте ДПНС-Х2 и на гондолах СЛК две НМГ с КГтД, приводящие ДНВ и/или ВОВ в ПРС-R2, КГтД снабжены ВУВТ реактивных круглых сопел, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах спереди, сверху и сбоку соответственно а), б) и в):

а) в полетной конфигурации трансзвукового реактивного самолета с МГК и его обтекателями с поперечными ДНВ со сложенными их лопастями вдоль их горизонтально установленных обтекателей, пунктиром показаны ДНВ при выполнении ВВП;

б) в полетной конфигурации вертолета с двумя ДНВ, работающими совместно с реактивными подкрыльными соплами на СЛК и углом его стреловидности χ=+50°;

в) в полетной конфигурации турбовинтового винтокрыла с КГтД, приводящими в ДПНС-Х2 системой трансмиссии поперечные ДНВ, отклоненные от вертикали под углом 25°…45°, создающие подъемно-маршевую тягу при барражирующем полете.

Палубный МАРС представлен на фиг. 1 одним ОПСВ, выполнен по гибридной схеме и концепции ДПНС-Х2 с ПРС-R2, имеет планер из алюминиевых сплавов и композитного углепластика, фюзеляж 1 интегрирован с СЛК V-образной формы в плане, включающим внутренние 2 и внешние 3 его секции с их передними 4 и задними 5 реактивными закрылками, имеющими в их полостях воздуховод с клапаном 6, переключающим поток воздуха, направляемого от компрессора КГтД к подкрыльному 7_П или щелевым 7_Щ реактивным соплам в системе циркуляции сверхзвукового воздушного потока. Разнесенные НМГ 8, интегрированные с крыльевыми гондолами 9 ЛЗК 2-3, имеют спереди воздухозаборники их КГтД с конусным телом 10 на их входе и между ними цельно-поворотное МГК 11 с левым и правым обтекателями 12 и их 13-14 ДНВ соответственно (см. фиг. 1б). Снизу фюзеляжа 1 и крыльевых гондол 9 имеется трехопорное убирающееся шасси с передним 15 и задними 16 главными колесами. Поперечные левый 13 и правый 14 ДНВ имеют для компенсации реактивного крутящего момента на режимах ВВП и зависания противоположное их вращение соответственно против часовой и по часовой стрелки, выполнены без автоматов перекоса, жестким креплением их лопастей, создающих подъемную тягу совместно с тягой подкрыльных 7_П сопел на реактивных закрылках 4-5 СЛК 2-3 в системе КЗК.

В комбинированной СУ каждый КГтД имеет внешний с ВОВ и внутренний с ССТ контуры, выполнен для отбора мощности с передним выводом вала, связанным с промежуточным редуктором, выходные соосные внешний и внутренний валы которого передают крутящий момент через муфты сцепления соответственно на ВОВ и угловой в плане редуктор с его поперечным синхронизирующим валом, проложенным в консолях МГК, на два Т-образных в плане редуктора ДНВ 13-14, но и содержит реактивное круглое сопло 17 с ВУВТ, передние 18 и задние 19 управляемые створки, работающие на форсажных режимах для дополнительного подвода воздуха в каждую НМГ 8. В системе КЗК ее МГК 11 повышает жесткость СЛК 2-3, внешние 3 складывающиеся вверх над НМГ 8 секции которого снабжены отклоненными вверх развитыми треугольными в плане законцовками 20, имеющими в изгибах СЛК 2-3 пару передних 21 и пару задних 22 ИК-излучателей с ИК-приемниками. БСУ ОПСВ снабжена возможностью опционального его управления пилотами из двухместной носовой кабины 23, а на концах НМГ 8 смонтированы цельно-поворотные внутренние стреловидные полустабилизаторы 24, отклоненные вниз и к плоскости симметрии.

