УДАРНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС С БЕСПИЛОТНЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ Российский патент 2023 года по МПК B64C29/02 B64C27/22 B64U10/20 

Изобретение относится к ударным авиационным комплексам (УАК) с беспилотным самолетом-вертолетом, (БПСВ) имеющим в схеме "бесхвостка" дельтовидное крыло (ДВК), фюзеляж с кормовой мотогондолой и ее турбореактивными двигателями, приводящими разнесенные винты в двух кольцевых каналах, установленных в задней части ДВК для вертикального взлета-посадки (ВВП) и горизонтального полета при соответствующем положении фюзеляжа, но и стоящим при ВВП на хвосте посредством его неубирающегося четырехопорного шасси с колесами, расположенными в обтекателях на законцовках килей, размещенных на кольцевых каналах.

Известен иранский авиационный комплекс наведения и поражения с одноразовым беспилотным летательным аппаратом (БПЛА) Shahed-136, выполненным по схеме "бесхвостка", содержит фюзеляж, имеющий на конце в его обтекателе поршневой двигатель с толкающим винтом и треугольное крыло с элевонами, снабженное на его законцовках двумя килями, смонтированными параллельно плоскости симметрии (см. https://www.washingtonpost.com/world/2022/10/17/kamizake-drones-russia-ukraine/).

Признаки, совпадающие - барражирующий БПЛА Shahed-136 является среднекрылым монопланом с размахом крыла 2,5 м, длиной 3,5 м, высотой 0,9 м и поршневым двигателем MD 550 (мощностью 50 л.с.) с толкающим винтом, обеспечивающим скорость 150…185 км/ч на высоте 40…4600 м и при взлетном его весе 200 кг. Корпус БПЛА изготовлен по малозаметной технологии из композиционных материалов. При использовании БПЛА-камикадзе в качестве барражирующего боеприпаса он способен нести боевую часть 50 кг. Дальность действия 2000 км, время полета - 11…12 часов.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что поршневой двигатель (ПД) MD 550 при его работе, имея повышенную акустическую сигнатуру, не обеспечивает незаметного полета при наведении одноразового БПЛА на цель для ее поражения. Вторая - это то, что система старта, транспортирования и хранения БПЛА - контейнерная. Контейнер со значительными габаритами размещается на бортовом грузовике. Старт БПЛА осуществляется из контейнерной пусковой установки (КПУ) с помощью ракетного двигателя (РД). Схема запуска РД - проточная, т.е. открыты передняя и задняя крышки КПУ. При этом установка БПЛА со стартовым РД в транспортировочное положение для его запуска из КПУ осуществляется краном. После поочередного старта пяти БПЛА из наклонной КПУ и запуска ПД их РД отделяются и БПЛА осуществляют полет по программной траектории. Третья - это то, что создание многоразового БПЛА по типу Shahed-136 для палубного базирования на корабле невозможно из-за требуемой для его спуска на парашюте посадочной площадки (200×200 м). Однако, оснащение двигательной его установки реактивным двигателем типа МД-120 тягой 120 кгс взамен ПД позволит достичь скорость до 740 км/ч.

Известен проект БПЛА "Rotor Blown Wing фирмы" "Sikorsky" (США), выполненный (см. https://topwar.ru/69568-bespilotniki-a-postafganskuyu-epohu.html) по схеме "бесхвостка", содержит фюзеляж с крылом, имеющим на консолях мотогондолы с их двигателями и поперечными винтами, создающими вертикальную и горизонтальную тягу при соответствующем положении его фюзеляжа, четырехопорное неубирающееся колесное шасси, установленное в обтекателях на концах килей хвостового оперения, смонтированных параллельно плоскости симметрии и на концах мотогондол.

