КОНВЕРТИРУЕМЫЙ ДВУХКИЛЕВОЙ ДОЗВУКОВОЙ САМОЛЕТ ТРЕХВАРИАНТНОГО БАЗИРОВАНИЯ Российский патент 2025 года по МПК B64C27/28 B64C27/22 B64C39/10 

Изобретение относится к конвертируемым дальним дозвуковым самолетам с летающим крылом и стабилизатором обратной V-образности, соединяющим в центроплане крыла вырез ε-образной планформы, имеющий внутри более чем один поворотный кольцевой канал с поршневым или турбовинтовым или турбореактивным и электрическими двигателями, приводящими больший и меньшие воздушные винты, создающие общую и распределенную тягу для вертикального взлета-посадки и скрытного, огибая рельеф, полета соответственно для выполнения миссии при подлете к цели и ее атаке со сложенными лопастями большего винта при отключенном его двигателе.

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, размещается в двух внутренних его боковых отсеках объемом 0,77 м³ каждый.

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 самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) типа F-35B (США) с трапециевидным крылом и подкрыльными соплами, создающими вертикальную тягу и управление по крену, имеет (см. https://wikidea.ru/wiki/Pratt_%26_Whitney_F135) турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с отклоняемым вектором тяги сопла и отбором мощности на привод подъемного вентилятора и V-образное оперение.

Признаки, совпадающие - силовая установка СВВП включает ТРДД типа F135-PW-600 взлетной мощности 42800 кВт, имеет модуль поворотного сопла для вертикального взлета-посадки, при котором мощность 21600 кВт и 4210 кВт от ТРДД соответственно передается продольным валом и через муфту сцепления на подъемный вентилятор и отбирается посредством подачи воздуха от его компрессора на подкрыльные сопла для подъемной тяги и управления самолетом по крену.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что заднее расположение ТРДД с его поворотным соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, имеет для отбора взлетной его мощности передний вывод вала посредством редуктора и муфты сцепления на подъемный вентилятор, установленный за кабиной пилота в фюзеляже с верхней и нижней раскрываемыми створками, отклоняющими его воздушный поток в продольном направлении, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что размещение за кабиной пилота подъемного вентилятора диаметром 1,27 м предопределяет большую площадь миделя фюзеляжа, что создает дополнительное лобовое сопротивление. Третья - это то, что для выполнения взлета имеется двойная система создания вертикальной горячей тяги от поворотного сопла ТРДД, предопределяющего термостойкое исполнение палубы корабля, но и холодной тяги от подъемного вентилятора и подкрыльных сопел, которые при горизонтальном его полете, увеличивая паразитную массу, бесполезны, что ведет к утяжелению конструкции и уменьшению весовой отдачи. Кроме того, использование форсажного режима работы ТРДД с его тягой 19050 кгс повышает удельный расход топлива на 52%, уменьшает вдвое дальность полета и ограничивает бесфорсажную скорость не более 950 км/ч.

