КОМПЛЕКС АВИАЦИОННЫЙ РАЗВЕДЫВАТЕЛЬНО - ПОРАЖАЮЩИЙ Российский патент 2020 года по МПК B64C37/00 B64C29/00 

Изобретение относится к комплексам авиационным разведывательно-поражающим с опционально и дистанционно пилотируемыми конвертируемыми самолетами интегральной компоновки, включающей летающее крыло, имеющее переменную и пилообразную стреловидности по передней и задней кромкам и на его консолях два комбинированных двигателя со свободными силовыми турбинами, приводящими поперечные две пары подъемных вентилятора (ПВ) и/или в кольцевых обтекателях вентиляторы, создающие при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) подъемную и/или пропульсивно-реактивную тягу с работающими или зафиксированными ПВ при автоматически открытых/закрытых верхних продольных створках и нижних поперечных жалюзи крыльевых кольцевых обтекателей в конфигурации реактивных самолетов при выполнении ВВП, КВП/горизонтальном полете, имеющих в бомбоотсеках фюзеляжа управляемые ракеты и складывающие внешние секции крыла после их посадки на палубу авианесущего корабля для их перевозки в его ангаре.

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

Известен разведывательно-ударный беспилотный самолет мод. "Taranis" британской компании "BAE Systems" выполнен по схеме летающее крыло с внутренними отсеками вооружения и без вертикального оперения, имеет один ТРДД с воздухозаборником, размещенным на его верхней части, и трехопорное убирающееся колесное шасси. Для трансзвукового полета "Taranis" его ТРДД Rolls-Royce Adour имеет реактивную тягу 4485 кгс, что обеспечивает при тяговооруженности 0,64 на высоте полета 11,5 км скорость 1060 км/ч. Взаимодействие аэродинамических, структурных и управляющих реакций - является ахиллесовой пятой "Taranis" в схеме летающее крыло. Для обеспечения контроля его управляемости, особенно, в направлении всех трех осей управления - тангаж, крен и рыскание, имеются шесть интегрированных поверхностей управления полетом на задней его кромке. Эффект интегрированных поверхностей меняется в зависимости от оси управления, особенно, при изменении балансировки по рысканию, которое зависит от угла относительного встречного потока при соответствующем отклонении внешних интерцепторов, вызывающих постоянные управляющие реакции компьютера управления, что в отсутствии всеракурсного отклоняемого сопла ТРДД усложняет управляемость и не обеспечивает ее стабильность. Все это также ограничивает возможность дальнейшего увеличения скорости и дальности полета, улучшения весовой отдачи и повышения целевой нагрузки (ЦН).

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является британский противолодочный авиационный комплекс (ПАК) "Icara" с беспилотным летательным аппаратом (БЛА) [http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/ikara/ikara.shtml], 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 (КП) 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) Мк.44. Летные характеристики: максимальная и минимальная высота полета соответственно 300 м и 15-20 м. Ввиду значительного веса БЛА с торпедой Мк.44 составляющего 1480 кг (при массе 13% целевой нагрузки -торпеды 196 кг, ее длине 2,57 м и диаметре 324 мм) и малых дальности 24 км и скорости полета 140-240 м/с, а боевой части (торпеды - 30 узлов и дальность хода 5 км).

