ПАЛУБНАЯ АВИАЦИОННАЯ РАЗВЕДЫВАТЕЛЬНО-УДАРНАЯ СИСТЕМА
AERONAUTICAL RECONNAISSANCE-STRIKE SYSTEM

Изобретение относится к палубным авиационным разведывательно-ударным системам, включающим опционально и дистанционно пилотируемые самолеты-вертолеты интегральной компоновки, включающей летающее крыло тандемной схемы, имеющее первое стреловидное и второе трапециевидное крылья (ПСК и ВТК) и на их концах однолопастные несущие винты (ОНВ) с противовесами и две крыльевые гондолы, объединяющие ПСК и ВТК, имеющие свободные силовые турбины, приводящие четыре ОНВ и в кольцевых обтекателях выносные вентиляторы, создающие при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) пропульсивно-реактивную тягу, направленную горизонтально назад с работающими/авторотирующими ОНВ или зафиксированными их лопастями-крыльями от ПСК и ВТК наружу при горизонтальном полете со всеракурсным изменением вектора тяги ССТ в конфигурации реактивных винтокрыла/автожира или трансзвукового самолета, имеющего в бомбоотсеке на пусковых устройствах авиационные управляемые ракеты и трансформируемого после его посадки на корабельную площадку посредством фиксированного размещения лопастей двух ОНВ вдоль консолей ПСК и ВТК и складывания их противовесов в по-ходно-заряжающую конфигурацию для его перевозки в ангаре на ложементе заправляющей топливом и заряжающей боекомплектом станции авианесущего корабля.
Известен комплекс для поражения подводных лодок (ПЛ) на больших дальностях, патент RU 2371668 С2, выполненный в виде баллистической ракеты (БР), в носовой части которой под сбрасываемым обтекателем размещена крылатая ракета (КР); БР содержит аэродинамические поверхности с приводами и разгонный двигатель для обеспечения доставки КР на дальность стрельбы к району расположения цели. Для экономичного полета в атмосфере КР состыкована с разгонным двигателем посредством устройства отделения, выполнена с возможностью полета в районе расположения ПЛ-цели и содержит отделяемую боевую часть (БЧ) подводного действия и отделяемый радиогидроакустический буй; система управления КР снабжена аппаратурой для приема информации от радиогидроакустического буя по радиоканалу о местонахождения цели. В соответствии с командами, осуществляющими поиск цели, ее обнаружение, сближение с целью и ее поражение путем подрыва БЧ. После чего БР-носитель продолжает полет с работающим двигателем, уводя ее от места приводнения БЧ подводного действия, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сама же одноразовая БР уходила из района приводнения БЧ и самоликвидировалась.
Известен разведывательно-ударный беспилотный самолет мод. "Taranis" [2] британской компании "BAE Systems" выполнен по схеме летающее крыло с внутренними отсеками вооружения и без вертикального оперения, имеет один ТРДД с воздухозаборником, размещенным на его верхней части, и трехопорное убирающееся колесное шасси. Для трансзвукового полета "Taranis" его ТРДД Rolls-Royce Adour имеет реактивную тягу 4485 кгс, что обеспечивает при тяговооруженности 0,64 на высоте полета 11,5 км скорость 1060 км/ч. Взаимодействие аэродинамических, структурных и управляющих реакций - является ахиллесовой пятой "Taranis" в схеме летающее крыло. Для обеспечения контроля его управляемости, особенно, в направлении всех трех осей управления - тангаж, крен и рыскание, имеются шесть интегрированных поверхностей управления полетом на задней его кромке. Эффект интегрированных поверхностей меняется в зависимости от оси управления, особенно, при изменении балансировки по рысканию, которое зависит от угла относительного встречного потока при соответствующем отклонении внешних интерцепторов, вызывающих постоянные управляющие реакции компьютера управления, что в отсутствии всеракурсного отклоняемого сопла ТРДД усложняет управляемость и не обеспечивает ее стабильность. Все это также ограничивает возможность дальнейшего увеличения скорости и дальности полета, улучшения весовой отдачи и повышения целевой нагрузки (ЦН).
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является противолодочный корабль (ПЛК), вооруженный авиационной системой модели "Icara" [3] (Великобритания), содержащей беспилотный летательный аппарат (БЛА), имеющий фюзеляж с отделяемой управляемой ракетой, среднерасположенное крыло с органами его управления, двигатель, бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую телемеханическое управление (ТМУ) с командного пункта (КП) ПЛК.
