СИСТЕМА КОРАБЕЛЬНАЯ АВИАЦИОННО-РАКЕТНАЯ ПРОТИВОСПУТНИКОВАЯ
WATERCRAFT AVIATION AND ROCKET ANTI-SATELLITE SYSTEM

Изобретение относится к системам корабельным авиационно-ракетным с опционально и дистанционно пилотируемыми конвертируемыми самолетами с двунаправленным летающим крылом двусторонней симметрии в двух положениях на 90°, смонтированным на поворотном шарнире фюзеляжа-гондолы, имеющего два комбинированных газотурбинных двигателя со свободными силовыми турбинами, приводящими две пары несущих винтов (НВ) и/или в кольцевых обтекателях два турбовентилятора, создающих подъемную и/или пропульсивно-реактивную тягу с работающими/зафиксированными НВ при автоматически открытых/закрытых верхних и нижних продольных створках крыльевых кольцевых обтекателей в конфигурации реактивных самолетов с управляемыми ракетами, используемых с корабля измерительного комплекса.
Известен авиационный ракетный комплекс перехвата (АРКП), предназначенный для поражения искусственных спутников Земли (ИСЗ) противника на низких орбитах, созданный по программе ASAT (Anti-Satellite Missile) фирмой Vought (США), содержащий [1] истребитель-носитель типа F-15A со специальным подфюзеляжным пилоном, на котором подвешивалась двухступенчатая противоспутниковая ракета (ПСР) типа ALMV (Air-Launched Miniature Vehicle). В качестве первой ступени применен ракетный твердотопливный двигатель SR75-LP-1 тягой 4500 кгс, в качестве второй - ступень Vought Altair III с твердотопливным двигателем Thiokol FW-4 с тягой 2720 кгс. Авиационная ПСР типа ASM-135А имела длину 5420 мм, диаметр корпуса 510 мм, стартовый вес 1180 кг, дальность действия 560 км при высоте пуска 15…18 км и скорости полет 24000 км/ч и несла целевую нагрузку (ЦН) - малогабаритный перехватчик MHIV (Miniature Homing Intercept Vehicle), имеющий вес 15,4 кг, длину 460 мм и диаметр около 300 мм. Перехватчик MHIV включает несколько десятков небольших двигателей, инфракрасную систему самонаведения, лазерный гироскоп и бортовой компьютер. На его борту нет взрывчатого вещества, поскольку поражение цели ИСЗ противника осуществлялось за счет кинетической энергии при прямом попадании в нее. Наведение ракеты ASAT в расчетную точку пространства после ее отделения от самолета-носителя производится инерциальной системой. Она размещается на второй ступени ракеты, где для обеспечения управления по трем плоскостям установлены небольшие двигатели, работающие на гидразине. К концу работы второй ступени малогабаритный перехватчик с помощью специальной платформы раскручивается до 20 об/с.Это необходимо для нормальной работы инфракрасной системы самонаведения и обеспечения стабилизации перехватчика в полете. К моменту отделения перехватчика от ракеты его инфракрасные датчики, ведущие обзор пространства с помощью восьми оптических систем, захватывали цель. Моменты включения в работу двигателей для наведения перехватчика на цель рассчитаны так, чтобы сопла ориентировались в пространстве нужным образом. Для определения ориентации самого перехватчика служит кольцевой лазерный гироскоп, являющийся высокоточными часами, которые отсчитывают обороты. Принятые инфракрасными датчиками сигналы от цели, а также информация с лазерного гироскопа поступают в бортовой компьютер. Он устанавливает с точностью до микросекунд, какой двигатель должен включиться для обеспечения движения перехватчика по направлению к цели. Кроме того, бортовой компьютер рассчитывает последовательность включения двигателей, чтобы не нарушалось динамическое равновесие и не началась нутация перехватчика. АРКП аэродромного базирования, размещенные на континентальной части США, могли обеспечить перехват только 25% ИСЗ, находящихся на низких орбитах. Поэтому для создания глобальной противоспутниковой системы США планировали использование АРКП на иностранных территориях: Фолклендских островах и Новой Зеландии, а также создание АРКП морского базирования на авианосцах.
Известен беспилотный самолет проекта "Х-plane" компании "Northrop Grumman" (США) [2], выполненный по схеме летающее крыло асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС), имеет два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) в мотогондоле с внутренними бомбоотсеками и трехопорным убирающимся колесным шасси. Для сверхзвукового полета "X-plane" его ТРДД General Electric J85-21 имеют реактивную тягу 4485 кгс, что на высоте полета 11 км обеспечивает скорость 1275/1488 км/ч при тяговооруженности 0,54/0,68. Известные самолеты с КАИС имеют ряд недостатков, основными из которых являются: смещение аэродинамического фокуса при разнонаправленной стреловидности, что приводит к увеличению балансировочного сопротивления; возрастание массы конструкции из-за наличия поворотных шарниров консолей. Кроме того, при большом угле 45° стреловидности консоль с прямой стреловидностью имеет больший эффективный угол атаки, чем консоль с обратной стреловидностью, что приводит к асимметрии лобового сопротивления и, как следствие, к возникновению паразитных разворачивающих моментов по крену, тангажу и рысканию. Более того, для КАИС характерны вдвое больший рост толщины пограничного слоя вдоль размаха, и любой несимметричный срыв потока вызывает интенсивные возмущения, а их устранение может быть осуществлено путем использования двунаправленного крыла.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является палубный авиационный комплекс (ПАК) "Icara" (Англия) с реактивным беспилотным летательным аппаратом (БЛА) [3], имеющим крыло, фюзеляж с пусковым устройством (ПУ) управляемой ракеты (УР), двигатель силовой установки (СУ) и бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую управление с командного пункта корабля-носителя.