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

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном палубном ПАК "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 для повторного использования.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного ПАК "Icara", наиболее близкой к нему, являются наличие того, что комплекс авиационный разведывательно-поражающий (КАРП) имеетг руппу аппаратов вертикального взлета и посадки корабельного базирования, включающую более чем один опционально пилотируемый конвертируемый самолет (ОПКС) с более чем одним дистанционно пилотируемым конвертируемым самолетом (ДПКС), используемую более чем с одной вертолетной площадки авианесущего корабля (АНК), причем каждый ДПКС и ОПКС выполнен без вертикального оперения и по интегральной компоновке с плавным сопряжением фюзеляжа и крыла с наплывами, образующими единую несущую конструкцию - летающее крыло, имеющее переменную и пилообразную стреловидности соответственно по передней и задней кромкам и в его межгондольных частях два передних и два задних подъемных вентилятора (ПВ), равноудаленных в плане от центра масс и применяемых только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, имеющих автоматически открываемые/закрываемые верхние продольные пары полукруглых створок и нижние поперечные жалюзи-рули, обеспечивающие свободный доступ воздуха в соответствующие крыльевые кольцевые обтекатели (ККО) и выхода воздушного потока из них и образующие после их закрывания соответствующие поверхности крыла, но и снабжен, по меньшей мере, двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), левый и правый из которых смонтированы на соответствующих консолях крыла в его крыльевых мотогондолах (КМГ), оснащены воздухозаборниками с регулируемым коническим центральным телом и круглыми соплами со всеракурсным управлением вектором тяги (ВУВТ) и выполнены в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) в кольцевом обтекателе (КО) и, по меньшей мере, одной свободной силовой турбиной (ССТ), передающей взлетную мощность СУ на соответствующие ПВ в ККО и/или ВОВ, имеющий лопатки с большой их круткой, работающий по тянущей схеме, создает в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную тягу при выполнении вертикального и короткого взлета или горизонтальном поступательном полете, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии ВВП и/или КВП с соответствующего самолета с двумя КГтД, приводящими две пары ПВ и/или в КО передние ВОВ, создающие при этом подъемную и/или пропульсивно-реактивную тягу с работающими/зафиксированными четырьмя ПВ при автоматически открытых/закрытых верхних створок и нижних жалюзи-рулей их ККО в конфигурации реактивных сверх- или трансзвукового самолета соответственно при нормальном или максимальном взлетном весе, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки как по тангажу и курсу поперечные нижние жалюзи-рули в каждом ПВ выполнены с возможностью их синфазного и дифференциального отклонения на углы вперед по полету -45° и назад +45° соответственно, так и по крену концевые части среднерасположенного крыла, имеющего складывающие вверх концевые части, снабженные отклоненными вверх треугольными в плане законцовками, имеющими в изгибах крыла две пары передних и задних инфракрасных (ИК) излучателей с ИК-приемниками, уменьшающие в 1,5…1,7 раза стояночную площадь от взлетной его площади, снабжены воздухоотводящими от компрессоров КГтД каналами и подкрыльными соплами, смонтированными на поперечной оси, проходящей в плане через центр масс, равноудаленными от последнего и создающими в системе холодного потока воздуха совместно с ПВ сбалансированную подъемную тягу и изменение балансировки по крену, причем круглые сопла с ВУВТ каждого КГтД в ПРС-R2 снабжены возможностью при синфазном и дифференциальном их отклонении обоих вертикально вверх или вниз, обоих горизонтально влево или вправо и вертикально одного вверх, а другого вниз изменять соответственно балансировку по тангажу, курсу и крену при горизонтальном поступательном полете ОПСВ и ДПСВ, при этом в системе трансмиссии каждый ее КГтД, в КМГ которого между ВОВ и ССТ смонтирован соосно с двумя последними промежуточный редуктор, имеющий продольный по его оси входной вал от ССТ и выходные продольный и поперечный валы, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ВОВ, а второй - через муфту сцепления крутящий момент на Т-образную в плане систему валов с синхронизирующим, связывающим поперечным валом левую и правую пары ПВ, перераспределяющий от взлетной мощности СУ по 50% между соответствующими парами ПВ или 36% и 72% между двумя ВОВ в КО соответственно при выполнении ВВП, зависания или барражирующего и трансзвукового полета.