Признаки, совпадающие - наличие на консолях крыла гондол с винтами, создающими вертикальную или горизонтальную тягу при соответствующем положении фюзеляжа, вращение винтов - синхронизирующее, что обеспечивает с избыточной тяговооруженностью как продолжение полета и на одном работающем двигателе, так и предопределяет большой диапазон скоростей его полета от 125 до 740 км/час,.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что турбовинтовой БПЛА, имеющий четырехопорное шасси неубирающееся с колесами, смонтированными в обтекателях на концах килей хвостового оперения, предопределяет только его вертикальный взлет по концепции «тейлситтер», т.е. «стоящий на хвосте» и исключительно при вертикальном положении его фюзеляжа, что снижает безопасность в случае отказа одного из двигателей и возможности выполнить посадку "по-самолетному" при аэродромном его базировании. Вторая - это то, что при выполнении ВВП на вынесенных вперед гондолах расположены несущие винты, имеющие автоматы перекоса с управлением их циклического, общего и дифференциального изменения их шага, что предопределяет сложную конструкцию и систему трансмиссии с синхронизирующим валом и, как следствие, снижению весовой отдачи и дальности действия. Третья - это то, что поперечные винты с автоматом перекоса создают значительное сопротивление, а большая нагруженность их вала втулки, передающего одновременно подъемную силу и крутящий момент предопределяет усложнение его конструкции и в конечном итоге, ограничение КПД и его аэродинамического качества.

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

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

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

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном ПАРК "Icara" автоматического возврата на средство базирования с автоматической вертикальной посадкой на хвост БПСВ, повышения скорости, дальности полета и целевой нагрузки, поражающей возможности в беспилотной единой системе, но и возможности выполнения БПСВ технологии короткого взлета-посадки в полетной конфигурации винтореактивного или реактивного самолета аэродромного базирования.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного ПАРК типа "Icara", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что многоцелевой КАПУТ содержит группу аппаратов вертикального взлета или старта с наклонного ПУ либо короткого взлета-посадки (КВП) в полетной конфигурации самолета аэродромного базирования, включающей винтореактивные или электровинто-реактивные соответственно с адаптивной или гибридной СУ один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) и более чем один беспилотный самолет-вертолет (БПСВ), каждый из которых выполнен по двухвинтовой несущей схеме (ДВНС), интегральной аэродинамической схеме "бесхвостка" и плавным сопряжением фюзеляжа с его кормовой мотогондолой (КМГ) и дельтовидного крыла (ДВК), имеющего корневые наплывы большой их стреловидности, образующие трапециевидный его центроплан и совместно с носовыми наплывами фюзеляжа двойную стреловидность по передней его кромке, содержащего по всему его размаху внешние расщепляемые и внутренние соответственно моно- и бипланные элевоны (МПЭ и БПЭ), но и его равновеликие консольные стреловидные кили (КСК), при этом в ДВНС-Х2 ее несущие винты (НВ) установлены спереди удобообтекаемых гондол (УОГ), смонтированных на ребрах жесткости профилированных кольцевых каналов (ПКК), закрепленных в соответствующих вырезах задней части среднерасположенного ДВК с совмещением осей вращения их УОГ со средней линией последнего, причем над-/подкрыльные КСК смонтированы спереди и сзади совместно с ПКК и вдоль продольной его оси, отклонены во внутрь к плоскости симметрии, имеют их законцовки, содержащие удобообтекаемые обтекатели (УОО) с амортизационными стойками их самоустанавливающихся колес четырехопорного неубирающегося шасси для его вертикального взлета-посадки (ВВП) на хвост, при этом внутриканальные УОГ снабжены редукторами или электромоторами тянущих