Признаки, совпадающие - БЛА с габаритами без корабельного ПУ: длина 3,42 м, размах крыльев 1,52 м, высота 1,57 м, несет самонаводящуюся противолодочную торпеду (ПЛТ) 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. БЛА 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 БЛА осуществлялся в направлении, максимально приближающем к цели. Данные о местоположении цели поступали от гидроакустической системы (ГАС) надводного корабля-носителя, другого корабля или противолодочного вертолета. На основании этой информации происходит постоянное обновление данных об оптимальной зоне сброса торпеды в компьютере системы управления стрельбой, который затем в полете передавал их через БСУ на БЛА. По прибытии БЛА в район нахождения цели торпеда Mk.44, полуутопленная с подфюзеляжным ее расположением в корпусе БЛА по радиокоманде отделялась, спускалась на парашюте, входила в воду и начинала поиск цели. После чего БЛА продолжает полет с работающей СУ, уводя его от места приводнения самонаводящейся ПЛТ, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сам же одноразовый БЛА уходил из района и самоликвидировался.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном британском ПАК модели "Icara" увеличения целевой нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, а также вероятности поражения спутника цели, расположенной на низкой орбите 120…200 км, но и возврата на вертолетную площадку корабля исследовательского комплекса (КИК) для повторного использования.
а
а
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного британского ПАК модели "Icara", наиболее близкой к нему, являются наличие того, что океаническая система корабельная авиационно-ракетная противоспутниковая (СКАРП) имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП) корабельного базирования, включающую более чем один опционально пилотируемый конвертируемый самолет (ОПКС) с более чем одним дистанционно пилотируемым конвертируемым самолетом (ДПКС), используемую более чем с одной вертолетной площадки КИК, причем каждый ДПКС и ОПКС в аэродинамической компоновке с изменяемой геометрией планера, включающей поворотное двунаправленное летающее крыло (ДЛК) с двусторонней симметрией в двух перпендикулярных плоскостях, имеющее в любом из двух положений на 90° разновеликие по размаху трапециевидные либо ромбовидные консоли с соответствующими треугольными их законцовками, либо в их комбинации, образующей, например, ромбовидное меньшее/трапециевидное большее крылья (РМК/ТБК), последнее из которых имеет многовинтовую поперечно-несущую систему (МПНС), используемую при ее установке с консолями ТБК перпендикулярно к плоскости симметрии на переходных и разгонных режимах полета, выполнении ВВП, короткого взлета и посадки или вертикальной посадки (КВП или КВВП), включающую с изменяемым шагом два передних и два задних двух- или трехлопастных несущих винта (НВ), оси вращения которых равноудалены в плане от центра масс так, что первые из них размещены от плоскости симметрии дальше, чем вторые задние из них, образуя линию, соединяющую их центры вращения, которая при этом расположена под обратным углом -45° к плоскости симметрии и смонтированы с компланарным перекрытием равным =1,22 или =1,24 в соответствующих парах крыльевых кольцевых обтекателей (ККО), имеющих планформу овала или цифры восемь и автоматически открываемые/закрываемые продольные верхние и нижние или полукруглые створки, или жалюзи-створки, или их комбинации, обеспечивающие свободный доступ воздуха в ККО и выхода из них воздушного потока и образующие после их закрывания влево или вправо от центра их ККО соответствующие поверхности ТБК в ДЛК, центроплан последнего интегрирован с коротким надкрыльным фюзеляжем-гондолой (НФГ) и его нижним шарниром, механизм следящего привода которого от исходного положения в плане, например, с размещением ТБК/РМК и их удлинением λ=3,9/λ=2,5 соответственно перпендикулярно к оси/по оси симметрии, обеспечивает после выполнения ВВП, зависания и разгонного режимов полета при закрытых створках ККО последующий против часовой стрелки в плане поворот ДЛК в горизонтальной плоскости на угол 90° так, что ТБК/РМК фиксируются соответственно по оси/перпендикулярно к оси симметрии для высокоскоростных режимов полета или обратно по часовой стрелки в исходное положение, но и снабжен в боковых мотогондолах НФГ по меньшей мере двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), оснащенными лобовыми воздухозаборниками, выполнены в виде двухконтурных реактивных двигателей, каждый из которых имеет однорядный турбовентилятор (ОТВ) в кольцевом обтекателе (КО) и более чем одну свободную силовую турбину (ССТ), передающую взлетную мощность СУ на соответствующие НВ в их ККО и/или ОТВ в КО, создающие в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную тягу при выполнении ВВП, КВП и КВВП или горизонтальном полете, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения вертикального или короткого взлета с соответствующего самолета, например, с двумя КГтД, приводящими в МПНС-Х4 две пары НВ и/или два ОТВ в ПРС-R2, создающие при этом подъемную и/или маршевую тягу с работающими/зафиксированными НВ при автоматически открытых/закрытых верхних и нижних, например, жалюзи-створках их ККО в сверх- или трансзвуковой реактивный самолет соответственно при нормальном или максимальном взлетном весе и фиксации ТБК по оси симметрии, но и обратно, при этом в системе трансмиссии ее КГтД размещены по обе стороны от оси симметрии в НФГ, например, в двухдвигательной мотогондоле, в каждой из которых между их ОТВ и ССТ смонтирован соосно с двумя последними Т-образный в плане осевой редуктор, имеющий продольные входные валы, например, от двух ССТ, но и продольный и поперечный выходные валы, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ОТВ, а второй вал- на Т-образный при виде сзади главный редуктор, выходной вертикальный вал которого вращательно связан через муфту сцепления с Т-образным крыльевым редуктором, вертикальная колонка выходного вала которого, являясь жесткой осью поворотного шарнира ДЛК, размещена соосно с последним, имеет выходные валы, вращательно связанные с двумя консольными Т-образными в плане редукторами, передающими их выходными валами, проложенными соответственно внутри ТБК и ребер жесткости односторонних ККО, распределенную мощность в МПНС-Х4 на угловые вертикальные редукторы соответствующих передних и задних НВ (ПНВ и ЗНВ).