Управление ОПСВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага ДНВ 13-14 и отклонением в КГтД реактивных сопел 17 с ВУВТ или полу стабилизаторов 24. При крейсерском скоростном или высокоскоростном полете в конфигурации винтокрыла или самолета подъемная сила создается ДНВ 13-14 с СЛК 2-3 и МГК 11 или СЖ 2-3 с МГК 11, маршевая тяга - винтами ДНВ 13-14 или ПРС-R2 через сопла 17 с ВУВТ в КГтД, на режиме перехода - СЛК 2-3 с МГК 11 и ДНВ 13-14. При создании подъемно-наклонной тяги ДНВ 13-14 (см. рис. 1в) обеспечиваются режимы КВП, при котором в крыльевых полостях закрылок 4-5 сверхзвуковой воздушный поток выдувается из щелевых сопел 7_Щ (см. сечение А-А), образуя эффект Коанда, повышают подъемную силу ЛСК 2-3. На режимах ВВП и зависания каждый ДНВ 13-14 выполнен с жестким креплением их лопастей и без автомата их перекоса, обеспечивает изменение балансировки по курсу и крену или тангажу, которое создается соответственно дифференциальным изменением тяги как поперечных ДНВ 13-14, так и на противолежащих парах левых-правых или передних-задних подкрыльных 7_П сопел закрылок 4-5 секций СЛК 2-3 (см. фиг. 1б). После вертикального взлета и набора высоты выполняется разгонный полет на скоростях более 300…350 км/ч и осуществляется соответствующее уменьшение оборотов вращения ДНВ 13-14. По мере разгона с ростом подъемной силы СЛК 2-3 с МГК 11 подъемная сила двух ДНВ 13-14 уменьшается. При достижении скоростей полета 450…500 км/ч и для перехода в конфигурацию реактивного самолета обтекатели 12 устанавливаются горизонтально с остановкой во флюгерном положении противолежащих лопастей ДНВ 13-14, которые размещены под противоположным углом ±45° к плоскости симметрии, затем одновременно складываются вперед по полету и фиксируются при виде спереди в соответствующих квадрантах обтекателей 12 и вдоль их корпусов (см. фиг. 1a). При создании реактивной тяги соплами 17 производится горизонтальный полет ОПСВ в конфигурации реактивного самолета, при котором изменение балансировки по тангажу, курсу и крену создается соответственно синфазным и дифференциальным одновременным отклонением реактивных сопел 17 КГтД с ВУВТ обоих вертикально вверх-вниз, обоих горизонтально влево-вправо и вертикально одного вверх, а другого вниз.

Таким образом, реактивный ОПСВ с КЗК, КГтД в НМГ, имеющий для создания вертикальной тяги поперечные ДНВ или горизонтальной тяги ВОВ соответственно с работающими ДНВ или сложенными их лопастями, представляет собой конвертоплан с поперечными ДНВ на поворотном МГК и ПРС-R2. Система КЗК с СЖ и МГК увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ при преобразовании в реактивный самолет со сложенными лопастями ДНВ вдоль их обтекателей. СЛК V-образной в плане формы позволит уменьшить вес планера, выполненного по малозаметной технологии с радиопоглощающими материалами, увеличить взлетный вес на 17%, экономию на 20% топлива либо дальность полета на 29% при сохранении взлетного веса и выполнения барражирующего полета со скоростью 550 км/ч, но и обеспечивающего скорость захода на посадку в 72-80 км/ч при угле атаки α=15,9°

Кроме того, принцип увеличения подъемной силы СЛК, особенно, V-образной в плане формы в реактивных ОПСВ и ДПСВ на взлетно-посадочных или маневрирования на вертолетных и самолетных режимах их полета обеспечивается соответственно тремя способами без использования отклонения механических закрылков или работы автоматов перекоса на соосных/поперечных ДНВ и отклонения механических элеронов с элевонами. Вместо этого сверхзвуковые воздушные потоки отбираются от каждого КГтД и направляются через реактивные щелевые сопла закрылок СЛК и круглые сопла КГтД с ВУВТ для управления полетом. Эти новые методы управления устраняют традиционную необходимость в сложных механических подвижных частях, используемых для перемещения закрылков, элеронов и элевонов и управления ОПСВ и ДПСВ во время полета, но и позволяют маневрировать при помощи дифференциального изменения силы тяги на противолежащих парах подкрыльных сопел СЛК.

