БЕСПИЛОТНЫЙ УДАРНО-РАЗВЕДЫВАТЕЛЬНЫЙ АВИАНОСИТЕЛЬ Российский патент 2024 года по МПК B64U101/18 B64U10/20 B64C39/06 B64D27/24 

Изобретение относится к беспилотным ударно-разведывательным авианосителям (УРАН) схемы утка с передним горизонтальным оперением, задним кольцевым крылом (ЗКК), имеющим как внутренние кили, закрепляющие его к фюзеляжу с межкилевым углом 120° друг к другу, так и боковые секции, образующие, отклоняясь вбок-вниз, трехарочное крыло, но и роторно-поршневой или турбовинтовой или турбореактивный и электрические двигатели, приводящие в ЗКК толкающие больший и три меньших винта, создающих общую и распределенную тягу для вертикального взлета-посадки на хвост и скрытного, огибая рельеф, полета при горизонтальном положении фюзеляжа для выполнения им миссии при подлете к цели и ее атаке со сложенными лопастями большего винта при отключенном его двигателе соответственно.

Известен (см. https://cont.ws/@Drozd/1725375) беспилотный летательный аппарат (БПЛА) "Cormorant/CityHawk" компании "Tactical Robotics" (Израиль), выполненный по схеме несущего фюзеляжа с газотурбинной/водородно-электрической силовой установкой, приводящей передний и задний подъемные вентиляторы и в двух задних кольцевых каналах боковые маршевые винты, обеспечивающие при транспортировке людей и грузов соответствующие режимы полета, автоматически огибая рельеф.

Признаки, совпадающие - надрельефный БПЛА "Cormorant" выполнен в виде несущего фюзеляжа, имеющего вес пустого 771 кг, длину 6,8 м, ширину 3,5 м, высоту 2,3 м и турбовальный двигатель (ТВаД) Turbomeca Arriel 2С2 (мощностью 944 л.с), приводящий передний и задний подъемные вентиляторы (D=1,8 м), но и два боковых винта в кольцевых каналах, обеспечивающих при взлетном его весе 1406 кг скорость 120/185 км/ч соответственно при расходе топлива 132/163 кг/час и на высоте 3600 м дальность полета с четырьмя пассажирами 200 км. Корпус БПЛА изготовлен из композиционных материалов, в котором полезная нагрузка (635 кг), включая и топливо.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что двигатель размещен в корпусе между подъемными вентиляторами, имеющими Т-образную трансмиссию с длиной валов 7,4 м, но и верхние и нижние управляемые створки, отклоняющие их воздушный поток для осуществления изменения балансировки по тангажу, крену и курсу, что усложняет управляемость и безопасность полета в случае отказа одного ТВаД. Вторая - это то, что размещение боковых кабин, подъемных вентиляторов и ТВАД в его несущем корпусе предопределяет большую площадь миделя фюзеляжа, что создает дополнительное лобовое сопротивление. Третья - это то, что для выполнения взлета/посадки и горизонтального полета имеется двойная система создания вертикальной и маршевой тяги, при этом маршевые винты при вертикальном взлете/посадке, увеличивая паразитную массу, бесполезны, что ведет к утяжелению конструкции, а отсутствие крыльев предопределяет постоянную работу подъемных вентиляторов, что весьма уменьшает, увеличивая расход топлива, весовую отдачу.

Известен комплекс авиаразведки и целеуказания с беспилотным летательным аппаратом (БПЛА) немецкой компании Rheinmetall DeTec (см. https://www.army-technology.com/projects/brevel/). Данный БПЛА типа KZO является низкокрылым монопланом с размахом крыла 3,42 м, длиной 2,29 м, высотой 0,96 м и поршневым двигателем (мощностью 24 кВт) с толкающим винтом. Корпус БПЛА изготовлен из композиционных материалов. Консоли крыла имеют две поперечные оси складывания в пределах высоты БПЛА. Дальность действия БПЛА 100 км, время полета - 3,5 часа.

