УДАРНО-БОЕВОЙ АВИАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС
ATTACK WEAPON AVIATION COMPLEX

Изобретение относится к ударным самолетам-носителям, включающим тяжелый самолет-авианосец (ТСАН) и более чем один беспилотный самолет двусторонней асимметрии (БСДА), фюзеляж которого закреплен на подкрыльном пилоне ТСАН и имеет раскладываемое крыло асимметричной стреловидности (РКАС), Y-образное оперение и турбореактивный двигатель с боковыми воздухозаборниками, обеспечивающий на высоте полет в конфигурации сверх-/трансзвукового удаленно ведомого БСДА с разложенным его РКАС и противоположной стреловидностью χ=±60°/χ=±45°/ сложенным вдоль оси симметрии для выполнения миссии при атаке цели\приема его под пилон ТСАН, который снабжен гибкой системой крепления, выпускающей на тросе буксируемое устройство с конусом, который, состыковываясь с выдвижной носовой штангой БСДА, заводит в полете под узлы стыковки/расстыковки пилона ТСАН для закрепления на нем и транспортирования БСДА на аэродром базирования.
Известен проект «Gremlins Х-61А» компании Dynetics (США), состоящий из четырехвинтового самолета-носителя С-130 и авиагруппы, включающей более чем один беспилотный ударный самолет (БПУС), который имеет возможность подниматься в воздух при помощи самолета-носителя, совершать после его отделения самостоятельный полет, а затем возвращаться на его борт с использованием гибких креплений.
Признаки, совпадающие - турбовинтовой самолет С-130, выполняющий роль летающего авианосца, несет в отсеке четыре БПУС Х-61А, снабжен выдвижной стрелой с удерживающей его системой, способной выпускать трос с буксирным устройством, которое после их состыковки может подтянуть и их все ввести в грузовой отсек за 30 минут. Каждый БПУС при размахе поворотного крыла 3,47 м, содержит фюзеляж длиной 4,2 м, высотой 0,52 м и шириной 0,57 м, имеет взлетный вес 680 кг, полезную нагрузку 66 кг и турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) Williams F107 с тягой 318 кгс, обеспечивающей скорость 0,6 Маха и дальность полета 560 км.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что эта система «Gremlins» является опасной из-за мощных завихрений, сходящих с выдвижной из грузового отсека самолета-носителя стрелы, имеющей громоздкую П-образную удерживающую систему с захватами для БПУС, способную выпускать трос с буксирным устройством, которое состыковывается с выдвижным крюком над центром масс БПУС, что снижает безопасность стыковки. Вторая - это то, что после стыковки в полете с самолетом-носителем БПУС на тросе буксирного устройства может раскачиваться с большой амплитудой, а отсутствие системы аварийной расстыковки может привести к разрыву буксируемого устройства с выдвижным крюком БПУС и не все БПУС будут заведены в отсек. Третья - это то, что эта концепция при буксировочном их полете является весьма опасной, так как турбулентность и спутные струи представляют серьезную проблему, усиливаемую винтами самолета-носителя, особенно, когда открыта грузовая рампа отсека, и фюзеляж БПУС вращается на тросе буксируемого устройства перед стыковкой с П-образной системой. Все это ограничивает повышение безопасности, но и стабилизации при буксировке и заведении БПУС в отсек.
Известен проект пилотируемого авианосца корпорации Boeing (США) (Патент US 2015/0115096 от 30.04.2015), содержащий двухвинтовой продольной схемы вертолет-носитель CH-47F «Chinook» с беспилотным ударным самолетом (БПУС), который имеет на консолях его крыла два двигателя с винтами, крепится к нижней части вертолета-носителя, может отделяться от него и выполнять задачи самостоятельно.