Кроме того, планер ОПСВ и ДПСВ выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а скошенные боковые стороны верхней и нижней частей их фюзеляжа с уплощенной носовой его частью, образуя ромбовидное или пятигранное поперечное сечение фюзеляжа, имеющего, уменьшая эффективную площадь рассеивания, острую среднюю линию, непрерывно распространяющуюся от носа до его конца, а на режимах ВВП и их зависания при удельной нагрузке на мощность их СУ, составляющей ρ_N=1,36 кг/л.с, каждая их ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе свободной мощности на привод ПВ, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги между упомянутых подкрыльных сопел, при этом в каждой ССТ система управления формированием безопасного полета (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, причем ОПКС и ДПКС на их режимах ВВП и зависания упомянутые ПВ, имеющие противоположное направление их вращения между левыми и правыми ПВ, выполнены в виде многолопастных вентиляторов с широкими лопатками и большой их круткой, работают по тянущей схеме, а их фюзеляж снабжен в задней его части вдоль оси симметрии кормовым обтекателем с задним отсеком, имеющим на его конце выдвижную штангу магнитометра используемого при барражирующем их полете с авторотирующими ПВ при их отключении от привода трансмиссии и при работающих КГТД, создающих необходимую маршевую тягу, и при открытых верхних створках и нижних жалюзи-рулях, одновременно отклоненных назад по полету, при этом ОПКС и ДПКС, несущие авиационные противолодочные или противокорабельные ракеты (АПР или ПКР), обеспечивающие соответственно борьбу с подводной лодкой (ПЛ) или надводным кораблем (НК), размещены на упомянутых ПУ в бомбоотсеках фюзеляжа, причем при противолодочной обороне в ОПКС и ДПКС используется высокочувствительный магнитометр, имеющий магниточувствительный элемент, работающий на расстоянии 30 м от водной поверхности, и связанным с упомянутой БСУ в ОПКС и ДПКС, 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 по восьмиканальной закрытой связи на АНК и его КП для обработки в реальном масштабе времени, при этом в ОПКС и ДПКС упомянутая их БСУ имеет как радиоканал закрытой связи с АНК, так и радиолокационную станцию с передатчиком команд, оптико-электронную систему с двухканальным автоматом сопровождения цели и вычислительную систему с блоком автоматики многофункционального пульта управления, обеспечивающего при барражирующем полете самостоятельное нахождение ПЛ-цели, идентификации ее и принятие подтвержденного решения от оператора АНК об уничтожении им выбранных, причем при противокорабельной обороне ОПКС и ДПКС, использующие полетную конфигурацию реактивного самолета, несущие на упомянутых ПУ в их бомбоотсеках соответственно УР типа воздух-воздух и ПКР для создания буферной безопасной авиазоны между головным ОПКС и противовоздушной обороной (ПВО) НК-цели, увеличивающей радиус действия ПКР, например, типа Х-38М/Х-35У с 40/130 км до 400 км, при этом радаром типа Н036 [https://www.nasha-strana.info/archives/25587], размещенном в носовой части фюзеляжа головного ОПКС, обеспечивается целеуказание, а управление ДПКС- вторым пилотом ОПКС, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны -станцию активных электронных помех ДПКС, причем при достижении области, из которой будет поражена НК-цель, ДПКС произведет залп или поочередный запуск ПКР с коррекцией ошибки, накопленной комбинированной инерциальной системой управления по данным приемника сигналов спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС, на конечном участке полета ПКР используется ИК-головка ее самонаведения и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей, затем ДПКС на удалении 1195 км автоматически возвращается на АНК с вертикальной на его вертолетную площадку посадкой, при этом в ОПКС и ДПКС планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а их задние КМГ и фюзеляж снизу снабжены отсеками колесного шасси и бомбоотсеками, каждый их которых имеет автоматические створки с пилообразными поперечными и продольными их сторонами, а БСУ ОПКС снабжена возможностью опционального его управления пилотами из расположенных тандемом кабин фюзеляжа, но и его использования в составе авиагруппы в качестве головного, например, совместно с двумя ДПКС, один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет в следящем полете маневры головного ОПКС, а другой - управляется вторым пилотом с головного ОПКС, а затем наоборот, при этом система управления формированием относительной позиции в следящем полете, содержащая один или несколько датчиков, расположенных на ведомом ДПКС, сконфигурированы для обнаружения данных, касающихся его положения относительно положения головного ОПКС, 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 ДПКС и головным ОПКС; сравнить относительную позицию с выбранной относительной позицией; определить скорость ведомого ДПКС, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовывать скорость следящего устройства во входы управления полетом; ограничивать прямое перемещение ведомого ДПКС относительно головного ОПКС, обеспечивающего через входы его компьютера управления полетом относительное их безопасное положение в совместном полете.

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

Кроме того, для горизонтального полета ОПКС и ДПКС в конфигурации самолета, достигая маршевой тяговооруженности первого уровня - 0,275 и второго - 0,36, используется мощность их СУ 36% и 54% от работающих КГтД, при этом самолет, имея тяговооруженность 0,435 и 0,54, используется 72% и 100% мощности СУ, достигается на высоте 11 км скорость М=0,9 и М=0,93 трансзвукового самолета, при этом каждая КМГ перед механизмом ее ВУВТ снабжена форсажной камерой, используемой на самолетных режимах полета, совместно с передними за ВОВ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками КМГ для дополнительного в нее подвода воздуха, что позволит повысить тяговоуроженность их СУ с 0,54 до 0,69 и скорость с М=0,93 до М=1,04 соответственно с транс- до сверхзвукового полета.

Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить блочно-модульный КАРП, имеющий группу аппаратов вертикального взлета и посадки корабельного базирования, включающую более чем один опционально пилотируемый конвертируемый самолет (ОПКС) с более чем одним дистанционно пилотируемым конвертируемым самолетом (ДПКС), используемую более чем с одной вертолетной площадки авианесущего корабля (АНК), причем каждый ДПКС и ОПКС выполнен без вертикального оперения и по интегральной компоновке с плавным сопряжением фюзеляжа и крыла с наплывами, образующими единую несущую конструкцию - летающее крыло, имеющее переменную и пилообразную стреловидности соответственно по передней и задней кромкам и в его межгондольных частях два передних и два задних подъемных вентилятора (ПВ), равноудаленных в плане от центра масс и применяемых только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, имеющих автоматически открываемые/закрываемые верхние продольные пары полукруглых створок и нижние поперечные жалюзи-рули, обеспечивающие свободный доступ воздуха в соответствующие крыльевые кольцевые обтекатели (ККО) и выхода воздушного потока из них и образующие после их закрывания соответствующие поверхности крыла, но и снабжен, по меньшей мере, двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), левый и правый из которых смонтированы на соответствующих консолях крыла в его крыльевых мотогондолах (КМГ), оснащены воздухозаборниками с регулируемым коническим центральным телом и круглыми соплами со всеракурсным управлением вектором тяги (ВУВТ) и выполнены в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) в кольцевом обтекателе (КО) и, по меньшей мере, одной свободной силовой турбиной (ССТ), передающей взлетную мощность СУ на соответствующие ПВ в ККО и/или ВОВ, имеющий лопатки с большой их круткой, работающий по тянущей схеме, создает в про-пульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную тягу при выполнении вертикального и короткого взлета или горизонтальном поступательном полете, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии ВВП и/или КВП с соответствующего самолета с двумя КГтД, приводящими две пары ПВ и/или в КО передние ВОВ, создающие при этом подъемную и/или пропульсивно-реактивную тягу с работающими/зафиксированными четырьмя ПВ при автоматически открытых/закрытых верхних створок и нижних жалюзи-рулей их ККО в конфигурации реактивных сверх- или трансзвукового самолета соответственно при нормальном или максимальном взлетном весе, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки как по тангажу и курсу поперечные нижние жалюзи-рули в каждом ПВ выполнены с возможностью их синфазного и дифференциального отклонения на углы вперед по полету -45° и назад+45° соответственно, так и по крену концевые части среднерасположенного крыла, имеющего складывающие вверх концевые части, снабженные отклоненными вверх треугольными в плане законцовками, имеющими в изгибах крыла две пары передних и задних инфракрасных (ИК) излучателей с ИК-приемниками, уменьшающие в 1,5…1,7 раза стояночную площадь от взлетной его площади, снабжены воздухоотводящими от компрессоров КГтД каналами и подкрыльными соплами, смонтированными на поперечной оси, проходящей в плане через центр масс, равноудаленными от последнего и создающими в системе холодного потока воздуха совместно с ПВ сбалансированную подъемную тягу и изменение балансировки по крену, причем круглые сопла с ВУВТ каждого КГтД в ПРС-R2 снабжены возможностью при синфазном и дифференциальном их отклонении обоих вертикально вверх или вниз, обоих горизонтально влево или вправо и вертикально одного вверх, а другого вниз изменять соответственно балансировку по тангажу, курсу и крену при горизонтальном поступательном полете ОПСВ и ДПСВ, при этом в системе трансмиссии каждый ее КГтД, в КМГ которого между ВОВ и ССТ смонтирован соосно с двумя последними промежуточный редуктор, имеющий продольный по его оси входной вал от ССТ и выходные продольный и поперечный валы, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ВОВ, а второй - через муфту сцепления крутящий момент на Т-образную в плане систему валов с синхронизирующим, связывающим поперечным валом левую и правую пары ПВ, перераспределяющий от взлетной мощности СУ по 50% между соответствующими парами ПВ или 36% и 72% между двумя ВОВ в КО соответственно при выполнении ВВП, зависания или барражирующего и трансзвукового полета. Все это позволит освоить палубные КАРП с реактивными ОПКС и ДПКС, выполненными по схеме летающее крыло и снабженными КГтД с ВУВТ круглых реактивных сопел, упрощающих их управляемость и повышающих стабильность управления. В конфигураций реактивных самолета с симметрично-сбалансированной соответственно авторотирующей и несущей системах, первая из них снабжена многоскоростной автоматической коробкой передач, управляющей снижением скорости вращения ПВ до 150 мин^-1 и 100 мин^-1. Что приводит к уменьшению вращательного сопротивления ПВ на 15%. Поперечно-тандемное размещение четырех ПВ ККО вблизи цента масс обеспечивает предсказуемость и стабильность управления при висении, а оснащение на выходе ККО нижними жалюзи-рулями позволит упростить управление по крену, но и уменьшить вес планера, улучшить весовую отдачу и повысить дальность полета ОПКС и ДПКС корабельного базирования, выполненного по малозаметной технологии. Последнее увеличивает вероятность поражения подводной/надводной цели, повышает эффективность противолодочной/противокорабельной обороны, особенно, с авторотирующими четырьмя ПВ в ККО при барражирующем полете группы малозаметных ОПКС и ДПКС со скоростью 260 км/ч. Размещение двух КГтД в КМГ позволит в компоновке летающее крыло выполнить несущий фюзеляж с его профилем по толщине достаточном только для размещения в нем внутренних отсеков вооружения, что уменьшит аэродинамическое его сопротивление, но и в конфигурации реактивного самолета КВП/ВВП на форсажных режимах достичь на высоте полета 11 км транс- или сверхзвуковой скорости полета соответственно до 924 или 1105 км/ч.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения ОПКС в компоновке летающее крыло, представленное с двумя КМГ и их КГтД, приводящими две пары ПВ и/или ВОВ в ПРС-R2, снабжены ВУВТ реактивных круглых их сопел, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах спереди, сверху и сбоку соответственно а), б) и в):

а) в полетной конфигурации трансзвукового самолета при горизонтальном полете с закрытыми верхними створками и нижними жалюзи-рулями, организующими соответствующие поверхности крыла, с условным размещением концевых частей крыла, отклоненных вверх в стояночной конфигурации, показаны пунктиром;

б) в полетной конфигурации самолета ВВП с четырьмя ПВ, вращающимися в соответствующих ККО, смонтированных внутри крыла, имеющих открытые верхние створки и нижние жалюзи-рули передних и задних поперечно-тандемных ПВ;

в) в полетной конфигурации самолета КВП с поперечно-тандемными ПВ, двумя КГтД, приводящими через систему трансмиссии и главный крестообразный в плане главный редуктор, перераспределяющий мощность между ПВ и ВОВ в ПРС-R2.