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 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 Mk.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" повышения скорости, дальности полета и целевой нагрузки, обеспечения автоматических, огибая рельеф, и скрытного перемещения с вооружением или людей и грузов в зону боевых действий, и возврата на средство базирования, и выполнения вертикального и короткого взлета-посадки в полетной конфигурации гибридного самолета соответственно палубного, морского и аэродромного базирования.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного БПЛА типа "Icara", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен с возможностью вертикального и короткого взлета-посадки (ВВП и КВП) с вертолетной площадки и взлетно-посадочной полосы соответственно, содержит летающее развитое крыло (ЛРК), имеющее более чем один поворотный кольцевой канал (ПКК), смонтированный с более чем одним его воздушным винтом (ВВ) внутри ЛРК и/или по бокам или в их комбинации или с внешними секциями прямой или обратной стреловидности (СПС или СОС) или в комбинации последних, при этом по оси симметрии размещена линия стыковки, например, спаренных ПКК, интегрированных с центропланом ЛРК, выполненным в виде плоского кольца, содержит по бокам центроплана его подкрыльные кили обратной стреловидности (КОС), которые имеют рули направления и на их законцовках удобообтекаемые обтекатели (УОО) с амортизационными стойками их самоориентирующихся небольших неубирающихся колес велосипедного типа, образующих четырехопорное шасси, при этом в кормовом вырезе центроплана ЛРК смонтированы две хвостовые балки с их стреловидным стабилизатором обратной V-образности (COV), имеющим рули высоты и отклоненные к плоскости симметрии его консоли обратного сужения, которые, конструктивно объединяя ε-образную планформу для двух ПКК, жестко соединяют ее закон-цовками, причем каждый ПКК содержит один или боле чем один с автозапуском роторно-поршневой или турбовинтовой или турбореактивный и электрический двигатели (РПД или ТВД или ТРД и ЭД) или в их комбинации, например, в гибридной СУ (ГСУ), приводящие в каждом ПКК один и четыре соответственно больший и меньшие ВВ (БВВ и МВВ) нерегулируемого шага, взлетная тяга которых, действуя вдоль и продольной оси ПКК, и каждого его Х-образного пилона (ХОП), регулируется изменением оборотов их двигателей при создании совместной или раздельной тяги соответственно на режимах ВВП или горизонтального скрытного, огибая рельеф, высокоскоростного/скоростного полета для выполнения им миссии при подлете к цели/ее атаке с высокой/низкой звуковой сигнатурой соответственно с зафиксировано сложенными лопастями МВВ/БВВ при отключенных соответствующих их двигателей, при этом каждый ПКК, выполняя роль винтокольцевого движителя, имеет обратное сужение с размещением его V-образных на виде сбоку или спереди передней и задней кромок к продольной оси ПКК с образованием трапециевидной его планформы при горизонтальном полете на виде сверху или сбоку соответственно, выполнен без механического или с механическим приводом его поворота в вертикальной плоскости, снабжен возможностью изменения вектора горизонтальной его тяги на вертикальную и обратно посредством большей тяги нижних МВВ и верхних МВВ или следящего механического привода, которые обеспечивают соответственно его поворот вверх и вниз при скорости поворота 4,5-6,0 град/сек на требуемый угол 90° и жесткой в конечном положении последующей фиксации каждого ПКК с его БВВ и МВВ, причем РПД или ТВД либо ТРД установлен в центральной мотогондоле (ЦМГ) с ее нерегулируемым лобовым воздухозаборником, смонтированной сзади каждого ПКК на профилированных ХОП, увеличивающих наравне с профилированным ПКК несущую способность ЛРК на переходных и самолетных режимах полета, имеет передний вывод вала для отбора взлетной мощности соответственно 100% либо 20…40% 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 или реактивное прямоугольное сопло (РПС), создающее с V-образной в плане задней кромкой и термопоглощающим его покрытием подъемную или маршевую тягу, обеспечению последней способствуют двухбалочная схема и COV в ЛРК, при этом тянущие один БВВ и четыре МВВ смонтированы соответственно в центре и внутри каждого ПКК без перекрытия МВВ, равным на их удобообтекаемых гондолах (УОГ), установленных на ХОП, имеют соотношение их диаметров равным: d_м≤0,41×D_Б, м (где: d_м и D_Б - диаметры МВВ и БВВ, причем ЭД-генераторы (ЭДГ) и их МВВ интегрированы с их УОГ, обеспечивают в ГСУ, например, с ее ТВД или ТРД для подзаряди аккумуляторной батареи способ генерации мощности от внешнего источника энергии посредством вращения четырех ЭДГ от авторотации их МВВ при косой их обдувке в каждом ПКК от набегающего воздушного потока при горизонтальном полете с маршевой тягой, создаваемой его БВВ или ТРД в турбовинтовом или реактивном ДДС соответственно, при этом выполнение ВВП, зависания и автоматической вертикальной посадки осуществляется четырьмя равновеликими МВВ, вращающимися в одном направлении и размещенными в ПКК за БВВ, который встречно вращается с МВВ и вынесен к передней кромке каждого из спаренных ПКК, образующих десятивинтовую несущую схему (ДВНС), которая, создавая противоположные крутящие моменты для управления, обеспечивает изменение высоты его полета совместно всеми БВВ и МВВ за счет уменьшения или увеличения оборотов соответствующих их двигателей в ДВНС-Х10, но и балансировку по тангажу и крену соответственно путем изменения частоты вращения двух пар передних с двумя парами задних МВВ и двух пар левых с двумя парами правых МВВ, а изменение балансировки по курсу осуществляется за счет увеличения оборотов четырех МВВ и уменьшения, сохраняя общую подъемную силу, четырех МВВ соответственно в левом и правом ПКК с их встречно вращающимися МВВ, причем для выполнения режима взлета-посадки с максимальным взлетным весом, например, ДДС КВП аэродромного базирования с его ГСУ, включающей, например, ЭДГ и ТРД, имеющей возможность создания наклонно-маршевой тяги при отклонении и жесткой фиксации спаренных ПКК с их ЦМГ под углом 40°…45° ее продольной оси к горизонтали, при этом в ГСУ, например, с ее ТВД и ЭДГ после остановки тормозами в каждом ПКК, например, четырехлопастных всех БВВ с его ТВД или всех МВВ с их ЭДГ и фиксированного размещения каждой их пары лопастей параллельно и перпендикулярно плоскости симметрии, осуществляется автоматическое назад по полету складывание лопастей вдоль соответствующих продольных боковых уступов на ЦМГ и УОГ, обеспечивается соответственно полетная его конфигурация, например, электрического или турбовинтового самолета и обратно, причем упомянутая БСУ головного ДДС, например, палубного базирования на противолодочных кораблях проекта 1155, имеет обтекатели двухчастотной бортовой радиолокационной станции (РЛС) с активной фазированной антенной решеткой (АФАР) и/или оптико-электронной станцией (ОЭС), установленные соответственно в носовой части переднего крыльевого обтекателя ЛРК, имеющего сверху топливную штангу системы дозаправки в воздухе, и/или снизу него с обеспечением геолокации малозаметной цели и управлением оружейными его нагрузками и по лазерному каналу связи более чем одним удаленно-ведомым ДДС (УВДДС) с наведением на цель их упомянутых УР.