Признаки, совпадающие - наличие тяжелого вертолета-носителя модели CH-47F «Chinook», имеющего выемку в нижней части фюзеляжа для специального узла крепления центропланом БПУС - «летающее крыло». Благодаря двум винтам, установленным на крыле БПУС, вертолет, состыкованный с ним, сможет развивать значительно большую скорость. Возможности самого БПУС также расширятся, поскольку из-за совмещенной платформы его удастся доставить к месту назначения без расходования его топлива. А возможность дозаправки в воздухе БПУС у вертолета-носителя при небольшом количестве топлива у современных БПУС, что повышает их потенциал.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что тяжелый вертолет двухвинтовой продольной схемы, имеющий подфюзеляжное крепление двухвинтового БПУС, что предопределяет необходимость значительного удлинения стоек колесного шасси вертолета-носителя, что увеличит массу его конструкции и уменьшит весовую отдачу. Кроме того, БПУС аэродинамической схемы «летающее крыло» без вертикальных килей весьма затруднит без стабильности управления в канале рыскания сам процесс его стыковки и тем более при совмещении узлов крепления, размещенных на верхней части центроплана БПУС и ответных под фюзеляжем вертолета. Вторая - это то, что размах крыла у БПУС гораздо больше колеи и базы колесного шасси вертолета-носителя, что затруднит наземное их совместное обслуживание. Третья - это то, что небольшая крейсерская скорость полета 253 км/ч и радиус действия до 465 км, но и практический потолок 3090 м тяжелого вертолета модели CH-47F «Chinook» - это гораздо меньше современных БПУС самолетного типа, что снижает их совместный потенциал. Третья - это то, что для повышения горизонтального поступательного полета при совместном использовании пропульсивной тяги двух несущих винтов (НВ), имеющих взаимное перекрытие 21,4%, и двух винтов от состыкованного с вертолетом БПУС, размещенных как раз под зоной перекрытия НВ, приведет к вредной аэродинамической интерференции НВ и меньших винтов БПУС и сильное влияние вихревого поля каждого НВ на тягу и крутящий момент тяговых винтов, которые могут привести к нарушению баланса сил и моментов, действующих на вертолет-носитель и, как следствие, к образованию «разнотяговости» боковых винтовых движителей. Кроме того, размещение узла крепления для одного БПУС и только под фюзеляжем вертолета-носителя, что весьма затрудняет выполнение стыковки/расстыковки в воздухе, особенно, тяжелого вертолета и БПУС при горизонтальном скоростном их полете, но и ограничивает возможности летающего авианосца, имеющего только один БПУС. Тогда как при размещении в отсеке вертолета-носителя это может быть и 2-3 БПУС тяжелого класса с взлетным весом до трех тонн.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является проект «Tom-Tom» (США), состоящий из самолета-носителя и авиагруппы, включающей два специальных истребителя, имеющих возможность как пристыковываться к самолету-носителю с использованием гибких креплений между законцовками крыльев самолетов, так и буксироваться самолетом-носителем для увеличения радиуса действия истребителей.
Признаки, совпадающие - наличие четырехвинтового самолета-носителя модели ЕВ-29А, выполняющего роль летающего авианосца, несущего на концах крыла два специальных истребителя, но и снабженного системой гибких креплений между законцовками крыльев самолета-носителя и двух истребителей EF-84B, обеспечивающих возможность при горизонтальном их полете пристыковываться последних к самолету-носителю и синхронно расстыковываться на достаточной для этого высоте.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что эта система проекта «Tom-Tom» показала себя опасной из-за мощных завихрений, сходящих с законцовок крыла самолета-носителя ЕВ-29, которые вызывали сильнейшие крены истребителей EF-84B, что снижало безопасность совместных полетов, а для выполнения состыкованного их взлета и посадки требовалось удлинение высоты стоек шасси каждого EF-84B, выравнивающее на стоянке плоскости крыльев на едином уровне. Вторая - это то, что после стыковки в полете с самолетом-носителем один из EF-84B начал раскачиваться с большой амплитудой, но никаких систем аварийной расстыковки предусмотрено не было, и при этом конусная штанга оказалась вырванной из крыла ЕВ-29А, и не все самолеты успешно выполнили посадку. Третья - это то, что эта концепция при буксировочном их полете является весьма опасной, так как турбулентность и спутные струи представляют серьезную проблему, усиливаемую винтами самолета-носителя, особенно, когда консоли состыкованных крыльев находятся в единой плоскости их хорд. Все это ограничивает повышение безопасности, скорости и дальности полета, но и поперечной стабилизации при буксировочном их полете.