Система старта, транспортирования и хранения БПЛА - контейнерная. Контейнер со значительными габаритами размещается на бортовом грузовике. Старт БПЛА KZO осуществляется из контейнерной пусковой установки (КПУ) с помощью ракетного двигателя (РД). Схема запуска РД - проточная, т.е. открыты передняя и задняя крышки КПУ. После старта БПЛА с взлетным весом 162 кг из наклонной КПУ и запуска двигательной его установки РД отделяется и БПЛА осуществляет полет по программной траектории. При этом раскрытие консолей крыла БПЛА со стартовым РД из сложенного транспортировочного положения в полетную конфигурацию до его запуска осуществляется персоналом внутри КПУ. Это исключает размещение БПЛА на самолете-носителе и затрудняет базирование на корабле из-за проточной схемы его запуска и требуемой для его спуска на парашюте посадочной площадки (200×200 м).

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является [см. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/ikara/ikara.shtml] беспилотный летательный аппарат (БПЛА) "Icara", имеющий крыло, хвостовое оперение, 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.

Признаки, совпадающие - БПЛА с габаритами без корабельного ПУ: длина 3,42 м, размах крыльев 1,52 м, высота 1,57 м, несет противолодочную самонаводящуюся торпеду (СНТ) 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 Mk.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 Mk.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 противолодочной СНТ, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сам же одноразовый БПЛА уходил из района и самоликвидировался.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном БПЛА "Icara" уменьшения габаритов в транспортно-походной конфигурации за счет складных боковых секций ЗКК, имеющего разновеликие его винты, создающие тягу для вертикального взлета и посадки на хвост, и при горизонтальном положении его фюзеляжа скрытного, огибая рельеф, полета с повышением скорости и его дальности.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного БПЛА "Icara", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что многоразовый БУРАН выполнен с возможностью вертикального и короткого взлета-посадки (ВВП и КВП) при соответствующем положении его фюзеляжа, содержит по меньшей мере одно кольцевое крыло с изменяемой геометрией, например, в аэродинамической схеме утка, включающей цельно-поворотное переднее горизонтальное оперение (ЦПГО) и заднее кольцевое крыло (ЗКК), смонтированное к фюзеляжу с помощью внутреннего трехкилевого оперения (ТКО) с размещением его килей с их рулевыми поверхностями под углом 120° друг к другу, имеющее поперечную форму круга или эллипса (ПФК или ПФЭ) и складные боковые межкилевые секции (БМС), которые синхронно отклоняются вбок-вниз и после их жесткой фиксации преобразуют ЗКК в трехарочное крыло (ТАК), имеющее низко-расположенные профилированные полукольца (ППК), увеличивающие несущие свойства ТАК с образованием дополнительной подъемной силы, которая в результате чего обеспечивает низкие скорости сваливания на режимах и взлета-посадки при выполнении КВП с максимальным взлетным весом, и горизонтального полета в непосредственной близости от поверхности воды или ровного участка земли с использованием экранного эффекта, образующегося на малых высотах посредством всасывания воздуха в три равновеликих ППК, придавая ему значительную скорость и создавая статическую подъемную силу с обеспечением стабилизации экранного полета, но и содержит роторно-поршневой или турбовинтовой или турбореактивный и электрические двигатели (РПД или ТВД или ТРД и ЭД) в гибридной СУ, приводящие в ЗКК, например, с ПФК один и три двухлопастных соответственно больший и меньшие воздушные винты (БВВ и МВБ) фиксированного шага, тяга которых регулируется изменением оборотов их двигателей, создающие совместную или раздельную тягу соответственно по продольной оси ЗКК и