Несомненно, широкое применение в комбинированной СУ двух КГтД с ВОВ, в конструкции которых, используя турбины от ТРДД типа НК-12М, Д-30КП, позволит сократить сроки освоения ряда трансзвуковых ОПСВ и ДПСВ (см. табл. 1) для блочно-модульных МАРС, базируемых на АНК, повышающих их боевую устойчивость и безопасность, создающих буферную авиазону между ПВО НК-цели и АНК, и ОПСВ.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям авиационных ракетных комплексов. Малозаметная авиационно-ракетная система снабжена группой опционально и дистанционно пилотируемых самолетов-вертолетов, выполненных по схеме летающее крыло. Крыло выполнено стреловидным V-образной в плане формы с двумя надкрыльными мотогондолами, в которых расположены комбинированные газотурбинные двигатели со свободными силовыми турбинами, приводящими два поперечно расположенных толкающих двухлопастных несущих винта (ДНВ) в обтекателях цельно-поворотного межгондольного крыла и/или в кольцевых обтекателях выносные вентиляторы, создающие пропульсивно-реактивную тягу. Самолет-вертолет выполнен с возможностью преобразования после вертикального/короткого взлета с конфигурации винтокрыла/вертолета в реактивный самолет со сложенными лопастями и после посадки на палубу АНК в походную конфигурацию при сложенных вверх концевых частях крыла. Обеспечивается повышение скорости и дальности полета, увеличение вероятности поражения надводной или подводной цели, расположенной на большой дальности. 3 з.п. ф-лы, 1 табл., 3 ил.

1. Малозаметная авиационно-ракетная система с беспилотным летательным аппаратом (БЛА), имеющим фюзеляж, пусковое устройство (ПУ) с управляемой ракетой (УР), крыло с органами его управления, двигатель силовой установки (СУ), бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую телемеханическое управление с командного пункта авианесущего корабля (АНК), отличающаяся тем, что она имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП) корабельного базирования, включающую по меньшей мере один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) с более чем одним дистанционно пилотируемым самолетом-вертолетом (ДПСВ), используемую с более чем одной вертолетной площадки АНК, причем каждый ОПСВ и ДПСВ выполнен без вертикального оперения по гибридной схеме стреловидное летающее крыло (СЛК) V-образной в плане формы с углом прямой или переменной стреловидности по передней его кромке и содержит в двухвинтовой соосно- или поперечно-несущей системе (ДСНС или ДПНС) толкающие двухлопастные несущие винты (ДНВ) с изменяемым вектором тяги, установленные по оси в обтекателе или равноудаленные от оси симметрии с их перекрытием, равным а=1,33…1,4 в обтекателях цельно-поворотного межгондольного крыла (МГК), образующего с его размахом (L_мгк) систему крыльев замкнутого контура (КЗК) и смонтированного между надкрыльных мотогондол (НМГ) по их осям, установленных параллельно оси симметрии и на крыльевых гондолах СЛК, вынесенных от задней его кромки, имеющие равновеликие диаметры (D_днв), определяемые из соотношения: D_днв=(0,95…0,96)×L_мгк или D_днв=(0,61…0,62)×L_мгк, м соответственно в ДСНС-Х2 или ДПНС-Х2, создающие под СЛК и между его консолей при вертикальном положении их обтекателей соответствующую тягу на режимах ВВП и зависания, а при промежуточном и горизонтальном положении обтекателей с ДНВ - подъемно-маршевую и маршевую тягу соответственно на переходных режимах и для поступательного полета как турбовинтового самолета и интегрированных с гондолами СЛК, оснащены воздухозаборниками НМГ с регулируемым коническим центральным телом их комбинированных газотурбинных двигателей (КГтД), имеющих круглые сопла со всеракурсным управлением вектора тяги (ВУВТ), выполненных в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно, кольцевой обтекатель с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) и, по меньшей мере, одной свободной силовой турбиной (ССТ), передающей взлетную мощность СУ на соответствующие соосные или поперечные ДНВ и/или каждый ВОВ, имеющий лопатки с большой круткой, работающие по тянущей схеме, создает при горизонтальном полете как реактивного самолета в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную маршевую реактивную тягу, но и выполнен после выполнения короткого или вертикального взлета при максимальном или нормальном взлетном весе в конфигурации турбовинтового самолета при горизонтальном или вертолета при вертикальном положении обтекателя или обтекателей ДНВ соответственно как с возможностью его преобразования в полетную конфигурации турбовинтового винтокрыла с винтовым или самолета с реактивным движителем при наклонном к вертикали или горизонтальном положении соответствующих обтекателей ДНВ, создающих подъемно-маршевую тягу без ПРС-R2 или с использованием ПРС-R2 при сложенных соосных или поперечных ДНВ, остановленных после разгонного режима полета диаметрально противоположных или параллельных лопастей ДНВ так, что их противолежащие лопасти, устанавливаясь во флюгерное положение при их размещении под противоположным углом ±45° к плоскости симметрии, одновременно складываются вперед по полету и горизонтально фиксируются при виде спереди в соответствующих квадрантах соответствующих обтекателей ДНВ и вдоль их корпусов, но и обратно.