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном проекте «Tom-Tom» увеличения полезной нагрузки (ПН) и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, вероятности поражения надводной или наземной цели, расположенной на большой дальности, но и стыковки БСДА с системой буксировки и заведения его под пилон летающего авианосца для возврата на аэродром базирования.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного проекта «Tom-Tom», наиболее близкого к нему, являются наличие того, что авианесущий ударно-боевой интегрирующий самолет (АНУБИС) выполнен в виде тяжелого самолета-авианосца (ТСАН), имеет под его крылом более чем один беспилотный самолет двусторонней асимметрии (БСДА), фюзеляж которого закреплен на более чем одном подкрыльном пилоне ТСАН с обеспечением возможности как совершать с него сброс БСДА и после раскладывания несущих аэродинамических его поверхностей выполнить дистанционно управляемый или автоматический предварительно программируемый самостоятельный полет БСДА, так и затем в обратном порядке возвратиться под свободный подкрыльный пилон (ПКП) ТСАН после стыковки БСДА в полете посредством системы гибких креплений ТСАН, выпускающей на тросе буксируемо-удерживающий ловитель (БУЛ), который с его захватом, преодолевая турбулентность от летящего впереди ТСАН, состыковывается с ответной частью выдвижной носовой штанги БСДА для буксировки и его автоматического заведения под ПКП ТСАН, причем воздушного базирования БСДА, выполненный по аэродинамической схеме среднеплан с раскладываемым крылом асимметричной стреловидности (РКАС) и его при виде сверху развитыми округлыми законцовками (РОЗ), имеет хвостовое оперение обратной Y-образности (OYO) с его цельно-поворотными развитыми килями (ЦПРК), но и турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с его боковыми воздухозаборниками (БВЗ), смонтированными с внешних бортов фюзеляжа и над консолями РКАС, сконфигурированными для обеспечения их работы при сверхзвуковой и дозвуковой скорости полета, используемый при синхронно разложенных и зафиксированных его РКАС и соответствующем режиме полета реактивного БСДА, несущего планирующую авиабомбу типа 9-А2-7759 «Гром» либо упомянутую УР-торпеду типа АПР-3М соответственно для выполнения им миссии при атаке наземной и надводной либо подводной цели, а также скрытного выдвижения в зону атаки, но и выполнения БСДА возвратного полета для его приема под пустой ПКП ТСАН, причем при воздушном базировании БСДА на соответствующем ПКП ТСАН и после выполнения миссии БСДА в режиме самостоятельного его полета имеет возможность при посадке БСДА использовать убирающееся его трехопорное колесное шасси или посадочную парашютную систему либо пристыковываться к ТСАН при горизонтальном их совместном полете с использованием гибкого крепления между ними с их системами автоматической стыковки/расстыковки для выполнения соответственно горизонтальной или вертикальной посадки БСДА на наземный аэродром с использованием несущих аэродинамических поверхностей или выбрасываемого его посадочного парашюта либо после осуществления в полете состыковки БСДА с БУЛ ТСАН и его заведения на свободный его пилон для их соответствующей совместной горизонтальной посадки как летающего авианосца на наземный аэродром, при этом фюзеляж БСДА, имеющий поперечное сечение ромбовидное либо трапециевидное или цилиндрическое с конусной носовой и усеченной конусной кормовой частями, плавно переходящими в центральную цилиндрическую его часть, включающую с его боков парные треугольные верхние БВЗ и нижние конформные топливные баки, образующие чечевицеобразное поперечное его сечение, имеющее вдоль его большей и меньшей диагоналей соответственно бортовые отсеки с подпружиненными их створками, открывающимися/закрывающимися при соответствующем одновременном укладывании/раскладывании в них консолей РКАС и нижний бомбоотсек с автоматическими его створками либо нижнюю нишу соответственно для внутреннего либо полуутопленного размещения на упомянутом ПУ бомбовой нагрузки либо магнитометра, либо гидроакустических буев, либо системы радиоэлектронной борьбы, причем головной БСДА, который полностью оцифрован и включает использование лазерного канала связи, что позволит оснастить его двухчастотной бортовой РЛС с АФАР, а упомянутая его БСУ на безопасных для него расстояниях реализует связь по закрытому каналу с гидроакустическими буями, обеспечивающими геолокацию подводной цели и управление по лазерному каналу связи оружейными нагрузками и своими, и других БСДА с наведением на цель их упомянутых УР-торпед типа АПР-3М в составе ударной авиагруппы, применяемой совместно с рядом других авиагрупп, способных и обмениваться информацией между их головными БСДА в рамках их единого так называемого информационного облака, и передавать целеуказание на ряд БСДА, не использующие свои РЛС в других противолодочных АНУБИС.