распределенную тягу внутри последнего и в каждом из трех межкилевом его пространстве для выполнения ВВП или горизонтального скрытного, огибая рельеф, высокоскоростного полета для выполнения им миссии при подлете к цели и ее атаке с высокой и низкой звуковой сигнатурой соответственно с зафиксированными и сложенными лопастями БВВ и МВБ при отключенных соответствующих их двигателей, причем РПД или ТВД либо ТРД, смонтированный в кормовой части фюзеляжа с его нерегулируемыми боковыми воздухозаборниками (БВЗ), имеет задний вывод вала, отбор мощности соответственно 100% либо 44% и ее передачу на прямую или трансмиссией с автоматической коробкой передач на привод БВВ, но и выполнен с обеспечением отвода выхлопных его газов через соответствующее прямоточное сопло, смонтированное в коке БВВ, при этом кили в ТКО имеют на их законцовках удобообтекаемые обтекатели (УОО) с амортизационными стойками неубирающихся их самоориентирующихся небольших колес, вынесенных за заднюю кромку ЗКК, используемых в трехопорном шасси для выполнения ВВП на хвост с размещением УОО с их стойками параллельно оси симметрии, причем трапециевидные верхний киль и кили обратной V-образности (KOV), располагаясь в ТКО вертикально и под углом к плоскости симметрии, содержат на внешних бортах их УОО соответственно верхние ромбовидные секции (ВРС) в БМС с узлами их стыковки/расстыковки и узлы складывания/раскладывания отклоняемых БМС, образующих ЗКК с прямоугольной или трапециевидной планформой/три ППК в ТАК прямоугольной или трапециевидной планформы с W-образной передней кромкой и треугольными его закон-цовками, сопрягающимися с ВРС соответственно, при этом толкающие один БВВ и три МВБ смонтированы соответственно по оси симметрии и с их перекрытием, равным α_МВВ=2,1…2,2 в межкилевом пространстве ЗКК на их удобообтекаемых гондолах (УОГ), установленных на профилированных радиальных пилонах (ПРП), закрепленных зеркально килям ТКО на кормовой части фюзеляжа или в середине на левой и правой БМС в ЗКК, имеют соотношение их диаметров равным: d_M,≤0,434×D_Б,м (где: d_М и D_Б - диаметры МВВ и БВВ, причем после остановки тормозами БВВ или МВВ и фиксированного размещения двух их лопастей перпендикулярно плоскости симметрии или средней линии соответствующих их ПРП, обеспечивается автоматическое складывание лопастей вдоль продольных соответствующих боковых уступов на фюзеляже или их УОГ соответственно, преобразуется полетная его конфигурация, например, с турбовинтового в электрический самолет, при этом ЭД-генераторы (ЭДГ) и их МВВ интегрированы с их УОГ, обеспечивают в гибридной СУ для подзаряди аккумуляторной батареи способ генерации мощности от внешнего источника энергии посредством вращения трех ЭДГ от авторотации их МВВ при косой их обдувке в ЗКК или на левой и правой БМС в преобразуемом ТАК от набегающего воздушного потока при горизонтальном полете с маршевой тягой, создаваемой его БВВ, причем для выполнения КВП два нижних УОО, смонтированных на законцовках KOV при виде спереди и горизонтальном положении фюзеляжа, имеют поворотные в вертикальной плоскости и вниз стойки их колес, используемых в трехопорном шасси с передней убирающейся амортизационной управляемой стойкой колеса, смонтированной в носовой части фюзеляжа, при этом выполнение ВВП, зависания и автоматической вертикальной посадки осуществляется тремя равновеликими МВВ, вращающимися в одном направлении и размещенными перед БВВ, который встречно вращается с МВВ и вынесен к задней кромке ЗКК в четырехвинтовой системе, обеспечивающей изменение высоты полета исключительно за счет уменьшения оборотов соответствующих двигателей, но и балансировку по тангажу и крену соответственно путем изменения частоты вращения одного переднего с одним задними МВВ и левого с правым их задних МВВ, а изменение балансировки по курсу осуществляется механизмом наклона переднего МВВ, отклоняющего его вектор тяги от вертикали.