НВ, равноудаленных от центра масс, выполненных с возможностью автоматической установки их лопастей в положение их авторотации или во флюгерное положение соответственно на вертолетных или самолетных режимах полета, вынесенных к передней кромке ПКК с обеспечением возможности выполнения переходных режимов полета, но и технологии ВВП/КВП в полетной конфигурации соответствующего вертолета/самолета, причем на выходе каждого ПКК смонтированы верхние и нижние БПЭ, которые равноудалены от средней линии ДВК, при этом КМГ имеет один или более чем один, например, два турбореактивных двигателя (ТРД) или двухконтурных ТРД (ДТРД), равноудаленных от оси симметрии, выполненных со степенью двухконтурности (m_дк) равным m_дк=0 или меньше m_дк<2,0, причем два ТРД в КМГ имеют надфюзеляжные воздухозаборники и раздельные тракты горячих их газов, поток которых направляется в их прямоточные реактивные прямоугольные сопла (РПС), каждое из которых выполнено с термопоглощающим покрытием, уменьшая инфракрасное (ИК) излучение, имеет заднюю V-образную в плане кромку, обеспечивает на самолетных или вертолетных режимах полета создание соответственно горизонтальной или подъемной тяги в пропульсивно-реактивной системе (ПРС), при этом выполнение технологии ВВП, зависания и автоматической его посадки на хвост с соответствующим положением фюзеляжа реализуется с использованием реактивно-подъемной тяги, обеспечиваемой двумя ТРД с их РПС в nPC-R2 совместно с НВ в ДВНС-Х2, в которой управляющие силы и моменты, образуемые аэродинамическим способом посредством интенсивного обдува НВ их ПКК с их спаренными БПЭ, имеющими возможность их синфазного вперед-назад и дифференциального вперед/назад отклонения на углы ±15° от вертикали, создающие изменение балансировки по тангажу и курсу соответственно, а в случае изменения крутящих моментов встречно вращающихся левого и правого НВ обеспечивается управление по крену, причем в адаптивной СУ ее КМГ с двумя ТРД, имеющими для отбора 40…45% мощности передние выводы их валов, которые вращательно связаны через муфты их сцепления с главным Т-образным редуктором, который содержит выходные соединительные валы, проложенные внутри ДВК, передающие потребную мощность на угловые редукторы НВ или только на турбины ТРД с последующей остановкой отключенных двух- или четырехлопастных НВ от системы трансмиссии и установкой их лопастей во флюгерное положение с последующей фиксацией лопастей соответственно вдоль средней линии ДВК или вдоль и перпендикулярно к последней с преобразованием полетной конфигурации при горизонтальном его полете с винтореактивного в реактивный самолет, при этом в адаптивной СУ и каждом ПКК его НВ выполнены с жестким креплением их лопастей, без автоматов их перекоса и с изменением общего и дифференциального их шага, причем для выполнения режима взлета-посадки, например, БПСВ КВП аэродромного базирования имеются снизу в обтекателях двух ПКК полуутопленные вспомогательные колеса и на фюзеляже убирающаяся передняя управляемая стойка с колесом трехопорного шасси, а для уменьшения дистанции пробега при данной посадке винтореактивного и/или реактивного БПСВ КВП используются его НВ, выполненные реверсивными, и/или тормозная парашютная система кормового обтекателя, смонтированного по оси симметрии, при этом для автоматического возврата БПСВ, например, на корабль, имеющий на его корме более чем одну поднимаемую мачту-кантователь, которая с подвижной кареткой и узлами стыковки обеспечивает прием и пристыковку к ним БПСВ с вертикальным положением его фюзеляжа и последующее его приведение в горизонтальное положение для взаимодействия с транспортно-загрузочной системой корабля, причем для уменьшения габаритов БПСВ при горизонтальном положении фюзеляжа на стоянке и его запуске с ракетным ускорителем из контейнерной ПУ его ДВК и КСК имеют складывающиеся во внутрь их внешние секции (ВС), фиксирующиеся соответственно под углом и параллельно ДВК, при этом ВС ДВК отклонены вверх на угол ψ+10° и образуют угол ψ=+3° поперечного V для всего ДВК.