Кроме того, упомянутое ЛРК и его синхронно складные вниз или вверх правая СОС и левая СПС, имея асимметричную стреловидность, образуют пилообразные переднюю и заднюю его кромки, обеспечивают, уменьшая волновое сопротивление и потребную маршевую тяговооруженность, высокоскоростной или дозвуковой горизонтальный полет транспортного или ударного ДДС при синхронном отклонении вниз СОС и СПС с угла ϕ=-10° до ϕ=-25° или ϕ=-65° с упомянутой ГСУ и ее ЭДГ и ТВД или ТРД соответственно, причем ЛРК с разнонаправленной стреловидностью χ=-35° СОС и χ=+35° СПС, которые, расширяя его двустороннюю асимметричность, обеспечивают за счет продольного их смещения уменьшение волнового сопротивления, но и существенное до 40% увеличение топливной эффективности либо скорости и дальности полета соответственно транспортного либо ударного ДДС, содержащего, например, в упомянутой ГСУ с ее ЭДГ и РПД либо ТВД для скоростного либо высокоскоростного горизонтального полета, при этом оптимизация продольного смещения СОС и СПС в ЛРК достигается определением каждого минимума соотношения для несущей поверхности, например, коэффициента волнового сопротивления (С_хавл)/минимального сопротивления (C_xamin), которое определяется в зависимости от расстояния продольного смещения СОС и СПС как процентное отношение от максимального расстояния их смещения, которое составляет С_хавл/C_xamin ≈77,7% и которое соответствует реализации продольного смещения СОС и СПС при оценке результирующего коэффициента волнового сопротивления (С_хавл), например, путем определения расстояния продольного смещения, при котором волновое сопротивление минимизировано для заданной конструкции ЛРК, причем планер ДДС имеет на концах упомянутых хвостовых балок магнитометр и квантовый гравиградиометр, которые обеспечивают при полете над поверхностью воды поиск подлодок, защищен 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 его обшивке с упомянутым ЛРК и его ПКК и развитыми КОС, имеющими надувные поплавки и систему надувки, позволяющие, не снижая крейсерскую скорость, выполнять ВВП и КВП с поверхности воды, которые армированы углеродным волокном, способным защитить от мощных электромагнитных вспышек или воздействия лазерного излучения, выдерживать значительные количества тепла, особенно, его упомянутой БСУ, обеспечивающей управление упомянутого УВДДС с наземного командного пункта или пилотом рядом летящего упомянутого головного ДДС или автоматическое выполнение ими надрельефного полета или над поверхностью воды посредством системы цифровой корреляции с рельефом местности или волнения моря, которую с ее каналом позиционирования ГЛОНАСС и радиолокационным высотомером дополняет, установленная снизу упомянутого крыльевого обтекателя ЛРК цифровая тепловизионная камера, обеспечивающая корреляцию отображения объекта для фиксации местности перед ним, но 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 каждый упомянутый КОС имеет в передней его части проем, в котором устанавливается сменный модуль, как-то: более чем один подвесной топливный бак или контейнер для грузов или спаренных авиапулеметов ГУВ-8700, поражающих БПЛА или катера-камикадзе барражирующим или каботажным УВДДС, либо ярусный пилон с упомянутыми их УР либо автоматически удаляемый из КОС узкий фюзеляж с верхней выкидной парашютной спасательной системой, используемой при ВВП и отказе всех двигателей, либо катер-камикадзе или торпедный катер-катамаран, возвращаемый в КОС УВДДС морского базирования.