2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что в упомянутых ОПСВ и ДПСВ внешние секции их СЛК, выполненные от внешних бортов их НМГ как складывающимися вверх, так и снабженными отклоненными вверх развитыми треугольными в плане законцовками, а площадь их СЛК с консолями обратного сужения, уменьшая потери подъемной силы от их обдувки, препятствуя в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от ДНВ обратному его перетеканию, составляет 85…88,0% от суммарной площади СЛК и МГК, а в системе трансмиссии каждый их КГтД в упомянутой НМГ, в которой между ВОВ и ССТ соосно с двумя последними смонтирован промежуточный редуктор, имеющий продольные как входные валы, например, от двух ССТ, так и выходные соосные внешний и внутренний валы, передающие крутящий момент через муфты сцепления соответственно на ВОВ и посредством углового в плане редуктора, размещенного спереди ВОВ, и его поперечного синхронизирующего вала, проложенного в стреловидном МГК, на один соосный/два консольных Т-образных в плане редуктора, предающие в ДСНС-Х2/ДПНС-Х2 равновеликую мощность на ближний и дальний от обтекателя ДНВ/левый и правый ДНВ, вращающиеся при виде сверху в противоположные стороны соответственно против и по часовой стрелке, а для выполнения взлетно-посадочных режимов их полета как носовая и задние части фюзеляжа и гондол ЛСК оснащены передней и двумя главными задними стойками трехопорного колесного шасси, убирающегося в их отсеки с автоматическими пилообразными створками, так и внутренние и внешние секции СЛК по обе стороны от односторонней НМГ и внутри задних их кромок снабжены равновеликими по длине крыльевыми полостями, имеющими на суммарной их длине, составляющей 1/5…1/4 от размаха СЛК, систему управления циркуляцией воздушного потока, обеспечивающую как отклонение вектора его тяги посредством реактивных сопел, так и направление от компрессора одностороннего КГтД сверхзвуковых воздушных потоков, которые, направляясь по соответствующим воздуховодам с их клапанами к каждой крыльевой полости, выдуваются или из нижнего ее подкрыльного сопла при открытой его нижней автоматической створке, образующей при ее закрытии нижнюю поверхность СЛК, создавая сбалансированную подъемную силу на режимах ВВП и зависания, либо из полости через реактивные верхние щелевые сопла, размещенные над округлой задней кромкой СЖ обтекаемой формы несущего профиля, увеличивающие, используя эффект Коанда и выполняя роль реактивных закрылков, подъемную силу СЛК на режимах КВП, исключающие механическое отклонение и подвижные их зазоры, уменьшая эффективную площадь рассеивания, а в полетной их конфигурации реактивного самолета изменение балансировки по тангажу, курсу и крену создается соответственно синфазным и дифференциальным одновременным отклонением в двух КГтД их реактивных сопел с упомянутыми ВУВТ обоих вертикально вверх-вниз, обоих горизонтально влево-вправо и вертикально одного вверх, а другого вниз, а на режимах ВВП и зависания в ДСНС-Х2/ДПНС-Х2 оба их ДНВ выполнены с жестким креплением лопастей и без автомата их перекоса, изменение при этом балансировки по курсу, но и крену или тангажу обеспечивается дифференциальным изменением соответственно крутящих моментов соосных/поперечных ДНВ, но и подъемной тяги на противолежащих парах левых-правых или передних-задних подкрыльных соплах соответствующих секций СЛК, а возникающий пикирующий момент при этом парируется отклонением на отрицательный угол цельноповоротных стреловидных полустабилизаторов, работающих в зоне обдува ДНВ, смонтированных вниз и к плоскости симметрии, но и на концах НМГ и параллельно законцовкам ЛСК, причем на режимах ВВП и зависания ОПСВ и ДПСВ при удельной нагрузке на мощность их СУ, составляющей ρ_N=1,875 кг/л.с., каждая их ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего систему управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности в ДСНС-Х2/ДПНС-Х2, составляющей ρ_BT=1,23, включает режимы работы ССТ как взлетный, так и чрезвычайный режим (BP и ЧР) при отборе потребной ее мощности на привод их ДНВ соответственно как от четырех работающих ССТ, так и от трех из работающих ССТ с автоматическим выравниванием и перераспределением оставшейся мощности между ДНВ при отказе соответствующей ССТ в КГтД, например, даже в последнем случае после автоматического включения ЧР работы оставшихся в работе ССТ, которые при удельной вертикальной тяговооруженности в ДСНС-Х2/ДПНС-Х2, составляющей ρ_BT=1,18 или ρ_BT=1,1, обеспечит два режима аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 минут или 30 минут соответственно, а в каждой их ССТ система УФБП содержит: один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для выявления данных, касающихся расхода воздуха (G_B, кг/с) через компрессор ССТ, температуры газов (Т_Г, К) перед турбиной ССТ, суммарной степени сжатия (К) компрессора, а также один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для обнаружения относительного положения и их фюзеляжа, и дисков вращения их ДНВ для относительного их положения относительно уровня земли или поверхности посадочной площадки, а также различных препятствий на пути следящего их безопасного снижения; компьютер управления полетом, расположенный в их БСУ и находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, компьютер управления полетом сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между их фюзеляжем с его колесным шасси и уровнем земли или поверхностью посадочной площадки; сравнить относительную позицию их фюзеляжа и несущей их системы с выбранной относительной их позицией; определить скорость управляемого снижения, необходимую для их перемещения в выбранное относительное положение; преобразовать скорость следящего