N
ВТ
ВТ
B
Г
Кроме того, в упомянутых ОПКС и ДПКС при выполнении взлетно-посадочных режимов полета упомянутые их центроплан ДЛК и концевые части ТБК оснащены соответственно главными передней/задней и левой/правой вспомогательными стойками четырехопорного велосипедного типа колесного шасси, складывающегося соответственно от средней линии РМК вправо/влево по полету и от средней линии ТБК назад по полету убирающегося в соответствующие с автоматическими пилообразными створками их отсеки, размещенные в плане перпендикулярно оси симметрии и параллельно продольной оси ККО, а упомянутое их РМК при соответствующей фиксации с упомянутым размещением его концевых частей, выполненных на стоянке складывающимися вверх к средней линии ТБК для уменьшения в 1,8…2,0 раза стояночной их площади от взлетной с одновременным при этом поворотом на угол 90° в вертикальной плоскости вспомогательных и главных стоек шасси так, что диски их колес размещаются в плане соответственно вдоль и параллельно средней линии ТБК, а на режимах их ВВП и зависания продольное управление осуществляется посредством изменения шага пары ПНВ и пары ЗНВ, поперечное управление- изменением шага двух левых ПНВ с ЗНВ и двух правых ПНВ с ЗНВ, путевое управление- изменением крутящих моментов в диагонально расположенных левом ПНВ с правым ЗНВ и в правом ПНВ с левым ЗНВ, которые в плане вращаются в одном направлении, например, по часовой и против часовой стрелки, а на их режимах ВВП и зависания при удельной нагрузке на мощность их комбинированной СУ, составляющей ρ=1,15 кг/л.с, каждая упомянутая ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего систему адаптивного управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности в МПНС-Х4, составляющей с учетом потерь от обдува ребер жесткости ККО ρ=1,15, включает режимы работы ССТ как взлетный, так и чрезвычайный режим (BP и ЧР) при отборе потребной ее мощности на привод упомянутых ПНВ и ЗНВ соответственно как от четырех работающих ССТ, так и от трех из работающих ССТ с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности между ПНВ и ЗНВ при отказе соответствующей ССТ в КГтД, например, даже в последнем случае после автоматического включения ЧР работы оставшихся в работе ССТ, которые при удельной вертикальной тяговооруженности в МПНС-Х4, составляющей ρ=1,07, обеспечит режим аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 минут, а в каждой их ССТ система УФБП содержит: один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для выявления данных, касающихся расхода воздуха (G, кг/с) через компрессор ССТ, температуры газов (Т, К) перед турбиной ССТ, суммарной степени сжатия (К) компрессора, а также один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для обнаружения относительного положения их НФГ и дисков вращения их НВ для относительного их положения относительно уровня земли или поверхности посадочной площадки, а также различных препятствий на пути следящего их безопасного снижения; компьютер управления полетом, расположенный в их упомянутой БСУ и находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, компьютер управления полетом сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между их НФГ с колесным шасси и уровнем земли или поверхностью посадочной площадки; сравнить относительную позицию их НФГ и несущей их системы с выбранной относительной их позицией; определить скорость управляемого снижения, необходимую для их перемещения в выбранное относительное положение; преобразовать скорость следящего устройства во входы управления полетом; а также обеспечить прямое управляемое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, а также обеспечить прямое управляемое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом; а также обеспечить прямое управляемое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, при этом каждый ОПКС и ДПКС, выполненный соответственно без и с кабиной пилота, снабженной внутри видеокамерами с автономными манипуляторами, подключаемыми к органам управления ОПКС и возможностью опционального его управления пилотом из кабины, а нижние бомбоотсеки их умеренного удлинения ТБК, выполняющего роль несущего фюзеляжа, имеют внутреннее вооружение с автоматическими створками и их упомянутыми ПУ с закрепленными на них авиационными УР класса воздух-воздух и противоспутниковыми ракетами (ПСР), смонтированными по обе стороны от средней лини ТБК и между ККО соответственно ЗНВ и ПНВ, поражающими соответственно воздушную цель и кинетическим перехватчиком искусственный спутник Земли (ИСЗ), действующий на низких орбитах 120…200 км, а их комплекс вооружения для поражения дозвуковых ударных БЛА и крылатых ракет имеет авиационную пушку, установленную в обтекателе сбоку носовой части НФГ, интегрированной с формированием между ней и центропланом ДЛК щели для слива пограничного слоя, а их планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а