Кроме того, для выполнения, например, БПСВ режимов ВВП и зависания при удельной нагрузке на мощность без учета реактивной тяги от упомянутых двух ТРД в его упомянутой адаптивной СУ, составляющей ρ_N=1,5…2,0 кг/л.с, каждый упомянутый ТРД выполнен с элементами цифрового программного управления, сочетающего как систему их синхронизации, оснащенную последовательно соединенными блоком приведения давления в компрессоре каждого ТРД, блоком формирования заданного значения частоты вращения и углового положения лопаток их ТРД и исполнительными органами, которые корректируют угловое рассогласование лопаток в паре ТРД и обеспечивают заданный расход топлива, формирующий требуемую мощность, так и систему адаптивного управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности в упомянутой ДВНС-Х2, составляющей без учета потерь от обдува его планера ρ_BT=1,25…1,5, включает режимы работы ТРД при выполнении ВВП: номинальный и максимальный режимы (HP и MP) при отборе соответствующей их 45% и 75% мощности на привод упомянутых НВ соответственно от двух работающих упомянутых ТРД и от одного из работающих их ТРД с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности между упомянутыми НВ при отказе соответствующего ТРД в его упомянутой адаптивной СУ, например, даже в последнем случае после автоматического включения MP работы оставшегося в работе упомянутого ТРД, который при удельной вертикальной тяговооруженности в ДВНС-Х2, составляющей с учетом вычета потерь от обдува его планера ρ_BT=1,1…1,2, обеспечит режим аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 минут или выполнения переходного маневра и продолжения полета в самолетной конфигурации БПСВ с оставшимся работающим упомянутым ТРД, при этом в упомянутой гибридной СУ ее электровинтореактивная КМГ с упомянутыми двумя ДТРД, имеющими упомянутые для отбора 40…45% мощности передние выводы их валов, которые вращательно связаны через понижающий редуктор и муфту сцепления с электрическим стартером-генератором (ЭСГ) системы генерирования, вырабатывающей потребную электрическую мощность для подзаряди бортовой аккумуляторной батареи, питающей упомянутые электромоторы НВ в упомянутой ДВНС-Х2, причем оснащение упомянутой БСУ головного БПСВ/ОПСВ двухчастотной бортовой радиолокационной станцией (РЛС) с активной фазированной антенной решеткой (АФАР), которая совместно с электронно-оптическим датчиком (ЭОД) на безопасных расстояниях для последнего обеспечивает геолокацию малозаметной цели и управление оружейными нагрузками и головного малозаметного ОПСВ/БПСВ, и по лазерному каналу связи более чем одним удаленно-ведомым БПСВ с наведением на цель их упомянутых УР в составе авиагруппы, применяемой совместно с рядом других авиагрупп, способных обмениваться информацией между их головными, например, ОПСВ в рамках их единого так называемого информационного облака и передает целеуказание на ряд других БПСВ, не использующих свои РЛС в других автономных КАПУТ, при этом противотанковые УР (ПТУР), например, типа 9К135 «Корнет», установленные в двух или более чем в двух фюзеляжных транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), смонтированных внутри его отсека на катапультных ПУ и по обе стороны от оси симметрии или в крыльевых ТПК, равноудаленных от средней линии упомянутого ДВК, размещенных в соответствующих обводах фюзеляжа и наплывах ДВК и в его соответствующих над- и подкрыльных обтекателях (НКО и ПКО) так, что передние и задние части ТПК установлены с автоматически открываемыми заслонками, повторяющими переднюю кромку ДВК, и вынесены за заднюю его кромку соответственно, причем планер БПСВ выполнен по малозаметной технологии с покрытием, поглощающим радиоволны разной длины, имеет цельную конструкцию жесткого корпуса с использованием алюминиево-литиевых сплавов и улучшенных по структурному старению композиционных материалов, усиленных лонжеронами и ребрами жесткости с единой обшивкой фюзеляжа и ДВК из композиционных материалов, армированных углеродным волокном, которая способна его упомянутую БСУ, обеспечивающую автоматическое выполнение полетного задания или дистанционное управление оператором с наземного КП или пилотом рядом летящего головного ОПСВ, защитить от мощных электромагнитных вспышек или воздействия лазерного излучения, выдерживать значительные количества тепла и деформации, позволяющие снизить на порядок количество деталей, при этом в персональном или одноместном ОПСВ пилот со спасательным парашютом размещается соответственно лежа или сидя в соответствующей кабине с каплевидным сбрасываемым ее фонарем на ложементе или катапультируемом кресле, отклоняемом для удобства пилота в процессе выполнения ВВП и его зависания на угол 40°…45° вперед по полету.