Предлагаемое изобретение конвертируемого ДДС с ЛРК, имеющим складные внешние СОС и СПС, два подкрыльных КОС, спаренные ПКК с их БВВ и МВВ, приводимыми ТРД в ЦМГ и ЭДГ в их УОГ, иллюстрируется на общих видах и фиг. 1/2-3:

фиг. 1/2 в конфигурации палубного ДДС ВВП с разложенными в ЛРК его СОС и СПС под их углом ϕ=-10° (сложенные показаны пунктиром), ДВНС-ХЮ, создающей вертикальную тягу в спаренных ПКК с их БВВ и МВВ, приводимыми ТРД и ЭДГ;

фиг. 3 в конфигурации наземного ДДС КВП с ЛРК, ТРД с БВВ, ЭДГ с МВВ, создающими наклонно-маршевую тягу при отклонении спаренных ПКК под углом 45°.

Транспортно-ударный ДДС представлен на фиг. 1/2-3, выполнен по концепции ДВНС-Х10 с ЛРК 1, содержащим подкрыльные два КОС 2, имеющие рули направления 3 и на их законцовках УОО 4 амортизационные стойки (на фиг. 1-3 не показано) их небольших неубирающихся колес 5 четырехопорного шасси, внешние правую СОС 6 и левую СПС 7 с их флаперонами 8, спаренные левый 9 и правый 10 ПКК, установленные внутри ЛРК 1 в вырезе ε-образной планформы с их ЦМГ 11, смонтированных сзади их на ХОП 12. На концах хвостовых балок 13 имеется COV 14 с рулями высоты 15, консоли которого жестко объединяют вырез £-образной планформы. Вынесенные к передней и задней кромкам каждого ПКК 9-10 соответственно один БВВ 16 и двух пар передних 17 и задних 18 МВВ установлены на выходных валах в ЦМГ 11 и УОГ 19. Каждая ЦМГ 11 с лобовым воздухозаборником 20 имеет ТРД с его РПС 21 и для отбора взлетной мощности передний вывод вала, вращательно связанный через муфту сцепления с главным редуктором, передающим крутящий момент на тянущий БВВ 16 встречно вращающийся с толкающими МВВ 17-18.