Кроме того, в упомянутом хвостовом оперении OYO сверхманевренного БСДА его верхний и нижние упомянутые ЦПРК, смонтированные соответственно по плоскости симметрии и наружу от нее с размещением нижних из них к последней под углом 60°, выполнены складываемыми вниз в утонченности кормовой части фюзеляжа с их фиксацией в направлении от верхнего ЦПРК, при этом в удаленно-ведомом БСДА на упомянутом его РКАС имеются консоли с их сужением (), равным , и упомянутые РОЗ, конфигурация которых в плане аналогична форме односторонних нижних и верхнего ЦПРК хвостового оперения OYO, причем упомянутое РКАС, интегрированное по правилу площадей с фюзеляжем БСДА, имеющее левую и правую консоли, вынесенные соответственно как назад и вперед по его полету, так и в сторону от фюзеляжа и его бортовых отсеков, размещенных сзади и спереди от центра масс, но и на раздельных узлах их поворота, изменяющих асимметричную стреловидность по передней кромке, например, при раскладывании в горизонтальной плоскости консолей РКАС соответственно с углами прямой χ=+60°/χ=+45° или χ=+15° и обратной χ=-60°/χ=-45° или χ=-15° при выполнении полета на высоте в конфигурации сверх-/транс- или дозвукового БСДА для реализации миссии при атаке цели/подлете в зону цели или его приема с фиксацией на упомянутом высотного ТСАН, при этом расширение двусторонне-асимметричной компоновки планера разведывательно-ударного БСДА может дополнительно включать асимметричное смещение в продольном направлении входов их упомянутых БВЗ, но и смещение в этом же направлении в его упомянутом оперении OYO левого и правого нижних ЦПРК, разнесенных с аналогичным смещением соответствующих консолей РКАС, причем планер каждого БСДА выполнен по малозаметной технологии с покрытием, поглощающим радиоволны разной длины, имеет монолитную конструкцию жесткого его корпуса с использованием алюминиево-литиевых сплавов и до 70% улучшенных по структурному старению композиционных материалов, усиленных лонжеронами и ребрами жесткости с общей композитной обшивкой фюзеляжа и БВЗ, армированных углеродным волокном, способных защитить его упомянутую БСУ от мощных электромагнитных вспышек или воздействия лазерного излучения, выдерживать значительные количества тепла и деформации, позволяющие снизить на порядок количество деталей, при этом каждый БСДА с его РКАС и разнонаправленной стреловидностью χ=±45° позволит, в сравнении с крылом реактивного самолета и углом его стреловидности χ=+45°, уменьшить волновое сопротивление в 2,8…3 раза и требуемую тягово-оруженность в 1,44 раза, причем для обеспечения на высоте транс- или сверхзвукового режима полета каждого БСДА соответственно в направлении выбранной для атаки цели или только как после 48% времени выполнения мисси и выработки топлива, так и при разнонаправленной стреловидности его РКАС с соответствующим углом χ=±45° или χ±60°, обеспечивающим увеличение показателей аэродинамических и структурных преимуществ планера двусторонней асимметрии, улучшающей отношение подъемной силы к его сопротивлению, которое при соответствующей скорости полета БСДА до 0,98 Маха или 1,06 Маха составит 20 к 1 или 11 к 1, при этом в малозаметном БСДА его адаптивный ТРДД снабжен реактивным плоским прямоугольным соплом (ППС), имеющим как термопоглощающее покрытие, так и заднюю V-образную в плане кромку, размещенную параллельно задней кромке нижнего кормового обтекателя его фюзеляжа.