Предлагаемое изобретение многоцелевого КАПУТ, например, с ОПСВ, имеющим ДВК с КСК, фюзеляж с КМГ и двумя ее ДТРД, приводящими НВ в ПКК, установленных в задней части ДВК, иллюстрируется на общих видах и фиг. 1/2 и 3:

фиг. 1/2 в конфигурации винтореактивного ОПСВ КВП/ВВП при максимальном/ нормальном взлетном весе с НВ в ПКК и ДТРД, создающими горизонтальную со сложенными КСК/вертикальную тягу при соответствующем положении фюзеляжа;

фиг. 3 в конфигурации реактивного ОПСВ КВП с ДВК и двумя ПКК, имеющими сложенные подкрыльные КСК и четырехлопастные НВ с зафиксированными во флюгерном положении их лопастями вдоль и перпендикулярно средней линии ДВК.

Конвертируемый ОПСВ внеаэродромного или палубного базирования представлен на фиг. 1-3, выполнен по схеме "бесхвостка" и ДВПС с канальными НВ, содержит фюзеляж 1 с его КМГ 2, интегрированный с ДВК 3, имеющим внешние расщепляемые МПЭ 4 и в задней его части два ПКК 5, снабженных на их выходе внутренними БПЭ 6. Совместно с ПКК 5 смонтированы над - 7 и подкрыльные 8 КСК с верхними 9 и нижними 10 их УОО, имеющими амортизационные стойки 11 самоустанавливающихся колес 12 четырехопорного неубирающегося шасси. Для выполнения КВП со сложенными нижними КСК 8 (см. фиг. 1) имеются снизу в обтекателях 13 двух ПКК 5 полуутопленные колеса 14 и на фюзеляже 1 убирающаяся передняя стойка с колесом 15 трехопорного шасси. Левый 16 и правый 17 четырехлопастные НВ вынесены к передней кромке ПКК 5 и смонтированы спереди их УОГ 18. Корневые наплывы 19 образуют развитый трапециевидный центроплан ДВК 3, увеличивающий несущую его способность. В адаптивной СУ ее КМГ 2 имеет надфюзеляжные воздухозаборники 20 для ТРДД и прямоточные РПС 21. Два ТРДД имеют для отбора 40…45% взлетной их мощности передние выводы валов, которые вращательно связаны через муфты их сцепления с главным Т-образным редуктором, который содержит выходные валы, проложенные внутри ДВК 3, передающие потребную мощность на угловые редукторы НВ 16-17 или только на вентилятор каждого ТРДД (на фиг. 1-3 не показаны).

Управление палубным ОПСВ обеспечивается из кабины 22, а целеуказание - его радаром с АФАР 23 и ЭОД 24 (см. фиг. 3). Для уменьшения дистанции пробега при посадке в самолетной конфигурации тормозная парашютная система смонтирована по оси симметрии в кормовом обтекателе 25 фюзеляжа 1. Внутреннее вооружение, например, противолодочные торпеды АПР-3М установлены в крыльевых ТПК 26, размещенных в соответствующих обводах фюзеляжа 1 и внутри наплывов 19 ДВК 3 и в его НКО 27 и ПКО 28. После создания подъемной силы НВ 16-17 и реактивной подъемной тяги двумя ТРДД или требуемой совместной маршевой их горизонтальной тяги при разбеге обеспечиваются при соответствующем положении фюзеляжа 1 режимы ВВП и зависания или КВП (см. фиг. 3). На режимах ВВП и зависания изменение балансировки по тангажу и курсу обеспечивается соответственно синфазным вперед-назад или дифференциальным вперед/назад отклонения их БПЭ 6 на углы ±15° от вертикали, а в случае изменения крутящих моментов встречно вращающихся левого 16 и правого 17 НВ обеспечивается управление по крену. После вертикального взлета и набора высоты выполняется разгонный полет и осуществляется соответствующее уменьшение оборотов вращения НВ 16-17. Для перехода в конфигурацию реактивного ОПСВ его НВ 16-17 отключаются от системы трансмиссии, одновременно их лопасти устанавливаются во флюгерное положение, останавливаются их тормозами и фиксируются вдоль и перпендикулярно средней линии ДВК 3. На режиме переходного полета ОПСВ подъемная сила и маршевая тяга создается ДВК 3 с НВ 16-17 и двумя ТРДД, при его полете как реактивного самолета с зафиксированными во флюгерное положении НВ 16-17 в их ПКК 5 и скоростями до М=0,86-ДВК 3 и двумя ТРДД соответственно. При горизонтальном полете турбовинтовентиляторного или реактивного ОПСВ в самолетной его конфигурации поперечное и продольное управление обеспечивается дифференциальным и синфазным отклонением МПЭ 4 на ДВК 3 и БПЭ 6 на ПКК 5, а путевое - расщепляемыми МПЭ 4 с одной стороны ДВК 3.