Кроме того, система старта и хранения в транспортно-походном его положении, например, контейнерная включающая одно- или многоместную контейнерную пусковую установку (КПУ) при ее базировании на палубе корабля или бортовом грузовике либо транспортном самолете, но и обеспечении с помощью проточного ракетного ускорителя (РУ) старта БУРАН из поднятой КПУ на требуемый угол тангажа либо его сброса под действием силы тяжести так, что после вылета его из КПУ либо его отделения от него запускается двигательная его установка и сбрасывается РУ соответственно и беспилотный УРАН осуществляет полет по заданной программе в составе авиагруппы, при этом сброс с транспортного самолета развертываемых УРАН при вертикальном положении его фюзеляжа осуществляется снизу из ячеек с реечными направляющими КПУ, которая выполнена в виде четырех- или шести- или девятизарядной паллеты, десантируемой на парашюте с самолета, например, Ил-76, позволит с маршевой их тяговооруженностью (К_МT), которая программируется на крейсерскую тяговооруженность: первого уровня- 0,2 или второго- 0,26 либо третьего- 0,32, используя соответственно 62,8% или 81,7% либо 100% мощности, например, ТРД их упомянутой гибридной СУ, достичь на высоте полета 12 км соответствующей скорости полета Маха (М)=0,72 или M=0,8 либо M=0,9, причем головной БУРАН, который полностью оцифрован и включает использование лазерного канала связи, что позволит его упомянутую БСУ оснастить в носовой части фюзеляжа обтекателем двух-частотной бортовой радиолокационной станции (РЛС) с активной фазированной антенной решеткой (АФАР), которая совместно с оптико-электронной станцией (ОЭС), смонтированной сверху носовой части фюзеляжа, обеспечивают на безопасных для него расстояниях геолокацию малозаметной цели в составе авиагруппы, применяемой совместно с другими авиагруппами, способными обмениваться информацией и передавать целеуказание на ряд других многоразовых бесилотных УРАН, не использующие свои РЛС, но и обеспечивать управление своими оружейными нагрузками и по лазерному каналу связи других удаленно-ведомых БУРАН с наведением на цель их корректируемых авиабомб типа КАБ-100, закрепленных в бомбоотсеке на упомянутых ПУ или противотанковых УР (ПТУР), например, типа 9К135 «Корнет», установленных в двух или более чем в двух транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), смонтированных под нижней секцией ЗКК и выносом за его кромки автоматически открываемых передней и задней заслонок ТПК, которые обеспечивают возможность атаки цели с передней или задней его полусферы, при этом для атаки цели с задней полусферы БУРАН на задней кромке нижней секции его ЗКК имеется по оси симметрии обтекатель с кормовым датчиком ОЭС, а нижние ТПК с ПТУР соответственно установлены на ЗКК, причем планер УРАН, защищенный от соленного морского воздуха, 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 в единой композитной обшивке планера с его упомянутыми, например, ЦПГО и КЗК, которые армированы углеродным волокном, способным защитить от мощных электромагнитных вспышек или воздействия лазерного излучения, выдерживать значительные количества тепла, особенно, его упомянутой БСУ, обеспечивающей с наземного КП или пилотом рядом летящего авиа-носителя дистанционное управление оператором или автоматическое выполнение надрельефного полета посредством системы цифровой корреляции с рельефом местности, которую с ее каналом позиционирования ГЛОНАСС и радиолокационным высотомером дополняет, установленная в носовой части фюзеляжа цифровая тепловизионная камера, обеспечивающая как корреляцию отображения объекта для фиксации местности перед УРАН, так и сравнивание информации с камеры и цифровых ее изображений, полученных с помощью спутников или воздушной разведки и хранящихся в памяти компьютера БСУ цифровых карт высот местности, над которой, огибая рельеф и препятствия, предстоит скрытно пролетать, при этом на горизонтальных режимах полета конвертируемого УРАН с его упомянутыми ЗКК или преобразуемым его в ТАК, внутренним ТКО и ЦПГО, последние два из которых под управлением программного обеспечения управления полетом воспринимают датчики управления полетом и перемещают как поверхности управления с помощью приводов поверхностей управления по показаниям датчиков системы управления полетом и ГЛОНАСС, так и обеспечивают продольное и путевое управление соответственно отклонением упомянутых рулевых поверхностей на двух нижних KOV и верхнем вертикальном киле упомянутого ТКО, а поперечное управление осуществляется дифференциальным отклонением консолей упомянутого ЦПГО.