Признаки, совпадающие - габариты БЛА без корабельного ПУ: длина 3,42 м, размах крыльев 1,52 м, высота 1,57 м. Боевая часть: самонаводящаяся противолодочная малогабаритная торпеда (МГТ) Мк.44. Летные характеристики: максимальная и минимальная высота полета соответственно 300 м и 15-20 м. Ввиду значительного веса БЛА с торпедой Mk.44 составляющего 1480 кг (при массе 13% целевой нагрузки - торпеды 196 кг, ее длине 2,57 м и диаметре 324 мм) и малых дальности 24 км и скорости полета 140-240 м/с, а боевой части (торпеды - 30 узлов и дальность хода 5 км).
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что пуск дозвукового БЛА осуществлялся в направлении, максимально приближающем к цели сбрасываемую торпеду. 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 передавал их через радиокомандную систему управления на БЛА в полете. По прибытии БЛА в район нахождения ПЛ-цели торпеда (самонаводящаяся МГТ Мк.44), полу утопленная с подфюзеляжным ее расположением в корпусе БЛА по радиокоманде отделялась, спускалась на парашюте, входила в воду и начинала поиск ПЛ-цели. После чего БЛА продолжает полет с работающей СУ, уводя ее от места приводнения самонаводящейся МГТ, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сам же одноразовый БЛА уходил из района и самоликвидировался.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном ПЛК с системой модели "Icara" (Великобритания) увеличения боевой нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, увеличения вероятности поражения подводной и надводной цели, расположенной на большой дальности, но и возможности ее атаки после продолжительного полета в режиме зависания, возврата на вертолетную площадку авианесущего корабля для повторного использования.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного ПЛК с системой "Icara", наиболее близкой к нему, являются наличие того, что палубная авиационная разведывательно-ударная система (ПАРУС) включает группу аппаратов вертикального взлета и посадки корабельного базирования, в состав которой входит более чем одним один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) с более чем одним дистанционно пилотируемым самолетом-вертолетом (ДПСВ), используемые, по меньшей мере, с одной вертолетной площадки авианесущего корабля-носителя (АКН), причем каждый выполнен без вертикального оперения по интегральной компоновке летающее крыло тандемной схемы, которое имеет первое стреловидное и второе трапециевидное крылья (ПСК и ВТК), разнесенные между собой в продольном направлении, и снабжен в четырехвинтовой поперечно-тандемной схеме (ЧПТС) однолопастными несущими винтами (ОНВ) с их противовесами, смонтированными на профилированных надкрыльных пилонах ПСК и ВТК и крыльевых гондол, конструктивно объединяющих ПСК с ВТК, создающими в ЧПТС-Х4 вертикальную тягу только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, но и снабжен не менее чем парой комбинированных газотурбинных двигателей (КГтД), левый и правый из которых установлен в соответствующей крыльевой гондоле и выполнен в виде двухконтурного двигателя, имеющего внешний и внутренний контуры соответственно с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) в кольцевом обтекателе и, по меньшей мере, одной свободной силовой турбиной (ССТ), имеющей круглое сопло со всеракурсным управлением вектора тяги (ВУВТ), передающей взлетную мощность комбинированной силовой установки (СУ) посредством системы трансмиссии на соответствующий ОНВ в симметрично-сбалансированной ЧПТС-Х4 и/или ВОВ, имеющим лопатки с большой их круткой, работающим по тянущей схеме, создает в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-R2) синхронную реактивную тягу при выполнении ВВП и КВП или горизонтальном поступательном полете, но и оснащен в тандемной схеме ПСК и ВТК, имеющими равновеликий размах, который в 1,04 раза больше диметра (D) ОНВ при угле прямой стреловидности по передней кромке ПСК, имеющего передние наплывы, образующие в плане V-образную конфигурацию с большим ее отличным углом стреловидности от ПСК, например, χ=+37° или χ=+43°, который равновелик углу стреловидности по передней кромке ВТК, задняя кромка которого, имея угол обратной стреловидности, образует профилированную кормовую его часть с V-образной в плане задней кромкой, и интегрированными с крыльевыми гондолами, смонтированными большей их частью под или над ПСК и ВТК, повышающими их жесткость, противодействуя вредному влиянию дивергенции, особенно, консолей ПСК, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения короткого или вертикального взлета соответственно с винтокрыла или вертолета при максимальном или нормальном взлетном его весе в соответствующие реактивные скоростной крылатый автожир или самолет с четырьмя ОНВ, работающими на режимах их авторотации или в качестве несущих их широкохордовых лопастей-крыльев (ШЛК), образованных при фиксации ОНВ с их противовесами или трансформации их противовесов, осуществляемой на переходных режимах полета последовательно, когда после вертикального/короткого взлета, набора высоты и выполнения разгонного полета передняя и задняя пары ОНВ одновременно предварительно остановлены так, что их противовесы и лопасти зафиксированы в плане соответственно от конца ПСК и ВТК во внутрь к и наружу от оси симметрии или при остановленных ШЛК их профилированные противовесы снабжены автоматическими узлами синхронного их складывания посредством поворота на соответствующие углы 127° или 133° в горизонтальной плоскости и их размещения назад по полету и параллельно оси симметрии при фиксировании с соответствующей стреловидностью по передней кромке ШЛК передней и задней пары ОНВ, которые образуют с ПСК и ВТК равновеликую по передней кромке их стреловидность и организуют соответственно синхронно-симметричные несущие поверхности их ШЛК в полетной конфигурации реактивного самолета с ПРС-R2 и системой ступенчатых тандемных крыльев (ССТК), но и обратно.