Таким образом, палубный УРКА с ОПСВ-3000 (см. табл. 1), имеющим ДВК, два ТРДД, приводящих НВ в двух ПКК, представляет собой СВВП, преобразующий полетную конфигурацию с турбовинтовентиляторного в реактивный ОПСВ только благодаря изменению условий работы ТРДД мод. АЛ-55 и последующей остановки, флюгирования НВ и фиксации их лопастей. Первоочередное освоение противотанкового УРКА, используемого совместно с вертолетом ДРЛО Ка-31СВ с РЛС Е-801, наводящим рой удаленно-ведомых БПСВ-116, несущих по четыре ПТУР типа 9К135 "Корнет", имеющих два ТРД МД-45 с их тягой 124 кгс, габариты БПЛА-камикадзе Shahed-136 и взлетную массу 359 кг при его старте с контейнерной ПУ и ракетным ускорителем, позволит отработать ВВП, скорость 750 км/ч и дальность полета 1200 км.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям и составу ударных авиационных комплексов. Ударный авиационный комплекс содержит группу аппаратов вертикального либо короткого взлета/посадки, или старта с наклонной пусковой установки, включающую один опционально пилотируемый самолет-вертолет и более чем один беспилотный самолет-вертолет, каждый из которых выполнен по двухвинтовой поперечной схеме, интегральной аэродинамической схеме «бесхвостка» и плавным сопряжением фюзеляжа с кормовой мотогондолой и дельтовидным крылом. Консольные стреловидные кили отклонены во внутрь к плоскости симметрии, имеют на законцовках удобообтекаемые обтекатели с амортизационными стойками самоустанавливающихся колес четырехопорного неубирающегося шасси для вертикального взлета/посадки (ВВП) на хвост. Обеспечивается повышение скорости, дальности полета, увеличение целевой нагрузки, возможность выполнения вертолетами-самолетами короткого взлета/посадки в полетной конфигурации самолета аэродромного базирования. 1 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