Кроме того, каждый упомянутый ПКП 11 ТСАН 1 (см. фиг. 3) снабжен спереди верхним кронштейном 26, выполненным с возможностью его отклонения от ПКП 11 вверх/вниз и вдоль плоскости симметрии БСДА 2, снабженным перед узлом его поворота 27 грузовой лебедкой 28 с системой внутренних блоков 29 для автоматического управления тросом 30, пропущенным к БУЛ 31 через верхний крюкообразный кронштейн 26 и его конусообразный обтекатель (КОО) 32 с нижним вырезом для выпускаемого БУЛ 31, имеющего как на цилиндрической носовой его части 33 раскладываемые цельно-поворотные Х-образно размещенные четыре решетчатых руля 34, но и внутри конуса 35 БУЛ 31 цанговый захват 36, так и возможность после отклонения верхнего кронштейна 26 вверх свободного его выдвижения на тросе назад по полету ТСАН 2 на расстояние кратно превышающее длину фюзеляжа упомянутого БСДА 1, позволяющее совершить безопасный его подлет к ТСАН 1 на малой дозвукового скорости полета и выполнить после выравнивания скоростей их полета предварительное пристыковывание посредством упомянутой гибкой системы крепления и ее БУЛ 31 с ответной частью, размещенной на конце упомянутой выдвижной носовой штанги 37 БСДА 1 с последующим раздвижением в горизонтальной плоскости двух верхних L-образных при виде сзади боковых губок-направляющих 38, смонтированных с каждого борта и на конце каждого ПКП 11, которые после их смыкания образуют составные полозья с обратной П-образностью при виде сзади и их прорезью между двух их горизонтальных полок 39, взаимодействующих с верхними боковыми роликами 40 выдвижного из верхнего кормового отсека 41 фюзеляжа 3 БСДА 2 Т-образного при виде сзади крюка 42, смонтированного за задним автоматическим узлом 12 и 13 стыковки/расстыковки БСДА 2 с ПКП 11 ТСАН 1, при этом после предварительного пристыковывания БСДА 2 к ТСАН 1 посредством гибкой системы с БУЛ 31, которая грузовой лебедкой 28 подтягивает фюзеляж 3 БСДА 2 к основным узлам 12 и 13 стыковки/расстыковки жесткой их системы крепления с автоматическим соблюдением каждым автопилотом БСДА 2 и ТСАН 1 как соосности двух пар узлов 12 и 13 стыковки жесткой системы крепления, так и поступательного равновеликого подлета с требуемым при этом подтягиванием БСДА 2 вдоль оси ПКП 11 ТСАН 1 грузовой лебедкой 28 как с размещением Т-образного крюка 42 после его поднятия по полету БСДА 2 из кормового отсека 41 его фюзеляжа 3 в зоне действия затем сомкнувшихся L-образных направляющих 38, так и к основным узлам 12 и 13 жесткой системы его крепления, каждый из которых после раздвижения L-образных губок-направляющих 38 и Т-образного крюка 42 обратно соответственно к внешним бортам ПКП 11 и в кормовой отсек 41 фюзеляжа 3 БСДА 2 взаимодействует с ответной частью узла жесткой системы крепления БСДА 2 с ПКП 11 ТСАН 1, расположенной снизу на упомянутом ПУ ПКП 11 дальнего ТСАН 1 или беспилотного самолета-авианосца (БСАН) и сверху фюзеляжа 3 БСДА 2, пристыковываясь наравне с узлами гибкой системы стыковки/расстыковки, обеспечивают жесткую систему крепления с одновременным складыванием в БСДА 2 консолей РКАС 4 и ЦПРК 6 и 8 и выполнение совместно состыкованного горизонтального их полета в конфигурации воздушного авианосца.