Управление головным ДДС обеспечивается пилотом из кабины 22 фюзеляжа 23, установленного в проеме одного КОС 2, а целеуказание - его радаром с АФАР 24 и ОЭС 25, смонтированным в носовой части крыльевого обтекателя 26 и снизу него (см. фиг. 3). Противолодочные УР-торпеды МТТ закреплены на их ярусных ПУ 27, установленных по бокам другого КОС 2. На концах хвостовых балок 13 имеется магнитометр 28 и квантовый гравиградиометр 29, обеспечивающие при полете над поверхностью воды поиск подлодок. При создании подъемной силы БВВ 16 и МВВ 17-18 и реактивной тяги ТРД или совместной наклонно-маршевой их тяги при разбеге обеспечиваются режимы ВВП и зависания или КВП (см. фиг. 3) при соответствующем положении спаренных ПКК 9-10, изменяющих угол их поворота за счет тяги передних и задних их МВВ 17-18. На режимах ВВП и зависания используется подъемная тяга, обеспечиваемая двумя ТРД совместно со всеми БВВ 16 и МВВ 17-18, которые, создавая противоположные крутящие моменты для управления, обеспечивают изменение высоты его полета за счет уменьшения или увеличения оборотов соответствующих двигателей БВВ 16 и МВВ 17-18, но и балансировку по тангажу и крену соответственно путем изменения частоты вращения двух пар передних 17 с двумя парами задних 18 МВВ 17 и пары левых 17-18 с парой правых 17-18 МВВ, а изменение балансировки по курсу осуществляется за счет увеличения оборотов четырех МВВ 17-18 и уменьшения, сохраняя общую подъемную силу, четырех МВВ 17-18 соответственно в левом 9 и правом 10 ПКК с их встречно вращающимися МВВ 17-18. Для перехода в конфигурацию реактивного ДДС после остановки тормозами в каждом ПКК 9-10 четырехлопастных БВВ 16 и МВВ 17-18 и фиксированного размещения каждой пары лопастей параллельно и перпендикулярно плоскости симметрии, обеспечивается автоматическое назад по полету складывание лопастей вдоль соответствующих продольных боковых уступов 30 на ЦМГ 11 и их УОГ 19. На режиме перехода ДДС подъемная сила и маршевая тяга создается ЛРК 1 с БВВ 16, МВВ 17-18 и совместно с двумя ТРД соответственно, при его полете как реактивного самолета со скоростью М=0,7…0,75 - ЛРК 1, реактивная тяга- двумя ТРД. При горизонтальном полете палубного ДДС управление тангажом и рысканьем осуществляется соответственно отклонением рулей высоты 15 на COV 14 и направления 3 на двух КОС 2, а по крену-дифференциальным отклонением флаперонов 8 на СОС 6 и СПС 7, которые для уменьшения габаритов ЛРК 1 на его стоянке или при выполнении ВВП отклоняются синхронно, например, вниз и фиксируются без выноса их за КОС 2 (см. фиг. 1).

Таким образом, первоочередное освоение палубного ДДС-0,4, имеющего взлетный вес 2000 кг и два РПД-150Т «ЦИАМ» мощностью по 150 л.с.с их БВВ (D=2,24 м) и восемь ЭДГ ДГ-30НС с их МВВ (d=0,92 м), позволит отработать ВВП со спаренными ПКК, изменяющими угол их поворота за счет тяги передних и задних их МВВ, но и достичь время полета 9 часов барражирующему ДДС-0,4, вооруженному для поражения БПЛА спаренными пулеметами 12,7 и 7,62 калибра в двух ГУВ-8700 и охраны корабля пр. 1155, на котором взамен двух вертолетов Ка-27 базируется шесть ДДС-0,4. Освоение ударного ДДС-1,5 с удвоенной ДВНС-Х10 (см. табл. 1) и ее ТРДД-50М тягой 600×4,кгс и ЭДГ ДГ-60НС мощностью 60×16,кВт, приводящими БВВ (D=3,17×4) и МВВ (d=1,3×16) в их спаренных ПКК и внешних правом и левом ПКК, интегрированных с СОС и СПС, изменяющего полетную конфигурацию с самолета ВВП в реактивный самолет, имеет взлетный вес 8000 кг и площадку для ВВП 110 м², позволит удлинить радиус действия с 60 км до 918 км шести авиабомб ФАБ-250М с УМПК.