Кроме того, в П-образной в плане системе валов трансмиссии упомянутых ОПСВ и ДПСВ каждый их КГтД, например, с одной ССТ, имеющей для отбора взлетной ее мощности передний вывод вала, смонтированный по продольной оси его гондолы, в которой между упомянутыми ВОВ и ССТ смонтирован соосно с последними Т-образный как при виде сверху, так и сбоку промежуточный редуктор, имеющий продольный входной вал от ССТ и выходные как передний продольный, так и поперечный с боку, но и верхний валы, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ВОВ, кольцевой обтекатель которого имеет воздухозаборник регулируемый с коническим центральным телом, второй синхронизирующий, проложенный в ПСК, вращательно связывает ССТ двух КГтД, а третий передает через муфту сцепления крутящий момент на входной вал соответствующего Т-образного при виде сбоку консольного редуктора односторонних ОНВ, размещенного в переднем надкрыльном пилоне, имеет выходные верхний вал и продольный вал с угловым редуктором, первый вал и второй выходной вал углового редуктора с соответствующими ОНВ размещены на концах ПСК и ВТК, равноудалены от центра масс, но и отклонены назад по полету на угол (α), который при виде сбоку равен 1/2 или равновелик величине угла атаки (α) соответственно ПСК или ВТК, а набегающий поток при вертикальном и горизонтальном их режимах полета встречают одновременно соответственно передние кромки наступающих лопастей ОНВ в упомянутой ЧПТС-Х4 и зафиксированные их упомянутые ШЛК ОНВ, выполняющие роль верхних с ярусным размещением внешних секций ПСК и ВТК в упомянутой ССТК, преобразующей большое удлинения ПСК и умеренное ВТК соответственно с λ=8,0 и λ=4,49 до удлинения ССТК с λ=6,78…6,79, а межгондольные секции упомянутых их ПСК и ВТК снабжены соответственно предкрылками и закрылками, используемыми на взлетно-посадочных или переходных режимах полета ОПСВ и ДПСВ, а упомянутые круглые сопла с ВУВТ их ССТ снабжены возможностью при синфазном и дифференциальном их синхронном отклонении обоих вертикально вверх или вниз, обоих горизонтально влево или вправо и вертикально одного вверх, а другого вниз изменять соответственно балансировку по тангажу, курсу и крену при горизонтальном поступательном полете ОПСВ и ДПСВ, при этом упомянутые ОПСВ и ДПСВ на их режимах ВВП и зависания в упомянутой ЧПТС-Х4 пара левых и пара правых ОНВ, имеющих противоположное направление их вращения соответственно по часовой и против часовой стрелки, выполнены с жестким креплением их лопастей и без автомата их перекоса, обеспечивающие изменение балансировки по тангажу, крену и курсу, которое создается изменением углов установки передней и задней пары ОНВ, левой и правой пары ОНВ и крутящих моментов диагонально расположенных ОНВ соответственно, а их надкрыльные передние и задние профилированные пилоны на ПСК и ВТК имеют соответственно спереди и сзади на их соответствующих кромках инфракрасные (ИК) излучатели и тепловые камеры, причем после вертикальной посадки на вертолетную площадку АКН упомянутых ОПСВ и ДПСВ, конвертируемая система несущих поверхностей каждого из них имеет возможность как предварительной остановки их лопастей ОНВ вдоль консолей ПСК и ВТК и размещения их законцовками к оси симметрии с последующим складыванием упомянутых их противовесов при их расположении вперед по полету и параллельно оси симметрии, так и их транспортирования в ангаре АКН при уменьшении в 1,9…2,1 раза площади походной их конфигурации от взлетной их площади, а их упомянутое ВТК, имеющее при соотношении его площади 46,7%…46,8% от суммы площадей всех несущих поверхностей, включая площади упомянутых ПСК и ВТК с их несущим фюзеляжем и ШЛК четырех ОНВ, снабжено от задней его кромки вдоль оси симметрии кормовым обтекателем, имеющим на его конце отсек с выдвижной штангой магнитометра и в нижнем его отсеке с открываемыми створками опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции при барражирующем его полете, при этом упомянутые ОПСВ и ДПСВ, несущие авиационные противолодочные и противокорабельные ракеты (АПР и ПКР), обеспечивают соответствующую борьбу с подводной лодкой (ПЛ) и надводным кораблем (НК), причем при противолодочной обороне в упомянутых ОПСВ и ДПСВ используется опускаемая гидроакустическая система, состоящая