Предлагаемое изобретение высотного АНУБИС с удаленно-ведомым БСДА, который с его сложенными РКАС и ЦПРК смонтирован на каждом подкрыльном пилоне ТСАН с выносом хвостового оперения OYO от торца его подкрыльного пилона, имеет ТРДД с его реактивным ППС, иллюстрируется на фиг. 1-3 общими видами:
- на фиг. 1/2- изображен БСДА с конформными баками на виде сбоку/сверху с чечевицеобразным сечением фюзеляжа, и разложенными ЦПРК и РКАС при χ±45° и с условно выдвинутой носовой штангой 37 и Т-образным крюком 41;
- на фиг. 3- изображен на виде сбоку подкрыльный пилон ТСАН с его верхним крюкообразном кронштейном, имеющим на его конце КОК с его БУЛ и перед узлом его поворота грузовую лебедку с тросом и БУЛ для гибкой системы крепления и заведения БСДА под пилон ТСАН (БСДА на виде Б показан условно под пилоном).
Высотный АНУБИС, представленный на фиг. 1-3, содержит в составе дальний ТСАН 1 и более чем один реактивный БСДА 2, который выполнен по аэродинамической схеме среднеплан с фюзеляжем 3 и РКАС 4, снабженным его концевыми частями с РОЗ 5, конфигурация в плане последних аналогична форме нижних ЦПРК 6 хвостового оперения OYO, имеющего форкиль 7 верхнего ЦПРК 8. Адаптивный ТРДД с реактивным ППС 9, используемый с двумя треугольными при виде спереди БВЗ 10, смонтированными с внешних бортов фюзеляжа 3 БСДА 2 и над консолями РКАС 4. Жесткая связь фюзеляжа 3 БСДА 2 с ПКП 11 ТСАН 1 обеспечивается посредством автоматических узлов 12 и 13 стыковки/расстыковки, смонтированных соответственно снизу ПКП 11 ТСАН 1 и сверху фюзеляжа 3 БСДА 2.
Фюзеляж 3 БСДА 2 с кормовой частью 14, выполненной в виде усеченного конуса, снабженного кормовым обтекателем 15 с V-образной его кромкой и переходящего в центральную его цилиндрическую часть 16, снабженную и с ее боков нижними левым 17 и правым 18 треугольными конформными топливными баками, образующими с верхними треугольными БВЗ 10 чечевицеобразное поперечное сечение, имеющее вдоль как меньшей, так и большей его диагоналей нижний бомбоотсек 19 с автоматическими его створками 20, так и левый 21 и правый 22 бортовые отсеки с подпружиненными их створками 23, открывающимися/закрывающимися при соответствующем укладывании/раскладывании из них консолей РКАС 4 БСДА 2. Левый 21 и правый 22 бортовые отсеки размещены в плане от центра масс БСДА 2 соответственно назад и вперед по его полету и с соответствующей стороны его фюзеляжа 3. В центральной части фюзеляжа 3 БСДА 2 над его центром масс смонтирован верхний отсек 24 со створками 25 и автоматически выкидываемой парашютной системой (на фиг. 1-3 не показано), используемой для вертикальной его посадки на наземный аэродром с одновременным складыванием в нем консолей его РКАС 4 и концевых частей ЦПРК 6 и 10 хвостового оперения OYO. Реактивный БСДА 2, выполняющий отдельный автономный полет от ТСАН 1 и создающий соответствующую реактивную тягу ППС 9 его ТРДД для транс-/сверхзвукового крейсерского его полета, при котором путевое управление обеспечивается отклонением верхнего ЦПРК 10 оперения OYO. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным соответствующим отклонением левого и правого нижних 6 ЦПРК хвостового оперения OYO (см. фиг. 1/2). Управление движением БСДА 2 на всех этапах полета осуществляется навигационным пилотажным комплексом, входящим в состав бортовой системы управления, которая обеспечивает прием и обработку информации от навигационных спутников и вырабатывает соответствующие сигналы управления. Полет ТАСН 1 с состыкованными БСДА 2 заканчивается совместной горизонтальной их посадкой на наземный аэродром базирования. Все это позволит в дальнем АНУБИС упростить управляемость и повысить надежность, а также безаварийность пилотирования как высотного ТСАН 1, так и дистанционного управления БСДА 2.