устройства во входы управления полетом; а также обеспечить прямое управляемое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, при этом несущий фюзеляж ДПСВ и ОПСВ имеет профилированную кормовую часть с V-образной в плане задней кромкой, снабженную обтекателем с задним и нижним отсеками, оснащенными выдвижной штангой магнитометра и опускаемой лебедкой на тросе под воду антенной гидроакустической станции, которые используются при барражирующем полете и зависании, выполнен соответственно без и с кабиной пилотов, снабженной внутри видеокамерами с автономными манипуляторами, подключаемыми к органам управления ОПСВ, имеет скошенные боковые стороны по всей его длине, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуя при виде спереди ромбовидное поперечное сечение, большая часть которого располагается над средней линией СЛК, имеющего в интегрированных с фюзеляжем корневых его наплывах несущие части грузового или пассажирского салона, но и отсеки внутреннего вооружения с автоматическими их пилообразными створками и их ПУ с закрепленными на них авиационными противолодочными или противокорабельными ракетами (АПР или ПКР) и УР воздух-воздух, а их комплекс вооружения имеет авиационные пушку или крупнокалиберный многоствольный пулемет, установленный в обтекателе носовой части фюзеляжа и поражающие дозвуковые ударные БЛА и крылатые ракеты, а их планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, причем при противолодочной обороне ОПСВ и ДПСВ, использующие полетную конфигурацию винтокрыла, применяется выдвижной магнитометр ОПСВ в процессе наведения одной или двух АПР залпа на цель с автоматическим определением значения вводимого адаптивного угла упреждения, который при сближении с целью корректируется, при этом введение угла упреждения в двух плоскостях осуществляется за счет разворота оси диаграммы направленности акустической головки электронным способом, обеспечивающим попадание одной или двумя АПР залпа преимущественно в прочный корпус подводной лодки-цели, причем при противокорабельной обороне ОПСВ и ДПСВ, которые в конфигурации реактивного самолета в их бомбоотсеках на ПУ несут ПКР Х-35У или Х-38М для создания буферной безопасной авиазоны между головным ОПСВ и ПВО надводного корабля-цели, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М/Х-35У с 40/130 до 400 км, при этом с головного ОПСВ его радаром типа Н036 обеспечивается целеуказание, а управление ДПСВ - вторым пилотом ОПСВ, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны ДПСВ - станцию активных электронных помех, причем упомянутая БСУ ОПСВ, выполненного с электродистанционной системой управления, реагирующей по меньшей мере на одну из систем автономного управления полетом, дистанционного управления оператором, управления пилотом и/или их комбинации, снабжена возможностью опционального его управления пилотами из двухместной кабины, но и его использования в составе авиагруппы в качестве головного с более чем, например, двумя ДПСВ, более чем один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет его системой автопилота в следящем полете маневры головного ОПСВ, а другой - управляется вторым пилотом-оператором с ОПСВ, а затем наоборот, причем при отсутствии вмешательства пилота-оператора система автопилота ведомого ДПСВ выполняет управление полетом в соответствии с командами текущего состояния, повторяющими профиль полета и изменение маршрута головного ОПСВ, при этом в случае возникновения внештатной ситуации, для устранения непредвиденных проблем с безопасностью выполнения следящего полета, пилот-оператор принимает на себя непосредственное управление ведомым ДПСВ, отменяя команды текущего состояния, выдаваемые автопилотом при автономной работе следящего полета, причем система управления формированием относительной позиции в следящем полете, содержащая один или несколько датчиков, расположенных на ведомом ДПСВ, сконфигурирована для обнаружения данных, касающихся его положения относительно положения головного ОПСВ, имеющего компьютер управления полетом, находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, содержащий дополнительный сенсорный компьютер, который сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между ведомым ДПСВ и головным ОПСВ; сравнить относительную позицию с выбранной относительной позицией; определить скорость ведомого ДПСВ, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовывать скорость следящего устройства во входы управления полетом; ограничивать прямое перемещение ведомого ДПСВ относительно ОПСВ, обеспечивающего через входы его компьютера управления полетом относительное их безопасное положение в совместном полете, при этом каждый сенсорный компьютер предыдущего и последующего из ведомых ДПСВ, сконфигурированные для восприятия акустических сигналов, имеет память, содержащую: данные, представляющие по меньшей мере одну траекторию полета головного ОПСВ и предыдущего ДПСВ; данные, представляющие как минимум один профиль их совместного полета; программные инструкции, выполняемые процессором, для расчета их группового полета, чтобы исполнить по меньшей мере текущий маршрут полета и по меньшей мере его профиль полета, и сохранять текущий полет в памяти; программные инструкции, выполняемые процессором для полета каждого ДПСВ в соответствии с текущим профилем полета; мультимодальная логика, выполняемая процессором для вычисления способности динамически адаптироваться к изменяющимся условиям или параметрам, включая способность к координации авиагруппы, распределенному тактическому управлению, распределенным по целям авиагруппы и/или полностью, повышая эффективность поочередной или одновременной атаки авиагруппы, интегрированы к автономному стратегическому роению.