Палубный КАРП с реактивными ОПКС и двумя ДПКС представлен на фиг. 1 одним ОПКС, выполненным по концепции поперечно-тандемного расположения четырех ПВ и технологии ПРС-R2, имеет планер, выполненный по малозаметной технологии из алюминиевых сплавов и композитного углепластика, содержит несущий фюзеляж 1, крыло 2 с его предкрылками 3, элевонами 4 и флапперонами 5. Концевые части 6 с развитыми треугольными в плане законцовками 7 образуют пилообразную в плане заднюю кромку крыла 2 с профилированной кормовой частью 8, снабженной по оси симметрии кормовым обтекателем 9, имеющим выдвижную штангу магнитометра и опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции (на фиг. 1 не показано). Каждый КГтД с ССТ установлен КМГ 10 приводит ВОВ в кольцевом обтекателе (КО) 11, имеющем воздухозаборник с регулируемым коническим телом 12, экранирующим лопатки ВОВ. Каждый КГтД с ВОВ и ССТ имеет ВУВТ круглого реактивного сопла 13 и передние и задние управляемые створки 14 КМГ 10 для дополнительного в нее подвода воздуха. В межгондольных частях крыла 2 смонтированы передние 15 и задние 16 ККО с левыми 17-18 и правыми 19-20 ПВ, имеющими противоположное их вращение, равноудалены в плане от центра масс. ККО 15-16 снабжены сверху полукруглыми створками 21 и снизу жалюзи-рулями 22, организующими соответствующие поверхности крыла 2.

Два КГтД в комбинированной СУ содержат реактивные круглые сопла 13 с ВУВТ, имеют отбор воздуха от компрессоров ССТ для подкрыльных сопел (ПС) 23 и передний вывод вала для отбора их мощности и ее передачи на промежуточные Т-образные в плане редукторы (на фиг. 1 не показаны), передающие крутящий момент через муфты сцепления поперечными или продольными валами соответственно на две Т-образные в плане системы валов с синхронизирующим, связывающим их поперечным валом, перераспределяющие от взлетной мощности СУ по 50% между левыми 17-18 и правыми 19-20 ПВ или 36% и 72% между двумя ВОВ в КО 11 соответственно при выполнении ВВП, зависания или барражирующего и трансзвукового полета.

Управление ОПКС обеспечивается в кабине 24 отклонением левого и правого круглого реактивного сопла 13 с ВУВТ в КГтД. При барражирующем или высокоскоростном полете в конфигурации реактивного самолета подъемная сила создается соответственно авторотирующими ПВ 17-20 с крылом 2 и крылом 2 с зафиксированными ПВ 17-20 при открытых и закрытых створках с 21 и жалюзи-рулями 22 (см. фиг. 1б) в ССРК, маршевая реактивная тяга - системой ПРС-R2 через реактивные сопла 13 с ВУВТ в КГтД, смонтированных в КМГ 10, на режиме перехода - крылом 2 с ПВ 17-20 и ПС 23. После создания подъемной тяги ПВ 17-20 с ПС 23 обеспечиваются режимы ВВП и зависания или КВП при создании реактивными соплами 13 с ВУВТ в КГтД требуемой маршевой тяги для поступательного полета (см. рис. 1a). При выполнении ВВП и зависания изменение балансировки по крену обеспечивается поочередным уменьшением тяги левого и правого ПС 23, а тангажу и курсу - соответственно синфазным и дифференциальным отклонением жалюзи-рулей 22 в ККО 15-16 (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 ПВ 17-20. По мере разгона с ростом подъемной силы крыла 2 подъемная сила ПВ 17-20 уменьшается. При достижении скоростей полета 400…450 км/ч и для перехода на самолетный режим полета ПВ 17-20 синхронно останавливаются, фиксируются при закрытых створках 21 и жалюзи-рулей 22. (см. фиг. 1б). При создании реактивной тяги круглыми реактивными соплами 13 производится высокоскоростной полет ОПКС, при котором изменение балансировку по тангажу, крену и курсу обеспечивается соответствующим отклонением реактивных сопел 13 с ВУВТ каждого КГтД в КМГ 10 или элевонами 4 и флапперонами 5 крыла 2, имеющего в его изгибах две пары передних и задних ИК-излучателей 25 с ИК-приемниками 26.

Таким образом, палубный КАРП с ОПКС и ДПКС, выполненными в виде летающего крыла с двумя КГтД, имеющими для создания вертикальной тяги четыре ПВ с ПС или горизонтальной тяги два ВОВ соответственно с работающими или зафиксированными ПВ, представляет собой конвертоплан с ВОВ и ПВ, ПС, изменяющий полетную конфигурацию посредством очередности и условий совместной их работы.