из индикатора акустических сигналов и двух приемников для их приема от гидроакустической антенны, их кодирования и передачи по восьмиканальной закрытой связи на АКН для обработки в реальном масштабе времени или высокочувствительный магнитометр, имеющий магниточувствительный элемент, работающий на расстоянии 30 м от водной поверхности, и связанным с БСУ в упомянутых ОПСВ и ДПСВ, предусматривающей выдачу команд на включение в расчетной точке магнитометра и на управление после срабатывания магнитометра при обнаружении ПЛ-цели, но и регистрации в запоминающем устройстве БСУ координат точки обнаружения ПЛ-цели при передаче на АКН и его КП, при этом в упомянутых ОПСВ и ДПСВ упомянутая их БСУ имеет как радиоканал закрытой связи с АКН, так и радиолокационную станцию с передатчиком команд, оптико-электронную систему с двухканальным автоматом сопровождения цели и вычислительную систему с блоком автоматики многофункционального пульта управления, обеспечивающего при барражирующем полете самостоятельное нахождение ПЛ-цели, идентификации ее и принятие подтвержденного решения от оператора АКН об уничтожении им выбранных, причем при противокорабельной обороне упомянутые ОПСВ и ДПСВ, использующие полетную конфигурацию упомянутого реактивного самолета с зафиксированными ШЛК ОНВ, несущие в бомбоотсеке соответствующие ПКР Х-35У или ПКР Х-38М для создания буферной безопасной авиазоны между головным ОПСВ и ПВО НК-цели, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М/Х-35У с 40/130 до 400 км, при этом радаром типа Н036 [4] с головного ОПСВ обеспечивается целеуказание, а управление ДПСВ-вторым пилотом ОПСВ, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны - станцию активных электронных помех ДПСВ, причем при достижении области, из которой будет поражена НК-цель, упомянутый ДПСВ произведет залп или поочередный запуск ПКР с коррекцией ошибки, накопленной комбинированной инерциальной системой управления по данным приемника сигналов спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС, на конечном участке полета ПКР используется ИК-головка ее самонаведения и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей, затем ДПСВ на удалении 1263 км автоматически возвращается на АКН с вертикальной на его вертолетную площадку посадкой, при этом в упомянутых ОПСВ и ДПСВ планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, снабжен в нижней его части колесным шасси с убирающимися опорами в три отсека и пусковыми устройствами вооружения в бомбоотсеках, каждый их которых имеет по две автоматические створки с пилообразными поперечными их сторонами, а БСУ ОПСВ снабжена возможностью опционального его управления пилотами из двухместной кабины, имеющей катапультируемые в верхнюю полусферу кресла, размещенные бок о бок и срабатывающие на режимах ВВП и зависания поочередно, но и его использования в составе авиационной группы в качестве головного совместно с упомянутыми, например, двумя ДПСВ, один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет в следящем полете маневры головного ОПСВ, а другой - управляется вторым пилотом с головного ОПСВ, а затем и наоборот, при этом система управления формированием относительной позиции в следящем полете, содержащая один или несколько датчиков, расположенных на ведомом ДПСВ, сконфигурированы для обнаружения данных, касающихся его положения относительно положения головного ОПСВ, 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 ДПСВ и головным ОПСВ; сравнить относительную позицию с выбранной относительной позицией; определить скорость ведомого ДПСВ, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовывать скорость следящего устройства во входы управления полетом; ограничивать прямое перемещение ведомого ДПСВ относительно головного ОПСВ, обеспечивающего через входы его компьютера управления полетом относительное их безопасное положение в совместном полете, причем главные стойки боковых колес, убираемых вперед по полету в надкрыльные обтекатели, интегрированные с внешними заостренными в поперечном сечении профилированными бортами межкрыльевой части несущего фюзеляжа, размещенные между ПСК и ВТК, имеют спереди и сверху радиопрозрачные их отсеки для установки в них антенн с каналом приема-передачи данных.