их упомянутые КГтД, имеющие лобовые воздухозаборники с регулируемым коническим центральным телом, повышающим коэффициент восстановления полного давления и экранирующим в передней полусфере лопатки ОТВ, причем тяжеловооруженные ДПКС и ОПКС, несущие в конфигурации реактивного самолета ВВП в бомбоотсеках их ТБК по одной ПСР для поражения ИСЗ противника, увеличивающие, используя транс-/сверхзвуковую скорость полета, дальность действия ПСР типа 95М6 «Контакт» [4] с 600 км соответственно до 3100/2124 км от упомянутого КИК, причем электронно-оптический датчик (ЭОД), предназначенный для обнаружения и идентификации цели, имеет приемную часть ЭОД, которая закрывается сверху сапфировым стеклом, устанавливается в обтекателе сверху носовой части НФГ головного ОПКС, снабженного спереди радаром, обеспечивающего совместно с ЭОД на больших, безопасных для ОПКС расстояниях целеуказание и управление оружейными нагрузками ОПКС и ДПКС с наведением на цель их УР класса воздух-воздух, а управление ДПКС обеспечивается пилотом ОПКС, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны ДПКС- станцию активных электронных помех, причем упомянутая БСУ головного ОПКС, выполненного с электродистанционной системой управления, реагирующей по меньшей мере на одну из систем автономного управления полетом, дистанционного управления оператором, управления пилотом и/или их комбинации, снабжена возможностью опционального его управления пилотом из кабины, смонтированной в верхней носовой части НФГ, имеющей катапультируемое в верхнюю полусферу кресло, срабатывающее автоматически после отстрела фонаря кабины при выполнении ВВП или зависания, но и его использования в составе авиагруппы в качестве головного с упомянутым ДПКС, который, являясь ведомым, автоматически повторяет его системой автопилота в следящем полете маневры головного ОПКС, или управляется пилотом с головного ОПКС, причем при отсутствии вмешательства пилота система автопилота выполняет управление полетом ведомого ДПКС в соответствии с командами текущего состояния, повторяющими профиль полета и изменение маршрута головного ОПКС, при этом в случае возникновения внештатной ситуации, то для устранения непредвиденных проблем с безопасностью выполнения следящего полета пилот принимает на себя непосредственное управление ведомым ДПКС, отменяя команды текущего состояния, выдаваемые автопилотом при автономной работе следящего полета, причем система управления формированием относительной позиции в следящем полете, содержащая один или несколько датчиков, расположенных на ведомом ДПКС, сконфигурированы для обнаружения данных, касающихся его положения относительно положения головного ОПКС, имеющего компьютер управления полетом, находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, содержащий дополнительный сенсорный компьютер, который сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между ведомым ДПКС и головным ОПКС; сравнить относительную позицию с выбранной относительной позицией; определить скорость ведомого ДПКС, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовывать скорость следящего устройства во входы управления полетом; ограничивать прямое перемещение ведомого ДПКС относительно ОПКС, обеспечивающего через входы его компьютера управления полетом относительное их безопасное положение в совместном полете, при этом сенсорный компьютер ведомого ДПКС, сконфигурированный для вычисления способности динамически адаптироваться к изменяющимся условиям или параметрам, включая способность к координации авиагруппы, распределенному тактическому управлению, распределенным по целям авиагруппы и/или полностью, повышая эффективность ее атаки, интегрированы к автоматическому сверхзвуковому подъему с углом наклона траектории 65° и получением команд на выполнение отделения ракеты 95М6 «Контакт» от носителя, запуск ее с разделением ступеней, которые подаются с радиолокационно-оптического комплекса (РЛОК) распознавания спутников и космических объектов, базируемого на упомянутом КИК и его опорно-поворотном устройстве типа СМ-830, который включает в себя силовой следящий привод с возможностью наведения и работы антенного и передающего устройства в условиях качки корабля, обеспечения всех видов работ, проводимых РЛОК, например, корабельного типа «Крона» [4], причем упомянутый КИК, например, проекта 1914.1 [5], снабженный артиллерийскими установками и ракетными комплексами противоторпедной защиты, так и зенитно-ракетными комплексами ПВО, имеет в кормовой надстройке авиационные многоуровневые ангары со средствами, как-то: краны, лифты-подъемники, системы выкатки и фиксации ОПКС и ДПКС на его кормовых вертолетных площадках для выполнения технологии вертикального взлета, а после выполнения ими миссии- вертикальной одновременной или поочередной их посадки на соответствующие вертолетные площадки палубы КИК.