Таблица 1

Предварительные технические требования к ударным ДДС с ДВНС-Х10 и ГСУ

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям конвертируемых самолетов. Конвертируемый двухкилевой дозвуковой самолет (ДДС) имеет крыло, хвостовое оперение, фюзеляж с пусковым устройством управляемой ракеты, двигатель силовой установки (СУ) и бортовую систему управления. ДДС выполнен с возможностью вертикального и короткого взлета/посадки. ДДС содержит летающее развитое крыло (ЛРК), имеющее более чем один поворотный кольцевой канал (ПКК), смонтированный с более чем одним воздушным винтом (ВВ) внутри ЛРК. Каждый ПКК содержит один или более чем один с автозапуском роторно-поршневой, или турбовинтовой, или турбореактивный и электрический двигатели (РПД, или ТВД, или ТРД и ЭД) в гибридной СУ, приводящие в каждом ПКК один больший и четыре меньших ВВ нерегулируемого шага. Обеспечивается повышение скорости, дальности полета, увеличение целевой нагрузки, возможность вертикального взлета и посадки. 1 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

1. Конвертируемый двухкилевой дозвуковой самолет (ДДС), имеющий крыло, хвостовое оперение, фюзеляж с пусковым устройством (ПУ) управляемой ракеты (УР), двигатель силовой установки (СУ) и бортовую систему управления (БСУ), отличающийся тем, что он выполнен с возможностью вертикального и короткого взлета-посадки (ВВП и КВП) с вертолетной площадки и взлетно-посадочной полосы соответственно, содержит летающее развитое крыло (ЛРК), имеющее более чем один поворотный кольцевой канал (ПКК), смонтированный с более чем одним его воздушным винтом (ВВ) внутри ЛРК и/или по бокам или в их комбинации или с внешними секциями прямой или обратной стреловидности (СПС или СОС) или в комбинации последних, при этом по оси симметрии размещена линия стыковки, например, спаренных ПКК, интегрированных с центропланом ЛРК, выполненным в виде плоского кольца, содержит по бокам центроплана его подкрыльные кили обратной стреловидности (КОС), которые имеют рули направления и на их законцовках удобообтекаемые обтекатели (УОО) с амортизационными стойками их самоориентирующихся небольших неубирающихся колес велосипедного типа, образующих четырехопорное шасси, при этом в кормовом вырезе центроплана ЛРК смонтированы две хвостовые балки с их стреловидным стабилизатором обратной V-образности (COV), имеющим рули высоты и отклоненные к плоскости симметрии его консоли обратного сужения, которые, конструктивно объединяя ε-образную планформу для двух ПКК, жестко соединяют ее законцовками, причем каждый ПКК содержит один или более чем один с автозапуском роторно-поршневой, или турбовинтовой, или турбореактивный и электрический двигатели (РПД, или ТВД, или ТРД и ЭД) или в их комбинации, например, в гибридной СУ (ГСУ), приводящие в каждом ПКК один и четыре соответственно больший и меньшие ВВ (БВВ и МВВ) нерегулируемого шага, взлетная тяга которых, действуя вдоль и продольной оси ПКК, и каждого его Х-образного пилона (ХОП), регулируется изменением оборотов их двигателей при создании совместной или раздельной тяги соответственно на режимах ВВП или горизонтального скрытного, огибая рельеф, высокоскоростного/скоростного полета для выполнения им миссии при подлете к цели/ее атаке с высокой/низкой звуковой сигнатурой соответственно с зафиксированно сложенными лопастями МВВ/БВВ при отключенных соответствующих их двигателях, при этом каждый ПКК, выполняя роль винтокольцевого движителя, имеет обратное сужение с размещением его V-образных на виде сбоку или спереди передней и задней кромок к продольной оси ПКК с образованием трапециевидной его планформы при горизонтальном полете на виде сверху или сбоку соответственно, выполнен без механического или с механическим приводом его поворота в вертикальной плоскости, снабжен возможностью изменения вектора горизонтальной его тяги на вертикальную и обратно посредством большей тяги нижних МВВ и верхних МВВ или следящего механического привода, которые обеспечивают соответственно его поворот вверх и вниз при