Кроме того, в упомянутых ОПСВ и ДПСВ 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 ОПСВ для получения глобальных данных о местоположении от ведомого ДПСВ, 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 ОПСВ, передаваемого на ведомый ДПСВ, при этом компьютер суммирования данных полностью интегрирован в интерфейс пилота и системой управления ОПСВ, обеспечивающей упомянутый следящий полет ведомого ДПСВ, 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 ОПСВ небезопасен для относительного его положения от ведомого ДПСВ, но и отключающего формирование упомянутого следящего полета ведомым ДПСВ через компьютер управления полетом.
-1
-1
Кроме того, для экономичного скоростного горизонтального полета упомянутых ОПСВ и ДПСВ их ОНВ в синхронно-сбалансированной несущей и авторотирующуей системе, включающей в упомянутом каждом консольном редукторе передней пары ОНВ автоматическую коробку передач, имеющую для привода односторонних ОНВ выходные упомянутые валы, каждый из которых создает по два потока: первый - взлетный с выдачей соответствующей мощности от соответствующего КГтД и созданием подъемной тяги от ОНВ, второй - крейсерский в конфигурации автожира с приемом мощности от авторотации односторонних ОНВ на ее соответствующую ступень, отключающую все ОНВ от привода ССТ упомянутых КГтД, приводящую генератор и управляющую синхронным снижением и скорости их вращения, например, до 200 мин или 100 мин, и углом атаки лопастей авторотирующих ОНВ, обеспечивающих долю увеличения в 1/3-1/4 раза требуемой подъемной силы упомянутых ПСК и ВТК, но и плоскостью вращения лопастей ОНВ, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета, приводящим к уменьшению вращательного сопротивления ОНВ на 12-15% от общего сопротивления профиля лопастей ОНВ при их самовращении и возможности для режимов крейсерского полета расчета ПСК и ВТК с уменьшенной их геометрией, составляющей 2/3-3/4 от габаритов крыла аналогичного реактивного самолета.
Кроме того, для горизонтального полета на высоте 11 км упомянутых ОПСВ и ДПСВ, достигая маршевой тяговоуроженности первого уровня - 0,22 или 0,29 и второго - 0,29 или 0,35, используется мощность их СУ 36% или 54% и 54% или 72% от работающих КГтД на привод их ВОВ, упомянутая ССРК которых, имея по передней ее кромке угол стреловидности χ=+43°, обеспечивает скорость 0,725 Маха (М) или 0,753 М и M=0,87 или М=0,9 соответственно, а при достижении маршевой тяговоуроженности до 0,44 скорость повысится до М=0,92, при этом каждый КГтД снабжен в ССТ перед механизмом ВУВТ ее реактивного сопла форсажной камерой, используемой на взлетных режимах или горизонтальном полете с передними за ВОВ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками гондолы для дополнительного в нее подвода воздуха, позволит с их перегрузом 15% увеличить маршевую тяговоуроженность с 0,44 до 0,68 и достичь на высоте полета 11 км скорость М=0,92 или М=1,04 соответственно в конфигурации транс- или сверхзвукового самолета.
-1
-1
Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить ПАРУС, которая включает группу аппаратов вертикального взлета и посадки корабельного базирования, в состав которой входит более чем одним один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) с более чем одним дистанционно пилотируемым самолетом-вертолетом (ДПСВ), используемые, по меньшей мере, с одной вертолетной площадки авианесущего корабля-носителя (АКН), причем каждый выполнен без вертикального оперения по интегральной компоновке летающее крыло тандемной схемы, которое имеет первое стреловидное и второе трапециевидное крылья (ПСК и ВТК), разнесенные между собой в продольном направлении, и снабжен в четырехвинтовой поперечно-тандемной схеме (ЧПТС) однолопастными несущими винтами (ОНВ) с их противовесами, смонтированными на профилированных надкрыльных пилонах ПСК и ВТК и крыльевых гондол, конструктивно объединяющих ПСК с ВТК, создающими в ЧПТС-Х4 вертикальную тягу только при выполнении ВВП и КВП или на переходных режимах полета, но и снабжен не менее чем парой комбинированных газотурбинных двигателей (КГтД), левый и правый из которых установлен в соответствующей крыльевой гондоле и выполнен в виде двухконтурного двигателя, имеющего внешний и внутренний контуры соответственно с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) в кольцевом обтекателе и, по меньшей мере, одной свободной силовой турбиной (ССТ), имеющей круглое сопло со всеракурсным управлением вектора тяги (ВУВТ), передающей взлетную мощность комбинированной силовой установки (СУ) посредством системы трансмиссии на соответствующий ОНВ в симметрично-сбалансированной ЧПТС-Х4 и/или ВОВ, имеющим лопатки с большой их круткой, работающим по тянущей схеме, создает в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-R2) синхронную реактивную тягу при выполнении ВВП и КВП или горизонтальном поступательном полете, но и оснащен в тандемной схеме ПСК и ВТК, имеющими