Кроме того, в упомянутых ОПКС и ДПКС система управления формированием их относительной позиции в полете с один или несколькими датчиками, включают в себя один или несколько ИК-датчиков, видеодатчиков, радиолокационных, лазерных и ультразвуковых датчиков, гидролокаторов, датчиков глобального позиционирования, при этом упомянутый компьютер управления полетом выполнен как с дополнительным компьютером суммирования данных датчиков и каналом приема-передачи данных, расположенным на головном ОПКС для получения глобальных данных о местоположении от ведомого ДПКС, так и с возможностью преобразования изображений с каждого видеодатчика, обеспечивающего определение относительного положения, которое посредством триангуляции включает в себя определение относительного диапазона, азимута и угла места, причем дополнительный компьютер суммирования данных датчиков и каналом передачи данных имеет многополосное радиочастотное оборудование с направленной антенной, способной по каналам закрытой связи передавать несколько видеопотоков, обеспечивать сбор данных от каждого видеодатчика, а также обеспечивать преобразование изображений с каждого видеодатчика в относительное положение, которое определяет на основе глобального положения головного ОПКС, передаваемого на ведомый ДПКС, при этом компьютер суммирования данных полностью интегрирован в интерфейс пилота и системой управления ОПКС, обеспечивающей упомянутый следящий полет ведомого ДПКС, который по необходимости может быть отключен посредством одного из входов интерфейса пилота для управления полетом, активации пилотом кнопки или переключателя управления, причем компьютер суммирования данных дополнительно снабжен возможностью его независимого действия, определяющего то, что полет ОПКС небезопасен для относительного его положения от ведомого ДПКС, но и отключающего формирование упомянутого следящего полета ведомым ДПКС через компьютер управления полетом.
ТБК
Кроме того, в упомянутых ОПКС и ДПКС их ДЛК с упомянутым ТБК, оснащенным по всему размаху предкрылками и закрылками с внешними флапперонами, выполненным с относительной толщиной их профиля  и сужением η=0,52, имеет как упомянутое РМК с относительной толщиной профиля , так и верхние его поверхности, которые после поворота ДЛК в местах под реактивными соплами каждого КГтД снабжены термостойким покрытием, а в полетной их конфигурации как реактивных до скорости полета 0,5 Маха (М), так и транс- или сверхзвуковых самолетов изменение балансировки по крену обеспечивается дифференциальным отклонением как внешних флапперонов упомянутого ТБК, так и цельно-поворотных в вертикальной продольной плоскости треугольных законцовок упомянутого РМК, а для повышения путевой их устойчивости при скорости полета М=0,5…М=0,8/М=0,8…М=2,1 концевые части их упомянутых РМК, смонтированных с ДЛК по правилу площадей, отклоняются вверх на угол 12°/30° наравне с резко стреловидными цельно-поворотными килями, смонтированными наружу от плоскости симметрии и на удлиненных хвостовых балках, закрепленных с внешних бортов и сверху упомянутых мотогондол КГтД, разнесенных от реактивных сопел последних, снабженных на их концах отсеками, имеющими выдвижные буксируемые на тросах ложные цели, а для трансзвукового режима их полета с упомянутой фиксацией консолей РМК их ДЛК, которое при маршевой тяговоуроженности первого уровня - 0,198 или второго - 0,226, используя соответственно 22% или 27% мощность их СУ, обеспечивает на высоте 15 км скорость М=0,894 или М=0,941, а для сверхзвукового режима полета упомянутое ТБК их ДЛК фиксируется как под НФГ с мотогондолами, смонтированными по правилу площадей с упомянутым НФГ, упомянутая кабина которого выполнена только с боковыми застекленными ее окнами или без застекленной поверхности ее всех окон, а каждый их КГтД снабжен его реактивным соплом с форсажной камерой, используемой на самолетных взлетных и сверхзвуковых режимах полета с передними перед упомянутым ОТВ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками упомянутой мотогондолы для дополнительного в нее подвода воздуха, что позволит с перегрузом 15% взлетного его веса на высоте 15 км повысить тяговоуроженность СУ с 0,54 до 0,77 и достичь скорость до М=2,1, при этом отсутствие застекления лобовых окон или всех окон в кабине пилота ОПКС позволит увеличить жесткость НФГ и снизить толщину обшивки и, как следствие, уменьшить его массу, причем планер ОПКС с герметичной кабиной, имеющей автоматически сбрасываемый непрозрачный броне-фонарь для катапультирования пилота и средства отображения цифрового изображения, представляющего часть внешней сцены, включающей окружающую среду, простирающуюся вперед и достаточную для пилотирования, оснащен множеством видеокамер, ИК-датчиков и видеодатчиков, обеспечивающих сенсорную съемку, фиксирующими в передней и задней полусферах все события на 360°, при этом изображение проходит цифровую корректировку и для управления ОПКС в режиме реального времени отображается модулем распределения видео на дисплеях кабины, делая ее обшивку как бы прозрачной, или видны на нашлемном дисплее пилота, которые, образуя общие окна просмотра, подключены к первому или второму процессорам расширенной системы зрения, сконфигурированы в первое и второе общие окна просмотра и выделенные отображенные линии визирования видны на дисплее кабины или нашлемном дисплее пилота соответственно.