Предлагаемое изобретение предпочтительного палубного беспилотного УРАН, имеющего в схеме утка ЦПГО, складное ЗКК с ПФК, закрепленное к фюзеляжу на килях внутреннего ТКО, ТВД и ЭДГ, приводящие один БВВ и три МВВ, иллюстрируется на фиг. 1-3:

фиг. 1/2 в конфигурации БУРАН КВП/ВВП на виде спереди/сбоку и максимальном/нормальным взлетном весе с ТВД и ЭДГ, приводящими в трапециевидном ЗКК с его ВРС один БВВ и три МВВ при полете с соответствующим положением фюзеляжа;

фиг. 3 в конфигурации турбовинтового УРАН на виде сбоку после вертикального взлета и перехода на горизонтальный полет при работе его ТВД или ЭДГ, приводящими в прямом ЗКК один БВВ или три МВВ для выполнения миссии при подлете к цели или ее атаке со сложенными лопастями БВВ и отключенным его ТВД.

Турбовинтовой УРАН представлен на фиг. 1-3, выполнен по схеме утка, имеет фюзеляж 1 с ЦПГО 2 и ЗКК 3 без механизации с ПФК, складными БМС 4 и законцовками 5, содержит вертикальный киль 6 и KOV 7 их рулевыми поверхностями 8. Для выполнения ВВП на законцовках ТКО 6 и 7 имеются верхний 9 УОО с ВРС 10 в БМС 4 и нижние 11 УОО с их амортизационными стойками 12 и колесами 13 трехопорного, неубирающегося шасси. Для выполнения КВП на нижних УОО 11 имеются поворотные две стойки 12 с колесами 13, но и на фюзеляже 1 убирающаяся передняя управляемая стойка с колесом 14 трехопорного шасси. Толкающие двухлопастные один БВВ 15 и три передний 16 с левым 17/правым 18 МВВ смонтированы соответственно по оси симметрии и в межкилевом пространстве ЗКК 3 на их УОГ 19, установленных на ПРП 20, закрепленных зеркально килям ТКО 6-7 к фюзеляжу 1, в котором имеется ТВД с его БВЗ 21 и соплом 22, выходящим из кока БВВ 15. В гибридной СУ ее ТВД и ЭДГ (на фиг. 1-3 не показано) приводят в ЗКК 3 соответственно БВВ 15 и три МВВ 16-18, создают совместную или раздельную тягу по оси симметрии и распределенную тягу внутри ЗКК 3 для выполнения ВВП или горизонтального скрытного, огибая рельеф, полета для выполнения им миссии при подлете к цели и ее атаке.

Управление противолодочным УРАН обеспечивается пилотом из кабины летящего на безопасном от него удалении, например, головного вертолета Ка-27, а целеуказание- опускаемой под воду лебедкой на тросе антенны гидроакустической станции последнего или в фюзеляже БУРАН его носовым 23 магнитометром. Вооружение УРАН-0,5, например, авиационная ракета-торпеда типа АПР-3М или противокорабельная ракета (ПКР) типа Х-38МК установлена в отсеке фюзеляжа на его ПУ. Причем в последнем варианте целеуказание обеспечивается с головного БУРАН его радаром с АФАР 24 и ОЭС 25. При создании совместной подъемной силы БВВ 15 и МВВ 16 или маршевой их тяги при разбеге обеспечиваются режимы ВВП или КВП при соответствующем положении фюзеляжа 1. При выполнение ВВП, зависания и автоматической вертикальной посадки осуществляется четырехвинтовой системой, включающей три равновеликих МВВ 16-18, вращающихся в одном направлении и размещенных перед БВВ 15, который встречно вращается с МВВ 16-18 и вынесен к задней кромке трапециевидного ЗКК 3 и обеспечивающей изменение высоты полета исключительно за счет уменьшения оборотов соответствующих двигателей, но и балансировку по тангажу и крену соответственно путем изменения частоты вращения одного переднего 16 с одним задним 18 МВВ и левого 17 с правым 18 их задних МВВ, а изменение балансировки по курсу осуществляется механизмом наклона (на фиг. 1-3 не показано) переднего 16 МВВ, отклоняющего его вектор тяги от вертикали.

После выполнения режимы ВВП или КВП и набора высоты выполняется разгонный полет и осуществляется соответствующее уменьшение оборотов вращения БВВ 15 и МВВ 16-18. Для перехода с турбовинтового в электрический самолет от системы трансмиссии отключается БВВ и после остановки его тормозами и фиксированного размещения двух лопастей перпендикулярно плоскости симметрии, обеспечивается автоматическое складывание лопастей вдоль продольных боковых уступов 26 на фюзеляже 1. При горизонтальном полете многоразового УРАН путевое и продольное управление обеспечивается соответственно отклонением руля направления 8 на вертикальном киле 6 и рулей высоты 8 на нижних KOV 7 в ТКО 6-7, а поперечное управление осуществляется дифференциальным отклонением консолей ЦПГО 2.