Интегральная компоновка летающее крыло с ПВ и ПС увеличивают показатели аэродинамических и структурных преимуществ при преобразовании в трансзвуковой самолет, особенно, с наличием двух КГтД с ВУВТ и их разнесенных круглых сопел. Это позволит уменьшить вес планера ДПКС, выполненного по малозаметной технологии с радиопоглощающими материалами, увеличить взлетный вес на 17% либо дальность полета на 29% при сохранении взлетного веса и обеспечить выполнение разведывательно-ударных операций в конфигурации крылатого автожира со скоростью 550 км/ч. Авиационная группа в составе КАРП, включающая однотипные ОПКС и ДПКС (см. табл. 1 тип 1.2), используемые поочередно с вертолетной площадки АКН, несущие в отсеках вооружения ОПКС/ДПКС по 6/4 штук АПР-3МЭ или ПКР типа Х-35УЭ. В КАРП головной ОПКС, который полностью оцифрован с использованием новейших технологий, включая и совместное использование пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов, так называемое manned and unmanned teaming (MUM-T), которое позволяет пилотам ОПКС контролировать траекторию полета группы ведомых ДПКС и их боевые нагрузки, обеспечивающие противолодочную или противокорабельную и/или противовоздушную оборону. Четвертый уровень MUM-T позволяет пилотам ОПКС не только получать реальные сенсорные изображения с авиагруппы ведомых ДПКС и управлять сенсорными и оружейными нагрузками, но и их навигацией и глобальным позиционированием при следящем полете.

Несомненно, широкое применение в комбинированной СУ КГтД с ВОВ, в конструкции которых, используя турбины от ТРДД моделей АЛ-31Ф-М и Д-30Ф-6, позволит, сокращая сроки освоения, создать широкое семейство ОПКС и ДПКС (см. табл. 1) для палубных КАРП, базируемых на АНК, повышающих их боевую устойчивость и безопасность, создающих буферную авиазону между ПВО НК-цели и АНК.

Изобретение относится к средствам военной блочно-модульной техники. Комплекс авиационный разведывательно-поражающий (КАРП), содержит беспилотный летательный аппарат, имеющий фюзеляж с отделяемой управляемой ракетой, крыло с органами его управления, двигатель силовой установки, бортовую систему управления, обеспечивающую телемеханическое управление с командного пункта корабля-носителя. КАРП, содержащий опционально и дистанционно пилотируемые конвертируемые самолеты интегральной компоновки, включающей летающее крыло, имеющее переменную и пилообразную стреловидности по передней и задней кромкам и на его консолях два комбинированных двигателя со свободными силовыми турбинами, приводящими две пары поперечных подъемных вентилятора (ПВ) и/или в кольцевых обтекателях передние вентиляторы, создающие при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) подъемную и/или пропульсивно-реактивную тягу с работающими или зафиксированными ПВ при автоматически открытых/закрытых верхних продольных створок и нижних поперечных жалюзи крыльевых кольцевых обтекателей в конфигурации реактивных самолетов при выполнении ВВП, КВП/горизонтальном полете, имеющих в бомбоотсеках фюзеляжа управляемые ракеты и складывающие внешние секции крыла после их посадки на палубу авианесущего корабля (АНК). Достигается увеличение весовой отдачи и боевой нагрузки, повышении скорости и дальности полета, увеличении вероятности поражения надводной, подводной и воздушной цели, расположенной на большой дальности. 3 з.п. ф-лы, 1 табл., 1 ил.