а
а
Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить океаническую ударную СКАРП, имеющую группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП) корабельного базирования, включающую более чем один опционально пилотируемый конвертируемый самолет (ОПКС) с более чем одним дистанционно пилотируемым конвертируемым самолетом (ДПКС), используемую более чем с одной вертолетной площадки КИК, причем каждый ДПКС и ОПКС в аэродинамической компоновке с изменяемой геометрией планера, включающей поворотное двунаправленное летающее крыло (ДЛК) с двусторонней симметрией в двух перпендикулярных плоскостях, имеющее в любом из двух положений на 90° разновеликие по размаху трапециевидные либо ромбовидные консоли с соответствующими треугольными их законцовками, либо в их комбинации, образующей, например, ромбовидное меньшее/трапециевидное большее крылья (РМК/ТБК), последнее из которых имеет многовинтовую поперечно-несущую систему (МПНС), используемую при ее установке с консолями ТБК перпендикулярно к плоскости симметрии на переходных и разгонных режимах полета, выполнении ВВП, короткого взлета и посадки или вертикальной посадки (КВП или КВВП), включающую с изменяемым шагом два передних и два задних двух- или трехлопастных несущих винта (НВ), оси вращения которых равноудалены в плане от центра масс так, что первые из них размещены от плоскости симметрии дальше, чем вторые задние из них, образуя линию, соединяющую их центры вращения, которая при этом расположена под обратным углом -45° к плоскости симметрии и смонтированы с компланарным перекрытием равным =Т,22 или =1,24 в соответствующих парах крыльевых кольцевых обтекателей (ККО), имеющих планформу овала или цифры восемь и автоматически открываемые/закрываемые продольные верхние и нижние или полукруглые створки, или жалюзи-створки, или их комбинации, обеспечивающие свободный доступ воздуха в ККО и выхода из них воздушного потока и образующие после их закрывания влево или вправо от центра их ККО соответствующие поверхности ТБК в ДЛК, центроплан последнего интегрирован с коротким надкрыльным фюзеляжем-гондолой (НФГ) и его нижним шарниром, механизм следящего привода которого от исходного положения в плане, например, с размещением ТБК/РМК и их удлинением λ=3,9/λ=2,5 соответственно перпендикулярно к оси/по оси симметрии, обеспечивает после выполнения ВВП, зависания и разгонного режимов полета при закрытых створках ККО последующий против часовой стрелки в плане поворот ДЛК в горизонтальной плоскости на угол 90° так, что ТБК/РМК фиксируются соответственно по оси/перпендикулярно к оси симметрии для высокоскоростных режимов полета или обратно по часовой стрелки в исходное положение, но и снабжен в боковых мотогондолах НФГ по меньшей мере двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), оснащенными лобовыми воздухозаборниками, выполнены в виде двухконтурных реактивных двигателей, каждый из которых имеет однорядный турбовентилятор (ОТВ) в кольцевом обтекателе (КО) и более чем одну свободную силовую турбину (ССТ), передающую взлетную мощность СУ на соответствующие НВ в их ККО и/или ОТВ в КО, создающие в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную тягу при выполнении ВВП, КВП и КВВП или горизонтальном полете, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения вертикального или короткого взлета с соответствующего самолета, например, с двумя КГтД, приводящими в МПНС-Х4 две пары НВ и/или два ОТВ в ПРС-R2, создающие при этом подъемную и/или маршевую тягу с работающими/зафиксированными НВ при автоматически открытых/закрытых верхних и нижних, например, жалюзи-створках их ККО в сверх- или трансзвуковой реактивный самолет соответственно при нормальном или максимальном взлетном весе и фиксации ТБК по оси симметрии, но и обратно, при этом в системе трансмиссии ее КГтД размещены по обе стороны от оси симметрии в НФГ, например, в двухдвигательной мотогондоле, в каждой из которых между их ОТВ и ССТ смонтирован соосно с двумя последними Т-образный в плане осевой редуктор, имеющий продольные входные валы, например, от двух ССТ, но и продольный и поперечный выходные валы, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ОТВ, а второй вал- на Т-образный при виде сзади главный редуктор, выходной вертикальный вал которого вращательно связан через муфту сцепления с Т-образным крыльевым редуктором, вертикальная колонка выходного вала которого, являясь жесткой осью поворотного шарнира ДЛК, размещена соосно с последним, имеет выходные валы, вращательно связанные с двумя консольными Т-образными в плане редукторами, передающими их выходными валами, проложенными соответственно внутри ТБК и ребер жесткости односторонних ККО, распределенную мощность в МПНС-Х4 на угловые вертикальные редукторы соответствующих передних и задних НВ (ПНВ и ЗНВ). Все это позволит в палубных ОПКС и ДПКС с ДЛК двусторонней симметрии и двумя КГтД, приводящими две пары НВ в МПНС-Х4, упростить управляемость и обеспечить ее стабильность. Размещение НВ в ККО ТБК вблизи центра масс обеспечивает предсказуемость и стабильность управления при ВВП и висении, а выполнение НВ с изменяемым шагом позволит упростить управление, улучшить весовую отдачу и повысить дальность полета ОПКС, выполненного без застекленной поверхности окон кабины пилота, содержащей средства отображения цифрового изображения на дисплеях кабины или на нашлемном дисплее пилота. В случае отказа в СУ одной из ССТ на режиме зависания ее КГтД выполнены с автоматическим выравниванием и равным перераспределением при этом оставшейся мощности ССТ между НВ, что повышает безопасность реактивных ОПКС и ДПКС. Использование поворотного ДЛК позволит уменьшить аэродинамическое сопротивление в конфигурации сверхзвукового самолета и на безфорсажных или форсажных режимах работы КГтД достичь на высоте 15 км сверхзвуковой соответствующей скорости полета 1150 км/ч или 2232 км/ч.