3. Система по п. 2, отличающаяся тем, что в упомянутых ОПСВ и ДПСВ система управления формированием их относительной позиции в полете с одним или несколькими датчиками включают в себя один или несколько ИК-датчиков, видеодатчиков, радиолокационных, лазерных и ультразвуковых датчиков, гидролокаторов, датчиков глобального позиционирования, а их компьютер управления полетом выполнен с дополнительным компьютером суммирования данных датчиков и каналом приема-передачи данных, расположенным на головном ОПСВ для получения глобальных данных о местоположении от ведомого ДПСВ, но и с возможностью преобразования изображений с каждого видеодатчика, обеспечивающего определение относительного положения, которое посредством триангуляции включает в себя определение относительного диапазона, азимута и угла места, причем компьютер суммирования данных датчиков и каналом передачи данных имеет многополосное радиочастотное оборудование с направленной антенной, способной по каналам закрытой связи передавать несколько видеопотоков, обеспечивать как сбор данных от каждого видеодатчика, так и преобразование изображений с каждого видеодатчика в относительное положение, которое определяет на основе глобального положения головного ОПСВ, передаваемого на ведомый ДПСВ, при этом компьютер суммирования данных полностью интегрирован в интерфейс пилота и системой управления ОПСВ, обеспечивающей следящий полет ведомого ДПСВ, который по необходимости может быть отключен посредством одного из входов интерфейса пилота для управления полетом, активации пилотом кнопки или переключателя управления, причем компьютер суммирования данных дополнительно снабжен возможностью его независимого действия, определяющего то, что полет головного ОПСВ небезопасен для относительного его положения от ведомого ДПСВ, но и отключающего формирование упомянутого следящего полета ведомым ДПСВ через компьютер управления полетом.