равновеликий размах, который в 1,04 раза больше диметра (D) ОНВ при угле прямой стреловидности по передней кромке ПСК, имеющего передние наплывы, образующие в плане V-образную конфигурацию с большим ее отличным углом стреловидности от ПСК, например, χ=+37° или χ=+43°, который равновелик углу стреловидности по передней кромке ВТК, задняя кромка которого, имея угол обратной стреловидности, образует профилированную кормовую его часть с V-образной в плане задней кромкой, и интегрированными с крыльевыми гондолами, смонтированными большей их частью под или над ПСК и ВТК, повышающими их жесткость, противодействуя вредному влиянию дивергенции, особенно, консолей ПСК, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения короткого или вертикального взлета соответственно с винтокрыла или вертолета при максимальном или нормальном взлетном его весе в соответствующие реактивные скоростной крылатый автожир или самолет с четырьмя ОНВ, работающими на режимах их авторотации или в качестве несущих их широкохордовых лопастей-крыльев (ШЛК), образованных при фиксации ОНВ с их противовесами или трансформации их противовесов, осуществляемой на переходных режимах полета последовательно, когда после вертикального/короткого взлета, набора высоты и выполнения разгонного полета передняя и задняя пары ОНВ одновременно предварительно остановлены так, что их противовесы и лопасти зафиксированы в плане соответственно от конца ПСК и ВТК во внутрь к и наружу от оси симметрии или при остановленных ШЛК их профилированные противовесы снабжены автоматическими узлами синхронного их складывания посредством поворота на соответствующие углы 127° или 133° в горизонтальной плоскости и их размещения назад по полету и параллельно оси симметрии при фиксировании с соответствующей стреловидностью по передней кромке ШЛК передней и задней пары ОНВ, которые образуют с ПСК и ВТК равновеликую по передней кромке их стреловидность и организуют соответственно синхронно-симметричные несущие поверхности их ШЛК в полетной конфигурации реактивного самолета с ПРС-R2 и системой ступенчатых тандемных крыльев (ССТК), но и обратно. Все это позволит в реактивных ОПСВ и ДПСВ с ПСК, ВТК и при наличии ВУВТ круглых реактивных сопел их КГтД упростить управляемость и обеспечить ее стабильность. В конфигурации реактивных автожира и самолета с симметрично-сбалансированной соответственно авторотирующей и несущей системах, первая из которых снабжена многоскоростной автоматической коробкой передач, управляющей как снижением скорости вращения ОНВ до 200 мин или 100 мин, так и углом атаки лопастей ОНВ, но и плоскостью их вращения, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета. Что приводит к уменьшению вращательного сопротивления ОНВ на 15%. Поперечно-тандемное размещение четырех ОНВ на концах ПСВ и ВТК упрощает управляемость при висении, а выполнение ОНВ без автоматов перекоса позволит исключить при этом возникновение вибраций. Размещение двух КГтД в крыльевых гондолах позволит в компоновке летающее крыло как выполнить несущий фюзеляж с его профилем по толщине достаточном только для размещения в нем внутренних отсеков вооружения, что уменьшит аэродинамическое его сопротивление, так и достичь в конфигурации реактивных автожира/самолета скорости полета 550/924 км/ч, но и на форсажных режимах в конфигурации трансзвукового самолета обеспечить на высоте его полета 11 км скорость до 1105 км/ч.
Предлагаемое изобретение ПАРУС с ОПСВ и ДПСВ тандемной схемы с ПСК и ВТК и их стреловидностью по передним кромкам χ=+43°, двумя КГтД, имеющими в каждом ССТ с ВУВТ реактивного сопла, установленными в крыльевых гондолах, объединяющих ПСК и ВТК, приводящими в кольцевых обтекателях два ВОВ в ПРС-R2 и в ЧПТС-Х4 две пары ОНВ, смонтированных на концах ПСК и ВТК, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах спереди, сверху и сбоку соответственно а), б) и в):
а) в полетной конфигурации крылатого автожира или реактивного самолета с ПСК и ВТК, создающими большую подъемную силу, чем подъемная сила, создаваемая авторотирующими ОНВ или зафиксированными их ССТК, и двумя КГтД с ВОВ, размещенными в гондолах, создающими маршевую тягу в ПРС-R2 скоростного или транс- и сверхзвукового полета с условным размещением авторотирующей пары правых ОНВ с их профилированными противовесами или зафиксированными наружу от ПСК и ВТК пары левых ОНВ в их ССТК со сложенным их противовесами вдоль оси;
б) в полетной конфигурации вертолета или реактивного самолета с ПСК и ВТК с отклоненными их предкрылками и закрылками, уменьшая затенение на 7% от работающих четырех ОНВ, создающих подъемную силу при выполнении ВВП и зависания или трансзвукового полета с условным размещением зафиксированных наружу от ПСК и ВТК пары левых ОНВ в их ССТК со сложенными их противовесами вдоль оси симметрии и работающими ВОВ с ВУВТ реактивных их сопел, создающих маршевую тягу в ПРС-R2, приводимых от двух КГтД с работающими двумя ССТ.