Таким образом, на базе комплекса «Раструб» и с учетом опыта его использования для пуска ракеты-торпеды «85-РУ» может быть создана одно- или многоместная КПУ для запуска палубных УРАН-0,12 с вертикальной их посадкой на корабль пр. 1155. А размещение наземно-мобильного/воздушного их базирования соответственно в пятизарядной КПУ на бортовом грузовике/четырехзарядной паллете в грузовом отсеке самолета Ил-76 позволит разместить пять/48 единиц возвращаемых БУРАН-0,12, несущих по четыре ПТУР «Корнет»/одной КАБ-100 и увеличить радиус их действия до 1730/1765 км. Причем головной БУРАН-0,12 имеет двухчастотную бортовую РЛС с АФАР в его БСУ, которая на безопасных для него расстояниях реализует связь по закрытому каналу с другими БУРАН и обеспечивает геолокацию цели и управление по лазерному каналу связи оружейными их нагрузками при наведении их на цель.

Поскольку, турбовинтовой УРАН-0,5 с передовыми тактико-техническими показателями, запускаемый с наземной СПУ, то ее освоение с учетом опыта создания КПУ, используемой для БПЛА «Ту-143» в комплексе «Рейс», является задачей экономически предпочтительной и технически реализуемой. Только освоение морского исполнения УРАН-0,5 (см. табл. 1), который защищен от соленного воздуха и несет одну ПКР типа Х-38МК, существенно упростит его развертывание на большом удалении от цели и места базирования, особенно, с возможностью применения в непосредственной близости от поверхности воды и даже при частичной реализации экранного эффекта. Последнее за счет снижения сопротивления, обусловленного уменьшением индуктивных скосов потока, вызванных экраном, позволит увеличить длительность поисково-разведывательного надводного полета, уменьшить топливо-энергетические затраты и увеличить радиус действия сверхзвуковой ПКР типа Х-38МК до 1342 км.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный ударно-разведывательный авианоситель выполнен по схеме «утка» с передним горизонтальным оперением, задним кольцевым крылом (ЗКК), имеющим как внутренние кили, закрепляющие его к фюзеляжу с межкилевым углом 120° друг к другу, так и боковые секции, образующие, отклоняясь вбок-вниз, трехарочное крыло. Беспилотный аппарат имеет роторно-поршневой, или турбовинтовой, или турбореактивный и электрические двигатели, приводящие в ЗКК толкающие больший и три меньших винта, создающих общую и распределенную тягу для вертикального взлета-посадки на хвост и скрытного, огибая рельеф, полета при горизонтальном положении фюзеляжа при подлете к цели и ее атаке со сложенными лопастями большего винта при отключенном его двигателе. Обеспечивается уменьшение габаритов БПЛА в транспортно-походной конфигурации, возможность вертикального взлета и посадки на хвост, увеличение скорости и дальности полета. 1 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