4. Система по любому из пп. 1, 2, отличающаяся тем, что для горизонтального полета упомянутых ОПСВ и ДПСВ, достигая маршевой тяговооруженности первого уровня - 0,26 или второго - 0,343, используется мощность их СУ 36% или 54% от работающих КГтД соответственно в конфигурации турбовинтового или реактивного самолета, при этом в их конфигурации реактивного самолета, имея на высоте 11 км тяговооруженность 0,343 их СУ, достигается скорость полета 0,828 Маха (М), причем в их конфигурации реактивного самолета с углом стреловидности, например, χ=+50° и χ=+65° соответственно их СЛК и его передних наплывов в системе КЗК, имея на высоте 11 км тяговооруженность третьего 0,406 и четвертого уровня 0,51, используя соответственно 72% и 100% мощности СУ, достигается скорость М=0,88 и М=0,93 трансзвукового полета, причем каждый их КГтД в разнесенных НМГ снабжен перед упомянутым механизмом ВУВТ его реактивного сопла форсажной камерой, используемой на самолетных взлетных и горизонтальных сверхзвуковых режимах полета с передними за упомянутым ВОВ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками НМГ для дополнительного в нее подвода воздуха, что позволит с перегрузом 15% взлетного их веса на высоте полета 11 км повысить тяговооруженность комбинированной СУ с 0,51 до 0,69 и скорость с М=0,86 до М=1,02 соответственно с транс- до сверхзвукового полета.