в) в полетной конфигурации винтокрыла КВП с тандемными ПСК и ВТК, двумя ТВаД, приводящими через систему трансмиссии ОНВ в ЧПТС-Х4 и ВОВ в ПРС-R2.
Многоцелевая ПАРУС корабельного базирования с ОПСВ и двумя ДПСВ представлена на фиг. 1 одним ДПСВ, выполненным по концепции ЧПТС-Х4 и технологии ПРС-R2, имеет планер из алюминиевых сплавов и композитного углепластика, содержит несущий фюзеляж (НФ) 1, ПСК 2 с его предкрылками 3 и передними наплывами 4 и ВТК 5 с закрылками 6. Между ПСК 2 и ВТК 5 и на межкрыльевых наплывах НФ 1 смонтированы надкрыльные обтекатели 7 главных опор колес шасси. Консоли ВТК 5 образуют V-образную в плане заднюю кромку НФ 1 с профилированной кормовой частью 8, снабженной по оси симметрии кормовым обтекателем 9, имеющим выдвижную штангу магнитометра и опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции (на фиг. 1 не показано). Каждый КГтД с ССТ установлен в крыльевой гондоле 10, объединяющей консоли ПСК 2 и ВТК 5, приводит ВОВ 11 в кольцевом обтекателе, имеющем воздухозаборник с регулируемым коническим телом 12, экранирующим лопатки ВОВ 11. Каждый КГтД с ВОВ 11 и ССТ имеет ВУВТ круглого реактивного сопла 13 и передние и задние управляемые створки 14 гондолы для дополнительного в нее подвода воздуха. На концах ПСК 2 и ВТК 5 смонтированы надкрыльные пилоны 15 и 16 с левыми 17-18 и правыми 19-20 ОНВ, имеющими для полной компенсации реактивного крутящего момента на вертолетных режимах противоположное их вращение соответственно по часовой и против часовой стрелки, выполнены без автомата перекоса и жестким креплением их лопастей 17-20 и профилированных противовесов 21. Консольные редукторы ОНВ 17-20 размещены в профилированных надкрыльных пилонах 15-16, выходные вертикальные валы которых равноудалены в плане от центра масс и отклонены назад по полету на угол (α), который равен 1/2 величине угла атаки (α) ПСК 2.
Комбинированная СУ включает два КГтД, имеющих ССТ с ВУВТ реактивных круглых их сопел 13, снабжены передним выводом вала для отбора их мощности и возможности передачи взлетной мощности от них на консольные редукторы (на фиг. 1 не показаны) поперечных ОНВ 17-20, которые передают 100% или на промежуточные редукторы 36…54% ОНВ 17-20 от взлетной мощности СУ при выполнении ВВП и зависания или горизонтального поступательного полета между соответственно четырьмя ОНВ 17-20 в ЧПТС-Х4 или двумя ВОВ 11 в ПРС-R2 соответственно.