1. Комплекс авиационный разведывательно-поражающий с беспилотным летательным аппаратом, 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 (КП) корабля, отличающийся тем, что он имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки корабельного базирования, включающую более чем один опционально пилотируемый конвертируемый самолет (ОПКС) с более чем одним дистанционно пилотируемым конвертируемым самолетом (ДПКС), используемую более чем с одной вертолетной площадки авианесущего корабля (АНК), причем каждый ДПКС и ОПКС выполнен без вертикального оперения и по интегральной компоновке с плавным сопряжением фюзеляжа и крыла с наплывами, образующими единую несущую конструкцию - летающее крыло, имеющее переменную и пилообразную стреловидности соответственно по передней и задней кромкам и в его межгондольных частях два передних и два задних подъемных вентилятора (ПВ), равноудаленных в плане от центра масс и применяемых только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, имеющих автоматически открываемые/закрываемые верхние продольные пары полукруглых створок и нижние поперечные жалюзи-рули, обеспечивающие свободный доступ воздуха в соответствующие крыльевые кольцевые обтекатели (ККО) и выхода воздушного потока из них и образующие после их закрывания соответствующие поверхности крыла, но и снабжен, по меньшей мере, двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), левый и правый из которых смонтированы на соответствующих консолях крыла в его крыльевых мотогондолах (КМГ), оснащены воздухозаборниками с регулируемым коническим центральным телом и круглыми соплами со всеракурсным управлением вектором тяги (ВУВТ) и выполнены в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) в кольцевом обтекателе (КО) и, по меньшей мере, одной свободной силовой турбиной (ССТ), передающей взлетную мощность СУ на соответствующие ПВ в ККО и/или ВОВ, имеющий лопатки с большой их круткой, работающий по тянущей схеме, создает в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную тягу при выполнении вертикального и короткого взлета или горизонтальном поступательном полете, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии ВВП и/или КВП с соответствующего самолета с двумя КГтД, приводящими две пары ПВ и/или в КО передние ВОВ, создающие при этом подъемную и/или пропульсивно-реактивную тягу с работающими/зафиксированными четырьмя ПВ при автоматически открытых/закрытых верхних створок и нижних жалюзи-рулей их ККО в конфигурации реактивных сверх- или трансзвукового самолета соответственно при нормальном или максимальном взлетном весе, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки как по тангажу и курсу поперечные нижние жалюзи-рули в каждом ПВ выполнены с возможностью их синфазного и дифференциального отклонения на углы вперед по полету -45° и назад +45° соответственно, так и по крену концевые части среднерасположенного крыла, имеющего складывающие вверх концевые части, снабженные отклоненными вверх треугольными в плане законцовками, имеющими в изгибах крыла две пары передних и задних инфракрасных (ИК) излучателей с ИК-приемниками, уменьшающие в 1,5…1,7 раза стояночную площадь от взлетной его площади, снабжены воздухоотводящими от компрессоров КГтД каналами и подкрыльными соплами, смонтированными на поперечной оси, проходящей в плане через центр масс, равноудаленными от последнего и создающими в системе холодного потока воздуха совместно с ПВ сбалансированную подъемную тягу и изменение балансировки по крену, причем круглые сопла с ВУВТ каждого КГтД в ПРС-R2 снабжены возможностью при синфазном и дифференциальном их отклонении обоих вертикально вверх или вниз, обоих горизонтально влево или вправо и вертикально одного вверх, а другого вниз изменять соответственно балансировку по тангажу, курсу и крену при горизонтальном поступательном полете ОПКС и ДПКС, при этом в системе трансмиссии каждый ее КГтД, в КМГ которого между ВОВ и ССТ смонтирован соосно с двумя последними промежуточный редуктор, имеющий продольный по его оси входной вал от ССТ и выходные продольный и поперечный валы, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ВОВ, а второй - через муфту сцепления крутящий момент на Т-образную в плане систему валов с синхронизирующим, связывающим поперечным валом левую и правую пары ПВ, перераспределяющий от взлетной мощности СУ по 50% между соответствующими парами ПВ или 36% и 72% между двумя ВОВ в КО соответственно при выполнении ВВП, зависания или барражирующего и трансзвукового полета.