скорости поворота 4,5-6,0 град/с на требуемый угол 90° и жесткой в конечном положении последующей фиксации каждого ПКК с его БВВ и МВВ, причем РПД или ТВД либо ТРД установлен в центральной мотогондоле (ЦМГ) с ее нерегулируемым лобовым воздухозаборником, смонтированной сзади каждого ПКК на профилированных ХОП, увеличивающих наравне с профилированным ПКК несущую способность ЛРК на переходных и самолетных режимах полета, имеет передний вывод вала для отбора взлетной мощности соответственно 100% либо 20…40% и ее передачу на прямую или трансмиссией с автоматической коробкой передач на привод БВВ и выполнен с обеспечением отвода выхлопных его газов через соответствующее прямоточное или реактивное прямоугольное сопло (РПС), создающее с V-образной в плане задней кромкой и термопоглощающим его покрытием подъемную или маршевую тягу, обеспечению последней способствуют двухбалочная схема и COV в ЛРК, при этом тянущие один БВВ и четыре МВВ смонтированы соответственно в центре и внутри каждого ПКК без перекрытия МВВ, а_мвв=2,1…2,2, на их удобообтекаемых гондолах (УОГ), установленных на ХОП, имеют соотношение их диаметров, равное d_м≤0,41D_Б, где d_м и D_Б - диаметры МВВ и БВВ, причем ЭД-генераторы (ЭДГ) и их МВВ интегрированы с их УОГ, обеспечивают в ГСУ, например, с ее ТВД или ТРД для подзаряди аккумуляторной батареи способ генерации мощности от внешнего источника энергии посредством вращения четырех ЭДГ от авторотации их МВВ при косой их обдувке в каждом ПКК от набегающего воздушного потока при горизонтальном полете с маршевой тягой, создаваемой его БВВ или ТРД в турбовинтовом или реактивном ДДС соответственно, при этом выполнение ВВП, зависания и автоматической вертикальной посадки осуществляется четырьмя равновеликими МВВ, вращающимися в одном направлении и размещенными в ПКК за БВВ, который встречно вращается с МВВ и вынесен к передней кромке каждого из спаренных ПКК, образующих десятивинтовую несущую схему (ДВНС), которая, создавая противоположные крутящие моменты для управления, обеспечивает изменение высоты его полета совместно всеми БВВ и МВВ за счет уменьшения или увеличения оборотов соответствующих их двигателей в ДВНС-Х10, но и балансировку по тангажу и крену соответственно путем изменения частоты вращения двух пар передних с двумя парами задних МВВ и двух пар левых с двумя парами правых МВВ, а изменение балансировки по курсу осуществляется за счет увеличения оборотов четырех МВВ и уменьшения, сохраняя общую подъемную силу, четырех МВВ соответственно в левом и правом ПКК с их встречно вращающимися МВВ, причем для выполнения режима взлета-посадки с максимальным взлетным весом, например, ДДС КВП аэродромного базирования с его ГСУ, включающей, например, ЭДГ и ТРД, имеющей возможность создания наклонно-маршевой тяги при отклонении и жесткой фиксации спаренных ПКК с их ЦМГ под углом 40°…45° ее продольной оси к горизонтали, при этом в ГСУ, например, с ее ТВД и ЭДГ после остановки тормозами в каждом ПКК, например четырехлопастных всех БВВ с его ТВД или всех МВВ с их ЭДГ и фиксированного размещения каждой их пары лопастей параллельно и перпендикулярно плоскости симметрии, осуществляется автоматическое назад по полету складывание лопастей вдоль соответствующих продольных боковых уступов на ЦМГ и УОГ, обеспечивается соответственно полетная его конфигурация, например, электрического или турбовинтового самолета и обратно, причем упомянутая БСУ головного ДДС, например палубного базирования на противолодочных кораблях проекта 1155, имеет обтекатели двухчастотной бортовой радиолокационной станции (РЛС) с активной фазированной антенной решеткой (АФАР) и/или оптико-электронной станцией (ОЭС), установленные соответственно в носовой части переднего крыльевого обтекателя ЛРК, имеющего сверху топливную штангу системы дозаправки в воздухе, и/или снизу него с обеспечением геолокации малозаметной цели и управлением оружейными его нагрузками и по лазерному каналу связи более чем одним удаленно-ведомым ДДС (УВДДС) с наведением на цель их упомянутых УР.