1. Беспилотный ударно-разведывательный авианоситель (УРАН), имеющий крыло, хвостовое оперение, 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 выполнен с возможностью вертикального и короткого взлета-посадки (ВВП и КВП) при соответствующем положении его фюзеляжа, содержит по меньшей мере одно кольцевое крыло с изменяемой геометрией, например в аэродинамической схеме утка, включающей цельно-поворотное переднее горизонтальное оперение (ЦПГО) и заднее кольцевое крыло (ЗКК), смонтированное к фюзеляжу с помощью внутреннего трехкилевого оперения (ТКО) с размещением его килей с их рулевыми поверхностями под углом 120° друг к другу, имеющее поперечную форму круга или эллипса (ПФК или ПФЭ) и складные боковые межкилевые секции (БМС), которые синхронно отклоняются вбок-вниз и после их жесткой фиксации преобразуют ЗКК в трехарочное крыло (ТАК), имеющее низкорасположенные профилированные полукольца (ППК), увеличивающие несущие свойства ТАК с образованием дополнительной подъемной силы, которая в результате чего обеспечивает низкие скорости сваливания на режимах и взлета-посадки при выполнении КВП с максимальным взлетным весом, и горизонтального полета в непосредственной близости от поверхности воды или ровного участка земли с использованием экранного эффекта, образующегося на малых высотах посредством всасывания воздуха в три равновеликих ППК, придавая ему значительную скорость и создавая статическую подъемную силу с обеспечением стабилизации экранного полета, но и содержит роторно-поршневой или турбовинтовой или турбореактивный и электрические двигатели (РПД или ТВД или ТРД и ЭД) в гибридной СУ, приводящие в ЗКК, например, с ПФК один и три двухлопастных соответственно больший и меньшие воздушные винты (БВВ и МВВ) фиксированного шага, тяга которых регулируется изменением оборотов их двигателей, создающие совместную или раздельную тягу соответственно по продольной оси ЗКК и распределенную тягу внутри последнего и в каждом из трех межкилевом его пространстве для выполнения ВВП или горизонтального скрытного, огибая рельеф, высокоскоростного полета для выполнения им миссии при подлете к цели и ее атаке с высокой и низкой звуковой сигнатурой соответственно с зафиксированными и сложенными лопастями БВВ и МВВ при отключенных соответствующих их двигателях, причем РПД или ТВД либо ТРД, смонтированный в кормовой части фюзеляжа с его нерегулируемыми боковыми воздухозаборниками (БВЗ), имеет задний вывод вала, отбор мощности соответственно 100% либо 44% и ее передачу на прямую или трансмиссией с автоматической коробкой передач на привод БВВ, но и выполнен с обеспечением отвода выхлопных его газов через соответствующее прямоточное сопло, смонтированное в коке БВВ, при этом кили в ТКО имеют на их законцовках удобообтекаемые обтекатели (УОО) с амортизационными стойками неубирающихся их самоориентирующихся небольших колес, вынесенных за заднюю кромку ЗКК, используемых в трехопорном шасси для выполнения ВВП на хвост с размещением УОО с их стойками параллельно оси симметрии, причем трапециевидные верхний киль и кили обратной V-образности (KOV), располагаясь в ТКО вертикально и под углом к плоскости симметрии, содержат на внешних бортах их УОО соответственно верхние ромбовидные секции (ВРС) в БМС с узлами их стыковки/расстыковки и узлы складывания/раскладывания отклоняемых БМС, образующих ЗКК с прямоугольной или трапециевидной планформой/три ППК в ТАК прямоугольной или трапециевидной планформы с W-образной передней кромкой и треугольными его законцовками, сопрягающимися с ВРС соответственно, при этом толкающие один БВВ и три МВВ смонтированы соответственно по оси симметрии и с их перекрытием, равным α_MBB=2,1…2,2, в межкилевом пространстве ЗКК на их удобообтекаемых гондолах (УОГ), установленных на профилированных радиальных пилонах (ПРП), закрепленных зеркально килям ТКО на кормовой части фюзеляжа или в середине на левой и правой БМС в ЗКК, имеют соотношение их диаметров, равное: d_M≤0,434×D_Б, м, где d_M и D_Б - диаметры МВВ и БВВ, причем после остановки тормозами БВВ или МВВ и фиксированного размещения двух их лопастей перпендикулярно плоскости симметрии или средней линии соответствующих их ПРП обеспечивается автоматическое складывание лопастей вдоль продольных соответствующих боковых уступов на фюзеляже или их УОГ соответственно, преобразуется полетная его конфигурация, например, с турбовинтового в электрический самолет, при этом ЭД-генераторы (ЭДГ) и их МВВ интегрированы с их УОГ, обеспечивают в гибридной СУ для подзаряди аккумуляторной батареи способ генерации мощности от внешнего источника энергии посредством вращения трех ЭДГ от авторотации их МВВ при косой их обдувке в ЗКК или на левой и правой БМС в преобразуемом ТАК от набегающего воздушного потока при горизонтальном полете с маршевой тягой, создаваемой его БВВ, причем для выполнения КВП два нижних УОО, смонтированных на законцовках KOV при виде спереди и горизонтальном положении фюзеляжа, имеют поворотные в вертикальной плоскости и вниз стойки их колес, используемых в трехопорном шасси с передней убирающейся амортизационной управляемой стойкой колеса, смонтированной в носовой части фюзеляжа, при этом выполнение ВВП, зависания и автоматической вертикальной посадки осуществляется тремя равновеликими МВВ, вращающимися в одном направлении и размещенными перед БВВ, который встречно вращается с МВВ и вынесен к задней кромке ЗКК в четырехвинтовой системе, обеспечивающей изменение высоты полета исключительно за счет уменьшения оборотов соответствующих двигателей, но и балансировку по тангажу и крену соответственно путем изменения частоты вращения одного переднего с одним задними МВВ и левого с правым их задних МВВ, а изменение балансировки по курсу осуществляется механизмом наклона переднего МВВ, отклоняющего его вектор тяги от вертикали.