1. Ударный авиационный комплекс с беспилотным летательным аппаратом, имеющим крыло, фюзеляж с пусковым устройством (ПУ) управляемой ракеты (УР), двигатель силовой установки (СУ) и бортовую систему управления (БСУ) для управления с командного пункта (КП) средства базирования, отличающийся тем, что он содержит группу аппаратов вертикального взлета или старта с наклонного ПУ либо короткого взлета-посадки (КВП) в полетной конфигурации самолета аэродромного базирования, включающей с адаптивной или гибридной СУ один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) и более чем один беспилотный самолет-вертолет (БПСВ), каждый из которых выполнен по двухвинтовой поперечной схеме (ДВПС), интегральной аэродинамической схеме «бесхвостка» и плавным сопряжением фюзеляжа с его кормовой мотогондолой (КМГ) и дельтовидного крыла (ДВК), имеющего корневые наплывы большой их стреловидности, образующие трапециевидный его центроплан и совместно с носовыми наплывами фюзеляжа двойную стреловидность по передней его кромке, содержащего по всему его размаху внешние расщепляемые и внутренние соответственно моно- и бипланные элевоны (МПЭ и БПЭ), но и его равновеликие консольные стреловидные кили (КСК), при этом в ДВПС ее несущие винты (НВ) установлены спереди удобообтекаемых гондол (УОГ), смонтированных на ребрах жесткости профилированных кольцевых каналов (ПКК), закрепленных в соответствующих вырезах задней части среднерасположенного ДВК с совмещением осей вращения их УОГ со средней линией последнего, причем над/подкрыльные КСК смонтированы спереди и сзади совместно с ПКК и вдоль продольной его оси, отклонены во внутрь к плоскости симметрии, имеют их законцовки, содержащие удобообтекаемые обтекатели (УОО) с амортизационными стойками их самоустанавливающихся колес четырехопорного неубирающегося шасси для его вертикального взлета-посадки (ВВП) на хвост, при этом внутриканальные УОГ снабжены редукторами или электромоторами тянущих НВ, равноудаленных от центра масс, выполненных с возможностью автоматической установки их лопастей в положение их авторотации или во флюгерное положение соответственно на вертолетных или самолетных режимах полета, вынесенных к передней кромке ПКК с обеспечением возможности выполнения переходных режимов полета, но и технологии ВВП/КВП в полетной конфигурации соответствующего вертолета/самолета, причем на выходе каждого ПКК смонтированы верхние и нижние БПЭ, которые равноудалены от средней линии ДВК, при этом КМГ имеет один или более чем один, например, два турбореактивных или турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРД или ТРДД), равноудаленных от оси симметрии, выполненных со степенью двухконтурности (m_ДК), равной m_ДК=0 или меньше m_ДК<2,0, причем два, например, ТРД в КМГ имеют надфюзеляжные воздухозаборники и раздельные тракты горячих их газов, поток которых направляется в их прямоточные реактивные прямоугольные сопла (РПС), каждое из которых выполнено с термопоглощающим покрытием, уменьшая инфракрасное (ИК) излучение, имеет заднюю V-образную в плане кромку, обеспечивает на самолетных или вертолетных режимах полета создание соответственно горизонтальной или подъемной реактивной тяги, при этом выполнение технологии ВВП, зависания и автоматической его посадки на хвост с соответствующим положением фюзеляжа реализуется с использованием реактивно-подъемной тяги, обеспечиваемой двумя ТРД с их РПС совместно с НВ в ДВПС, в которой управляющие силы и моменты, образуемые аэродинамическим способом посредством интенсивного обдува НВ их ПКК с их спаренными БПЭ, имеющими возможность их синфазного вперед-назад и дифференциального вперед-назад отклонения на углы ±15° от вертикали, создающие изменение балансировки по тангажу и курсу соответственно, а в случае изменения крутящих моментов встречно вращающихся левого и правого НВ обеспечивается управление по крену, причем в адаптивной СУ ее КМГ с двумя ТРД, имеющими для отбора 40…45% мощности передние выводы их валов, которые вращательно связаны через муфты их сцепления с главным Т-образным редуктором, который содержит выходные соединительные валы, проложенные внутри ДВК, передающие потребную мощность на угловые редукторы НВ или только на турбины ТРД с последующей остановкой отключенных двух- или четырехлопастных НВ от системы трансмиссии и установкой их лопастей во флюгерное положение с последующей фиксацией лопастей соответственно вдоль средней линии ДВК или вдоль и перпендикулярно к последней с преобразованием полетной конфигурации при горизонтальном его полете с винтореактивного в реактивный самолет, при этом в адаптивной СУ и каждом ПКК его НВ выполнены с жестким креплением их лопастей, без автоматов их перекоса и с изменением общего и дифференциального их шага, причем для выполнения режима взлета-посадки, например, БПСВ КВП аэродромного базирования имеются снизу в обтекателях двух ПКК полуутопленные вспомогательные колеса и на фюзеляже убирающаяся передняя управляемая стойка с колесом трехопорного шасси, а для уменьшения дистанции пробега при данной посадке винтореактивного и/или реактивного БПСВ КВП используются его НВ, выполненные реверсивными, и/или тормозная парашютная система кормового обтекателя, смонтированного по оси симметрии, при этом для автоматического возврата БПСВ, например, на корабль, имеющий на его корме более чем одну поднимаемую мачту-кантователь, которая с подвижной кареткой и узлами стыковки обеспечивает прием и пристыковку к ним БПСВ с вертикальным положением его фюзеляжа и последующее его приведение в горизонтальное положение для взаимодействия с транспортно-загрузочной системой корабля, причем для уменьшения габаритов БПСВ при горизонтальном положении фюзеляжа на стоянке и его запуске с ракетным ускорителем из контейнерной ПУ его ДВК и КСК имеют складывающиеся во внутрь их внешние секции (ВС), фиксирующиеся соответственно под углом и параллельно ДВК, при этом ВС ДВК отклонены вверх на угол ψ=+10° и образуют угол ψ=+3° поперечного V для всего ДВК.