Управление трансзвукового ДПСВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага ОНВ 17-20 и отклонением левого и правого круглого реактивного сопла 13 с ВУВТ в КГтД. При крейсерском скоростном или высокоскоростном полете в конфигурации крылатого автожира или реактивного самолета подъемная сила создается соответственно авторотирующими ОНВ 17-20 с ПСК 2 и ВТК 5 или ПСК 2 и ВТК 5 с зафиксированными ОНВ 17-20 (см. фиг. 1б) в ССРК, маршевая реактивная тяга - системой ПРС-R2 через реактивные сопла 13 с ВУВТ в КГтД, смонтированных в гондолах 10, на режиме перехода - ПСК 2 и ВТК 5 с ОНВ 17-20. После создания подъемной тяги ОНВ 17-20 в ЧПТС-Х4 обеспечиваются режимы ВВП и зависания или КВП при создании реактивными соплами 13 с ВУВТ в КГтД требуемой маршевой тяги для поступательного полета (см. рис. 1а). При выполнении ВВП и зависания изменение балансировки по тангажу, крену и курсу, которое создается изменением углов установки передней 17-19 и задней 18-20 пары ОНВ, левой 17-18 и правой 19-20 пары ОНВ и крутящих моментов диагонально расположенных ОНВ (см. рис. 1б). После вертикального взлета и набора высоты выполняется разгонный полет на скоростях более 300…350 км/ч и осуществляется соответствующее уменьшение оборотов вращения ОНВ 17-20. По мере разгона с ростом подъемной силы ПСК 2 и ВТК 5 подъемная сила ОНВ 17-20 уменьшается. При достижении скоростей полета 400…450 км/ч и для перехода на самолетный режим полета ОНВ 17-20 синхронно останавливаются так, что их лопасти-крылья 17-20 предварительно размещены при виде сверху параллельно передним кромкам ПСК 2 и ВТК 5, которые затем синхронно останавливаются так, что ОНВ 17-20 зафиксированы в ССРК с прямой стреловидностью по передним их кромкам, образуя равновеликую стреловидность χ=+43° с ПСК 2 и ВТК 5 (см. фиг. 1б). При создании реактивной тяги круглыми реактивными соплами 13 производится высокоскоростной крейсерский полет ДПСВ, при котором изменение балансировку по тангажу, курсу и крену обеспечивается соответствующим отклонением реактивных сопел 13 с всеракурсным управлением вектора тяги каждого КГтД.
Таким образом, трансзвуковой ОПСВ и ДПСВ с ПСК и ВТК, двумя КГтД с ССТ, имеющий для создания вертикальной тяги четыре ОНВ с их противовесами или горизонтальной тяги два ВОВ соответственно с работающими ОНВ или зафиксированными их ШЛК, представляет собой конвертоплан с ЧПТС-Х4, ПРС-R2 и П-образной в плане трансмиссией, изменяющий полетную конфигурацию только благодаря изменении условий работы и фиксации ОНВ посредством того, что набегающий поток при вертикальном и горизонтальном режимах полета встречают одновременно передние кромки наступающих лопастей ОНВ и зафиксированных их ШЛК, увеличивающих несущую способность ПСК и ВТК, выполняющих роль верхних их секций.
Интегральная компоновка летающее крыло тандемной схемы с ПСК и ВТК увеличивают показатели аэродинамических и структурных преимуществ при преобразовании в трансзвуковой самолет с ССТК, особенно, с наличием дополнительных ШЛК четырех ОНВ, зафиксированных на концах ПСК и ВТК с такой же стреловидностью. Это позволит уменьшить вес планера ДПСВ, выполненного по малозаметной технологии с радиопоглощающими материалами, увеличить взлетный вес на 17% либо дальность полета на 29% при сохранении взлетного веса и обеспечить выполнение разведывательно-ударных операций в конфигурации крылатого автожира со скоростью 550 км/ч. Авиационная группа в составе ПАРУС, включающая однотипные ОПСВ и ДПСВ (см. табл. 1 тип 1.1), используемые поочередно с вертолетной площадки АКН, несущие в отсеках вооружения ОПСВ/ДПСВ по 3/4 штук АПР-3МЭ или ПКР типа Х-35УЭ. В ПАРУС головной ОПСВ, который полностью оцифрован с использованием новейших технологий, включая и совместное использование пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов, так называемое manned and unmanned teaming (MUM-T), которое позволяет пилотам ОПСВ контролировать траекторию полета группы ведомых ДПСВ и их боевые нагрузки, обеспечивающие противолодочную или противокорабельную и/или противовоздушную оборону. Четвертый уровень MUM-T позволяет пилотам ОПСВ не только получать реальные сенсорные изображения с авиагруппы ведомых ДПСВ и управлять сенсорными и оружейными нагрузками, но и их навигацией и глобальным позиционированием при следящем полете.
Несомненно, широкое применение в комбинированной СУ одного КГтД с ВОВ, в конструкции которого, используя турбины от ТРДД мод. АЛ-31Ф, позволит освоить семейство трансзвуковых ОПСВ и ДПСВ (см. табл. 1) для многоцелевых ПАУК, базируемых на АНК и палубном ИН, повышающих их боевую устойчивость и безопасность, создающих буферную авиазону между ПВО НК-цели и АНК или его ИН.
Источники информации:
1. Адрес в интернете: http://www.wildwand.cora/en/Sikorsky_XV-2
2. Адрес в интернете: https://en.wikipedia.org/wiki/BAE_Systems_Taranis
3. Адрес в интернете: http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/ikara/ikara.shtml
4. Адрес в интернете: https://www.nasha-strana.info/archives/25587.