Предлагаемое изобретение океанической СКАРП с палубными ОПКС и ДПКС, имеющими поворотное ДЛК с РМК и ТБК, двухкилевое оперение на хвостовых балках, два КГтД, приводящих двухлопастные ПНВ и ЗНВ, лопасти которых размещены в их ККО параллельно оси симметрии и/или два ОТВ в КО, иллюстрируется одним ОПКС на общих видах спереди/сверху и сбоку соответственно фиг. 1/2 и фиг. 3:
фиг. 1/2 в конфигурации самолета КВП или ВВП с КГтД, приводящими НВ или НВ с ОТВ в ПРС-R2, и ТБК с его механизацией, показанным условно при открытых жалюзи-створках в левых/правых ККО с их планформой в виде овала/цифры восемь и пунктиром в промежуточном положении под углом 45° к оси и вдоль оси симметрии;
фиг. 3 в конфигурации сверхзвукового самолета с закрытыми жалюзи-створками в ККО ДЛК, с фиксацией его ТБК/РМК вдоль оси/перпендикулярно к оси симметрии, отклонением концевых частей РМК вверх под углом 30° при скорости М=0,8…М=2,1.
Океаническая СКАРП представлена на фиг. 1-3 реактивным ОПКС, выполненным по концепции МПНС-Х4 и ПРС-R2, имеет НФГ 1 с его нижним поворотным шарниром 2 ДЛК двусторонней симметрии с РМК 3 и ТБК 4, последнее из них имеет по всему размаху предкрылки 5, и закрылки 6 с внешними флапперонами 7. Концевые части 8 РМК 3 выполнены складывающимися вверх на стоянке, снабжены для изменения балансировки по крену цельно-поворотными треугольными в плане законцовками 9 (см. фиг. 3). НФГ 1 содержит цельно-поворотные кили 10, смонтированные наружу от плоскости симметрии и на удлиненных хвостовых балках 11, закрепленных с внешних бортов и сверху мотогондол КГтД, разнесенных от их реактивных сопел 12, снабженных на их концах отсеками, имеющими выдвижные буксируемые на тросах ложные цели, но и колесное убирающееся четырехопорное шасси (на фиг. 1 они не показаны). Внутри консолей ТБК 4 поворотного ДЛК 3-4 смонтированы два левых и два правых ККО 13 с поперечными двумя ПНВ 14-15 и двумя ЗНВ 16-17 в МПНС-Х4, равноудаленными в плане от центра масс. Каждый ККО 13 снабжен продольными верхними 18 и нижними 19 жалюзи-створками, организующими после закрытия соответствующие поверхности ТБК 4 в ДЛК 3-4, верхние поверхности которого после поворота ДЛК в местах под реактивными соплами 12 каждого КГтД снабжены термостойким покрытием. Каждый КГтД в СУ снабжен передними 20 перед ОТВ и задними 21 перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками мотогондолы в НФГ 1 для дополнительного в нее подвода воздуха и имеет передний вывод вала для отбора мощности и ее передачи на Т-образный в плане осевой редуктор с продольным и поперечным валами (на фиг. 1-3 не показаны), передающими через муфты сцепления крутящий момент на ОТВ и/или через Т-образные при виде сзади главный и крыльевой редукторы, выходные валы последнего вращательно связаны через крыльевые Т-образные в плане редукторы и через выходные валы двух последних на соответствующие угловые редукторы НВ 14-17. При этом перераспределяется взлетной мощности от комбинированной СУ как 100% между всеми НВ 14-17, так и 22% или 27%), но и 100% между двух ОТВ в КО соответственно при выполнении как ВВП и зависания, так и высокоскоростного или транс-, но и сверхзвукового полета.