2. Комплекс по п. 1, отличающийся тем, что планер ОПКС и ДПКС выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а скошенные боковые стороны верхней и нижней частей их фюзеляжа с уплощенной носовой его частью, образуя ромбовидное или пятигранное поперечное сечение фюзеляжа, имеющего, уменьшая эффективную площадь рассеивания, острую среднюю линию, непрерывно распространяющуюся от носа до его конца, а на режимах ВВП и их зависания при удельной нагрузке на мощность их СУ, составляющей ρ_N=1,36 кг/л.с., каждая их ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе свободной мощности на привод ПВ, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги между упомянутых подкрыльных сопел, при этом в каждой ССТ система управления формированием безопасного полета (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, причем ОПКС и ДПКС на их режимах ВВП и зависания, упомянутые ПВ, имеющие противоположное направление их вращения между левыми и правыми ПВ, выполнены в виде многолопастных вентиляторов с широкими лопатками и большой их круткой, работают по тянущей схеме, а их фюзеляж снабжен в задней его части вдоль оси симметрии кормовым обтекателем с задним отсеком, имеющим на его конце выдвижную штангу магнитометра используемого при барражирующем их полете с авторотирующими ПВ при их отключении от привода трансмиссии и при работающих КГТД, создающих необходимую маршевую тягу, и при открытых верхних створках и нижних жалюзи-рулях, одновременно отклоненных назад по полету, при этом ОПКС и ДПКС, несущие авиационные противолодочные или противокорабельные ракеты (АПР или ПКР), обеспечивающие соответственно борьбу с подводной лодкой (ПЛ) или надводным кораблем (НК), размещены на упомянутых ПУ в бомбоотсеках фюзеляжа, причем при противолодочной обороне в ОПКС и ДПКС используется высокочувствительный магнитометр, имеющий магниточувствительный элемент, работающий на расстоянии 30 м от водной поверхности, и связанным с упомянутой БСУ в ОПКС и ДПКС, 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 по восьмиканальной закрытой связи на АНК и его КП для обработки в реальном масштабе времени, при этом в ОПКС и ДПКС упомянутая их БСУ имеет как радиоканал закрытой связи с АНК, так и радиолокационную станцию с передатчиком команд, оптико-электронную систему с двухканальным автоматом сопровождения цели и вычислительную систему с блоком автоматики многофункционального пульта управления, обеспечивающего при барражирующем полете самостоятельное нахождение ПЛ-цели, идентификации ее и принятие подтвержденного решения от оператора АНК об уничтожении им выбранных, причем при противокорабельной обороне ОПКС и ДПКС, использующие полетную конфигурацию реактивного самолета, несущие на упомянутых ПУ в их бомбоотсеках соответственно УР типа воздух-воздух и ПКР для создания буферной безопасной авиазоны между головным ОПКС и противовоздушной обороной (ПВО) НК-цели, увеличивающей радиус действия ПКР, например, типа Х-38М/Х-35У с 40/130 км до 400 км, при этом радаром типа Н036 [https://www.nasha-strana.info/archives/25587], размещенном в носовой части фюзеляжа головного ОПКС, обеспечивается целеуказание, а управление ДПКС-вторым пилотом ОПКС, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны - станцию активных электронных помех ДПКС, причем при достижении области, из которой будет поражена НК-цель, ДПКС произведет залп или поочередный запуск ПКР с коррекцией ошибки, накопленной комбинированной инерциальной системой управления по данным приемника сигналов спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС, на конечном участке полета ПКР используется ИК-головка ее самонаведения и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей, затем ДПКС на удалении 1195 км автоматически возвращается на АНК с вертикальной на его вертолетную площадку посадкой, при этом в ОПКС и ДПКС планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а их задние КМГ и фюзеляж снизу снабжены отсеками колесного шасси и бомбоотсеками, каждый их которых имеет автоматические створки с пилообразными поперечными и продольными их сторонами, а БСУ ОПКС снабжена возможностью опционального его управления пилотами из расположенных тандемом кабин фюзеляжа, но и его использования в составе авиагруппы в качестве головного, например, совместно с двумя ДПКС, один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет в следящем полете маневры головного ОПКС, а другой - управляется вторым пилотом с головного ОПКС, а затем наоборот, при этом система управления формированием относительной позиции в следящем полете, содержащая один или несколько датчиков, расположенных на ведомом ДПКС, сконфигурированы для обнаружения данных, касающихся его положения относительно положения головного ОПКС, 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 ДПКС и головным ОПКС; сравнить относительную позицию с выбранной относительной позицией; определить скорость ведомого ДПКС, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовывать скорость следящего устройства во входы управления полетом; ограничивать прямое перемещение ведомого ДПКС относительно головного ОПКС, обеспечивающего через входы его компьютера управления полетом относительное их безопасное положение в совместном полете.

3. Комплекс по п. 2, отличающийся тем, что в упомянутых ОПКС и ДПКС система управления формированием их относительной позиции в полете с один или несколькими датчиками, включают в себя один или несколько ИК-датчиков, видеодатчиков, радиолокационных, лазерных и ультразвуковых датчиков, гидролокаторов, датчиков глобального позиционирования, при этом упомянутый компьютер управления полетом выполнен как с дополнительным компьютером суммирования данных датчиков и каналом приема-передачи данных, расположенным на головном ОПКС для получения глобальных данных о местоположении от ведомого ДПКС, так и с возможностью преобразования изображений с каждого видеодатчика, обеспечивающего определение относительного положения, которое посредством триангуляции включает в себя определение относительного диапазона, азимута и угла места, причем дополнительный компьютер суммирования данных датчиков и каналом передачи данных имеет многополосное радиочастотное оборудование с направленной антенной, способной по каналам закрытой связи передавать несколько видеопотоков, обеспечивать сбор данных от каждого видеодатчика, а также обеспечивать преобразование изображений с каждого видеодатчика в относительное положение, которое определяет на основе глобального положения головного ОПКС, передаваемого на ведомый ДПКС, при этом компьютер суммирования данных полностью интегрирован в интерфейс пилота и системой управления ОПКС, обеспечивающей упомянутый следящий полет ведомого ДПКС, 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 ОПКС небезопасен для относительного его положения от ведомого ДПКС, но и отключающего формирование упомянутого следящего полета ведомым ДПКС через компьютер управления полетом.

4. Комплекс по любому из пп. 1, 2, отличающийся тем, что для горизонтального полета ОПКС и ДПКС в конфигурации самолета, достигая маршевой тяговооруженности первого уровня - 0,275 и второго - 0,36, используется мощность их СУ 36% и 54% от работающих КГтД, при этом самолет, имея тяговооруженность 0,435 и 0,54, используется 72% и 100% мощности СУ, достигается на высоте 11 км скорость М=0,9 и М=0,93 трансзвукового самолета, при этом каждая КМГ перед механизмом ее ВУВТ снабжена форсажной камерой, используемой на самолетных режимах полета, совместно с передними за ВОВ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками КМГ для дополнительного в нее подвода воздуха, что позволит повысить тяговооруженность их СУ с 0,54 до 0,69 и скорость с М=0,93 до М=1,04 соответственно с транс- до сверхзвукового полета.