2. Ударный авиационный комплекс с беспилотным летательным аппаратом по п. 1, отличающийся тем, что для выполнения, например, БПСВ режимов ВВП и зависания при удельной нагрузке на мощность без учета реактивной тяги от упомянутых двух, например, ТРД в его упомянутой адаптивной СУ, составляющей ρ_N=1,5…2,0 кг/л.с., каждый упомянутый ТРД выполнен с элементами цифрового программного управления, сочетающего как систему их синхронизации, оснащенную последовательно соединенными блоком приведения давления в компрессоре каждого ТРД, блоком формирования заданного значения частоты вращения и углового положения лопаток их ТРД и исполнительными органами, которые корректируют угловое рассогласование лопаток в паре ТРД и обеспечивают заданный расход топлива, формирующий требуемую мощность, так и систему адаптивного управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности в упомянутой ДВПС, составляющей без учета потерь от обдува его планера ρ_ВТ=1,25…1,5, включает режимы работы ТРД при выполнении ВВП: номинальный и максимальный режимы (HP и MP) при отборе соответствующей их 45% и 75% мощности на привод упомянутых НВ соответственно от двух работающих упомянутых ТРД и от одного из работающих их ТРД с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности между упомянутыми НВ при отказе соответствующего ТРД в его упомянутой адаптивной СУ, например, даже в последнем случае после автоматического включения MP работы оставшегося в работе упомянутого ТРД, который при удельной вертикальной тяговооруженности в ДВПС, составляющей с учетом вычета потерь от обдува его планера ρ_ВТ=1,1…1,2, обеспечит режим аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 мин или выполнения переходного маневра и продолжения полета в самолетной конфигурации БПСВ с оставшимся работающим упомянутым ТРД, при этом в упомянутой гибридной СУ ее КМГ с упомянутыми двумя, например, ТРДД, имеющими упомянутые для отбора 40…45% мощности передние выводы их валов, которые вращательно связаны через понижающий редуктор и муфту сцепления с электрическим стартером-генератором (ЭСГ) системы генерирования, вырабатывающей потребную электрическую мощность для подзаряди бортовой аккумуляторной батареи, питающей упомянутые электромоторы НВ в упомянутой ДВПС, причем оснащение упомянутой БСУ головного БПСВ/ОПСВ двухчастотной бортовой радиолокационной станцией (РЛС) с активной фазированной антенной решеткой (АФАР), которая совместно с электронно-оптическим датчиком (ЭОД) на безопасных расстояниях для последнего обеспечивает геолокацию малозаметной цели и управление оружейными нагрузками и головного малозаметного ОПСВ/БПСВ, и по лазерному каналу связи более чем одним удаленно-ведомым БПСВ с наведением на цель их упомянутых УР в составе авиагруппы, применяемой совместно с рядом других авиагрупп, способных обмениваться информацией между их головными, например, ОПСВ в рамках их единого так называемого информационного облака и передает целеуказание на ряд других БПСВ, не использующих свои РЛС в других автономных УРКА, при этом противотанковые УР (ПТУР), например, типа 9К135 «Корнет», установленные в двух или более чем в двух фюзеляжных транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), смонтированных внутри его отсека на катапультных ПУ и по обе стороны от оси симметрии или в крыльевых ТПК, равноудаленных от средней линии упомянутого ДВК, размещенных в соответствующих обводах фюзеляжа и наплывах ДВК и в его соответствующих над- и подкрыльных обтекателях (НКО и ПКО) так, что передние и задние части ТПК установлены с автоматически открываемыми заслонками, повторяющими переднюю кромку ДВК, и вынесены за заднюю его кромку соответственно, причем планер БПСВ выполнен по малозаметной технологии с покрытием, поглощающим радиоволны разной длины, имеет цельную конструкцию жесткого корпуса с использованием алюминиево-литиевых сплавов и улучшенных по структурному старению композиционных материалов, усиленных лонжеронами и ребрами жесткости с единой обшивкой фюзеляжа и ДВК из композиционных материалов, армированных углеродным волокном, которая способна его упомянутую БСУ, обеспечивающую автоматическое выполнение полетного задания или дистанционное управление оператором с наземного КП или пилотом рядом летящего головного ОПСВ, защитить от мощных электромагнитных вспышек или воздействия лазерного излучения, выдерживать значительные количества тепла и деформации, позволяющие снизить на порядок количество деталей, при этом в персональном или одноместном ОПСВ пилот со спасательным парашютом размещается соответственно лежа или сидя в соответствующей кабине с каплевидным сбрасываемым ее фонарем на ложементе или катапультируемом кресле, отклоняемом для удобства пилота в процессе выполнения ВВП и его зависания на угол 40°…45° вперед по полету.