Управление палубным ОПКС обеспечивается из одноместной без застекленной поверхности кабины 22, а целеуказание - его радаром с АФАР и ЭОД 23 (см. фиг. 3). При полете как самолета со скоростями М=0,5 или М=0,5…М=1,4 подъемная сила создается при зафиксированных консолях РМК 3 или ТБК 4 по оси симметрии и закрытых жалюзи-створках 18-19 в ККО 13 (см. фиг. 2), маршевая реактивная тяга- системой ПРС-R2 через реактивные сопла 12 в двух КГтД, смонтированных в мотогондолах на НФГ 1, на режиме перехода - ДЛК 3-4 с НВ 14-17. После создания подъемной тяги НВ 14-17 обеспечиваются режимы ВВП и зависания или КВП/КВВП при создании соплами 12 в КГтД требуемой маршевой тяги для поступательного полета (см. фиг. 1). При выполнении ВВП и зависания продольное управление осуществляется посредством изменения шага пары ПНВ 14-15 и двух ЗНВ 16-17, поперечное управление - изменением шага двух левых ПНВ 14 с ЗНВ 16 и двух правых ПНВ 15 с ЗНВ 17, путевое управление - изменением крутящих моментов в диагонально расположенных левом ПНВ 14 с правым ЗНВ 17 и в правом ПНВ 15 с левым ЗНВ 16, которые в плане вращаются в одном направлении, например, по часовой и против часовой стрелки. После вертикального взлета и набора высоты выполняется переходный маневр и осуществляется перераспределение мощности с привода пары ПНВ 14-15 и двух ЗНВ 16-17 на привод двух ОТВ их КГтД. По мере разгона ОПКС и с ростом подъемной силы его ДЛК 3-4 подъемная сила уменьшается на двухлопастных НВ 14-17, которые останавливаются, фиксируются параллельно оси симметрии (см. фиг. 2) при синхронно закрытых влево или вправо от центра ККО 13 жалюзи-створках 18-19.
При достижении скоростей М=0,5 и М=0,5…М=0,8 обеспечиваются переходные и разгонные режимы полета (см. фиг. 3). При скоростях полета палубного ОПКС М=0,5…М=0,8/М=0,8…М=2,1 фиксируются консоли РМК 3 перпендикулярно плоскости симметрии, но и отклоняются концевые части РМК 3 вверх под углом 12°/30° соответственно. При полете ОПКС как реактивного самолета изменение его балансировки по тангажу и курсу или крену обеспечивается отклонением соответственно синхронным и асинхронным цельно-поворотных килей 10 или дифференциальным цельно-поворотных треугольных в плане законцовок 9 РМК 3. Для уменьшения в передней полусфере заметности ОПКС и аэродинамического сопротивления каждый лобовой воздухозаборник 24 его КГтД выполнен без пластинчатого отсекателя пограничного слоя и состоит из конического тела 25, сжимающего поток и формирующего коническое его течение, но и экранирующего ОТВ в соответствующем КГтД.
мт
Таким образом, палубные ОПКС и ДПКС с КГтД, приводящими ПНВ и ЗНВ в ККО ТБК и/или горизонтальной тяги ОТВ в КО для создания подъемной с работающими и/или маршевой тяги с зафиксированными НВ, представляет собой реактивный конвертоплан с системой холодного потока воздуха от ПНВ и ЗНВ в МПНС-Х4 при ВВП, зависании и горячего выхлопа реактивной струи в ПРС-R2 при горизонтальном полете. Поворотное ДЛК с двусторонней симметрией при фиксации ТБК по оси симметрии увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ в конфигурации сверхзвукового самолета с ромбовидным крылом и отклоненными его концевыми частями вниз под углом 30° при скорости М=0,8…М=2,1. Что позволит повысить на 30% аэродинамическое качество, экономию топлива- на 20% или дальность полета- на 29% в конфигураций трансзвукового самолета со скоростью 1000 км/ч, но и на сверхзвуковых скоростях уменьшить на 12…20% лобовое сопротивление, волновое сопротивление- на 26% и достичь с бесфорсажной/форсажной тяговооруженностью К=0,54/0,77 комбинированной СУ скорость 1150/2232 км/ч. Океаническая ударная СКАРП с тяжеловооруженными ОПКС и ДПКС, используемыми с двух вертолетных площадок КИК, несущими в бомбоотсеках ДПКС-5,2/ОПКС-4,55 (см. табл. 1) по 1/1 ПСР типа 95М6 «Контакт» или по одной гиперзвуковой противокорабельной ракете (ПКР) типа Х-47М2 «Кинжал», PJ-10 «БраМос» или ЗМ22 «Циркон». Головной палубный ОПКС, который полностью оцифрован с использованием новейших технологий, включая и совместное использование в авиагруппе с более чем одним палубным ДПКС, так называемое manned and unmanned teaming (MUM-T).
Четвертый уровень MUM-T позволяет пилоту ОПКС не только контролировать траекторию полета ведомого ДПКС и получать реальные сенсорные изображения с него, но и управлять оружейными нагрузками, его навигацией и глобальным позиционированием с созданием относительно дешевой и оперативно готовой СКАРП, которая, используя технологию ВВП и транс-/сверхзвуковую скорость полета ОПКС и ДПКС, позволит увеличить дальность действия ПСР типа 95М6 «Контакт» с 600 км соответственно до 3100/2124 км. Последнее обеспечит скрытность и повысит поражающую возможность океанической СКАРП, освоенной на базе КИК проекта 1914.1 и используемой в Индийском, Тихом и Атлантическом океанах с возможность создания глобальной противоспутниковой системы морского базирования, но и выполнения с гиперзвуковыми ПКР типа Х-47М2 «Кинжал» разведывательно-ударных операций.
Источники информации
1. Адрес в интернете: http://www.airwar.ru/weapon/avv/asm135.html
2. Адрес в интернете: http://test.abovetopsecret.com/forum/thread398541/pg1
3. Адрес в интернете: http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/ikara/ikara.shtml
4. Адрес в интернете: http://militaryrussia.ru/blog/i/topic-699.html
5. Адрес в интернете: https://naukatehnika.com/marshal-krylov-modernizaciya.html