2. Конвертируемый ДДС по п. 1, отличающийся тем, что упомянутое ЛРК и его синхронно складные вниз или вверх правая СОС и левая СПС, имея асимметричную стреловидность, образуют пилообразные переднюю и заднюю его кромки, обеспечивают, уменьшая волновое сопротивление и потребную маршевую тяговооруженность, высокоскоростной или дозвуковой горизонтальный полет транспортного или ударного ДДС при синхронном отклонении вниз СОС и СПС с угла ϕ=-10° до ϕ=-25° или ϕ=-65° с упомянутой ГСУ и ее ЭДГ и ТВД или ТРД соответственно, причем ЛРК с разнонаправленной стреловидностью χ=-35° СОС и χ=+35° СПС, которые, расширяя его двустороннюю асимметричность, обеспечивают за счет продольного их смещения уменьшение волнового сопротивления, но и существенное до 40% увеличение топливной эффективности либо скорости и дальности полета соответственно транспортного либо ударного ДДС, содержащего, например, в упомянутой ГСУ с ее ЭДГ и РПД либо ТВД для скоростного либо высокоскоростного горизонтального полета, при этом оптимизация продольного смещения СОС и СПС в ЛРК достигается определением каждого минимума соотношения для несущей поверхности, например, коэффициента волнового сопротивления (С_хавл)/минимального сопротивления (C_xamin), которое определяется в зависимости от расстояния продольного смещения СОС и СПС как процентное отношение от максимального расстояния их смещения, которое составляет С_хавл /C_xamin≈77,7% и которое соответствует реализации продольного смещения СОС и СПС при оценке результирующего коэффициента волнового сопротивления (С_хавл), например, путем определения расстояния продольного смещения, при котором волновое сопротивление минимизировано для заданной конструкции ЛРК, причем планер ДДС имеет на концах упомянутых хвостовых балок магнитометр и квантовый гравиградиометр, которые обеспечивают при полете над поверхностью воды поиск подлодок, защищен от соленого морского воздуха, выполнен по малозаметной технологии с покрытием, поглощающим радиоволны, имеет цельную конструкцию жесткого корпуса с использованием алюминиево-литиевых сплавов и улучшенных по структурному старению композиционных материалов, усиленных лонжеронами и ребрами жесткости в единой его обшивке с упомянутым ЛРК и его ПКК и развитыми КОС, имеющими надувные поплавки и систему надувки, позволяющие, не снижая крейсерскую скорость, выполнять ВВП и КВП с поверхности воды, которые армированы углеродным волокном, способным защитить от мощных электромагнитных вспышек или воздействия лазерного излучения, выдерживать значительные количества тепла, особенно, его упомянутой БСУ, обеспечивающей управление упомянутого УВДДС с наземного командного пункта или пилотом рядом летящего упомянутого головного ДДС или автоматическое выполнение ими надрельефного полета или над поверхностью воды посредством системы цифровой корреляции с рельефом местности или волнения моря, которую с ее каналом позиционирования ГЛОНАСС и радиолокационным высотомером дополняет установленная снизу упомянутого крыльевого обтекателя ЛРК цифровая тепловизионная камера, обеспечивающая корреляцию отображения объекта для фиксации местности перед ним 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 каждый упомянутый КОС имеет в передней его части проем, в котором устанавливается сменный модуль, как-то: более чем один подвесной топливный бак или контейнер для грузов или спаренных авиапулеметов ГУВ-8700, поражающих БПЛА или катера-камикадзе барражирующим или каботажным УВДДС, либо ярусный пилон с упомянутыми их УР либо автоматически удаляемый из КОС узкий фюзеляж с верхней выкидной парашютной спасательной системой, используемой при ВВП и отказе всех двигателей, либо катер-камикадзе или торпедный катер-катамаран, возвращаемый в КОС УВДДС морского базирования.