2. Беспилотный УРАН по п. 1, отличающийся тем, что он выполнен с возможностью хранения в транспортно-походном его положении и старта с одно- или многоместной контейнерной пусковой установки (КПУ) при ее базировании на палубе корабля или бортовом грузовике либо транспортном самолете, но и обеспечении с помощью проточного ракетного ускорителя (РУ) его старта из поднятой КПУ на требуемый угол тангажа либо его сброса под действием силы тяжести так, что после вылета его из КПУ либо его отделения от него соответственно запускается двигательная его установка и сбрасывается РУ для осуществления полета по заданной программе, при этом сброс с транспортного самолета развертываемых беспилотных УРАН обеспечивается при вертикальном положении их фюзеляжа и осуществляется снизу из ячеек с реечными направляющими КПУ, которая выполнена в виде четырех-, или шести-, или девятизарядной паллеты, десантируемой на парашюте с самолета, например Ил-76, позволит с маршевой их тяговооруженностью (K_MT), которая программируется на крейсерскую тяговооруженность: первого уровня - 0,2 или второго - 0,26 либо третьего - 0,32, используя соответственно 62,8% или 81,7% либо 100% мощности, например ТРД их упомянутой гибридной СУ, достичь на высоте полета 12 км соответствующей скорости полета Маха (M)=0,72 или М=0,8 либо M=0,9, причем упомянутая БСУ беспилотного УРАН оснащена в носовой части его фюзеляжа обтекателем двухчастотной бортовой радиолокационной станции (РЛС) с активной фазированной антенной решеткой (АФАР), которая совместно с оптико-электронной станцией (ОЭС), смонтированной сверху носовой части фюзеляжа, обеспечивает на безопасных для него расстояниях как геолокацию малозаметной цели, так и управление своими оружейными нагрузками с наведением на цель корректируемых авиабомб типа КАБ-100, закрепленных в бомбоотсеке на упомянутых ПУ или противотанковых УР (ПТУР), например, типа 9К135 «Корнет», установленных в двух или более чем в двух транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), смонтированных под нижней секцией ЗКК, и выносом за его кромки автоматически открываемых передней и задней заслонок ТПК, которые обеспечивают возможность атаки цели с передней или задней его полусферы, при этом для атаки цели с задней полусферы беспилотного УРАН на задней кромке нижней секции его ЗКК имеется по оси симметрии обтекатель с кормовым датчиком ОЭС, а нижние ТПК с ПТУР соответственно установлены на ЗКК, причем планер беспилотного УРАН, защищенный от соленого морского воздуха, 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 в единой композитной обшивке планера с его упомянутыми, например, ЦПГО и КЗК, которые армированы углеродным волокном, способным защитить от мощных электромагнитных вспышек или воздействия лазерного излучения, выдерживать значительные количества тепла, особенно, его упомянутой БСУ, обеспечивающей с наземного КП или пилотом рядом летящего авианосителя дистанционное управление оператором или автоматическое выполнение надрельефного полета посредством системы цифровой корреляции с рельефом местности, которую с ее каналом позиционирования ГЛОНАСС и радиолокационным высотомером дополняет установленная в носовой части фюзеляжа цифровая тепловизионная камера, обеспечивающая как корреляцию отображения объекта для фиксации местности перед беспилотным УРАН, так и сравнивание информации с камеры и цифровых ее изображений, полученных с помощью спутников или воздушной разведки и хранящихся в памяти компьютера БСУ цифровых карт высот местности, над которой, огибая рельеф и препятствия, предстоит скрытно пролетать, при этом на горизонтальных режимах полета конвертируемого беспилотного УРАН с его упомянутыми ЗКК или преобразуемым его в ТАК, внутренним ТКО и ЦПГО, последние два из которых под управлением программного обеспечения управления полетом воспринимают датчики управления полетом и перемещают как поверхности управления с помощью приводов поверхностей управления по показаниям датчиков системы управления полетом и ГЛОНАСС, так и обеспечивают продольное и путевое управление соответственно отклонением упомянутых рулевых поверхностей на двух нижних KOV и верхнем вертикальном киле упомянутого ТКО, а поперечное управление осуществляется дифференциальным отклонением консолей упомянутого ЦПГО.