Таким образом, дальний АНУБИС с ТСАН и его удаленно-ведомыми БСДА, несущими ракеты-торпеды АПР-3М, представляет собой противолодочный летающий авианосец, освоенный на платформе турбовинтового самолета Ил-38. Головной БСД А, который полностью оцифрован и включает с использованием лазерного канала связи четвертый уровень так называемого manned and unmanned teaming (MUM-T), что позволит оснастить его двухчастотной бортовой РЛС с АФАР. БСУ головного БСДА на безопасных для него расстояниях реализует связь по закрытому каналу с гидроакустическими буями, обеспечивающими геолокацию подводной цели и управление по лазерному каналу связи оружейными нагрузками своими и иных БСДА с наведением на цель их ракет-торпед АПР-3М в составе ударной авиагруппы, применяемой совместно с рядом других авиагрупп, способных обмениваться информацией между их головными БСДА в рамках их единого так называемого информационного облака и передавать целеуказание на ряд противолодочных БСДА, не использующие свои РЛС в иных высотных АНУБИС, содержащих и поисковые БСДА с высокочувствительным магнитометром, имеющим магниточувствительный элемент, работающий на расстоянии 30 м от водной поверхности, и связанным с его БСУ, предусматривающей выдачу команд на включение в расчетной точке магнитометра и на управление после срабатывания магнитометра при обнаружении подводной цели, но и ее идентификации с принятием подтвержденного решения от оператора КП ТСАН по наведению одной или двух АПР-3М залпа на цель с автоматическим определением значения вводимого адаптивного угла упреждения, который при сближении с целью корректируется.
При выполнении высотным АНУБИС противокорабельных операций в составе дальнего ТСАН или БСАН соответственно турбовинтового самолета Ту-95 или реактивного БПС типа С-70 «Охотник», используемого в качестве воздушного авианосца с БСДА-0,49, которые позволят, имея радиус их действия до 570 км и вооруженные планирующей авиабомбой 9-А2-7759 «Гром», увеличит дальность ее полета до 630 км, что позволит как создать безопасную авиазону между ПВО цели и дальним АНУБИС, так и в конечном итоге повысить поражающую возможность и боевую устойчивость противокорабельного ТСАН или БСАН. Более того, создание арктического АНУБИС на базе аналогичного БСАН, освоенного на платформе реактивного БПС типа С-70 «Охотник», доставляющего в заданный район авиагруппы БСДА-0,49 для выполнения противокорабельных операций, а затем после выполнения миссии принять их на борт и вернуть на аэродром базирования. Все это существенно упрощает развертывание разведывательно-ударной авиатехники нового интегрирующего поколения, которое может быть заключено в единую сеть обмена данными между арктическими АНУБИС, в том числе и на большом их удалении от аэродрома базирования.
По сути, боевые возможности такого арктического АНУБИС не ограничиваются полетом удаленно-ведомых его БСДА и в большей степени зависят от самого интегрирующего ТСАН или БСАН. Поэтому высотные АНУБИС как элементы передовой военной техники с точки зрения тактики могут занимать промежуточное место между крылатыми ракетами и ударными истребителями. Первые способны самостоятельно атаковать цели, но при этом весьма дороги. Ударная авиация может быть и дешевле, но истребителю приходится залетать в зону действия ПВО цели. Применение ТСАН или БСАН с авиагруппой реактивных, например, БСДА-0,49 (см. табл. 1) позволит выполнить разведывательно-ударную миссию с требуемой эффективностью, но без рисков для пилотов истребителей или дорогих БСАН, а также повысить поражающую возможность в Северных морских регионах кораблей-носителей морской системы ПРО «Иджис», что является стрежневым аспектом противокорабельного арктического АНУБИС, а именно: обнаружить и уничтожить морские носители противоракет.