Летающий робот-носитель ракет корабельного и воздушного базирования - RU2018108990A

1. Летающий робот-носитель ракет (ЛРНР), применяемый с пускового устройства (ПУ) корабля- или истребителя-носителя (КН или ИН), имеющий фюзеляж, несущее крыло с хвостовым оперением, двигатель, бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую автономное (АУ) и дистанционное (ДУ) или телемеханическое управление (ТМУ) с командного пункта (КП) КН, бортовой источник питания, отделяемую авиационную противолодочную и противокорабельную ракету (АПР и ПКР), состыкованную посредством узла отделения с ЛРНР и предназначенную для поражения подводной и надводной цели (ПЦ и НЦ), отличающийся тем, что он оснащен на концах внешних бортов хвостовых балок рулевыми реактивными соплами (РРС), действующими в горизонтальной плоскости поочередно, изменяя балансировку по курсу при работе несущего винта (НВ), создающего в одновинтовой несущей схеме (ОВНС) вертикальную тягу только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, и двумя бесфорсажными турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД) в общей кормовой мотогондоле, входное устройство ее воздухозаборника снабжено управляемыми разновеликими створками, размещенными под нижним или над верхним наклонно образованным каналом воздуховода, так что большая из них отклоняется вовнутрь канала, а меньшая - наружу в зависимости от скорости полета и имеющих реактивные сопла с управлением вектора тяги (УВТ) в подъемно-маршевой системе (ПМС) и передний вывод продольных валов от их турбин для отбора мощности через муфту сцепления на редуктор НВ, смонтированный спереди по полету от центра масс на расстоянии обратно пропорциональном между приложения подъемной силы и вертикальной реактивной тяги соответственно ОВНС-Х1 и IIMC-R2, но и выполнен возвращаемым на КН по продольной схеме триплана, включающей низко или высокорасположенное переднее горизонтальное оперение (ПГО) с рулями высоты, средне- или высокорасположенное крыло асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС) с клиновидным профилем и внешними флапперонами и V-образное оперение с рулями направления на его стреловидных килях, отклоненных наружу от плоскости симметрии под углом 43°, и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ОВНС-Х1 и реактивной ПМС-112 в соответствующий крылатый автожир для барражирующего продолжительного полета или трансзвуковой самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с широкохордовым двухлопастным НВ, работающим на режимах его авторотации или несущих его лопастей-крыльев асимметрично изменяемой стреловидности (ЛКАИС), когда НВ остановлен и правая из его лопастей посредством узла ее переворота организует симметричные поверхности лопастей-крыльев относительно оси симметрии так, что при втянутом телескопическом вале НВ его ЛКАИС наравне с КАИС зафиксированы перпендикулярно оси симметрии для взлетно-посадочного полета как самолета-биплана или после синхронного поворота НВ с ЛКАИС и консолей КАИС соответственно как по часовой и против часовой стрелке на углы 26° или 60°, так и оба против часовой стрелки на аналогичные углы поворота соответственно для транс- или сверхзвуковой компоновки самолета с соответствующей противоположной стреловидностью по передним кромкам и ЛКАИС и КАИС, образующие соответственно как систему крыльев Х-образной стреловидности (ХОС), так и схему биплан с ЛКАИС и КАИС в продольной схеме триплана, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания НВ, вращающийся при виде сверху по часовой стрелке, выполнен без управления циклического изменения его шага и с жестким креплением его лопастей, но и с возможностью после выдвижения телескопического вала НВ из ВНФ поворота его вала отдельным приводом в противоположном направлении вращению НВ на угол 30° или 64° с обеспечением ЛКАИС углов противоположной стреловидности χ=±60° или χ=±26°, которые равновелики углам стреловидности консолей КАИС в системе крыльев ХОС, причем при корабельном или воздушном базировании ЛРНР в походно-транспортной на шасси или с убранным шасси в полетно-транспортной конфигурации соответственно с втянутым телескопическим валом в колонке его НВ, лопасти-крылья которых зафиксированы их законцовками вдоль оси симметрии вперед и назад по полету над фюзеляжем или уложены в его верхней нише с автоматически раздвигаемыми/сдвигаемыми двумя роль створками, размещенными в центральной части и на удобообтекаемом возвышении фюзеляжа, обеспечивающим свободное в нем размещение уложенного НВ, при этом перед или после пуска ЛРНР для самолетных режимов полета несущие поверхности системы крыльев ХОС, имеющей размах КАИС равновеликий размаху зафиксированных ЛКАИС НВ, но и наравне с ЛКАИС возможность синхронного раскрывания консолей КАИС и ПГО в плоскости их хорд соответственно назад и по полету на поворотных шарнирах, размещенных в середине центроплана КАИС и задней кромки консолей ПГО, смонтированных соответственно по оси симметрии и по обе стороны от нее, причем противолежащие или правая и левая консоли ПГО или КАИС укладываются соответственно в побортные или правую и левую фюзеляжные боковые ниши с автоматически раскрываемыми/ закрываемыми створками в походно-транспортную конфигурацию, уменьшающую в 4,9 раза стояночную площадь от взлетной его площади наравне и при поочередно сложенных концевых частей килей V-образного оперения вовнутрь к оси симметрии и размещенных при виде сбоку над верхней поверхностью задней клиновидной или трапециевидной части фюзеляжа соответственно с или без его обтекателя, но и при соответствующем размещении по оси симметрии ЛКАИС, при этом стреловидное ПГО, имеющее как меньшую его площадь, составляющую 12,5% от суммы площадей КАИС и ЛКАИС НВ, так и в свою очередь меньшую площадь, оставляющую 25,0% от площади КАИС, причем скошенные боковые стороны верхней и нижней частей фюзеляжа, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют шестигранную конфигурации при виде сзади с острыми боковыми линиями, непрерывно распространяющимися от носа до хвоста, располагаясь под нижней или над верхней поверхностью КАИС, при этом каждый трапециевидный подфюзеляжный киль, размещенный при виде спереди вертикально вниз или наружу, имеет на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, используемые при вертикальной посадке.

2. Летающий робот-носитель ракет по п. 1, отличающийся тем, что упомянутые ТРДД с УВТ имеют реактивные круглые сопла, создаваемые посредством их синхронного отклонения поперечным валом с гидроприводом в продольных вертикальных плоскостях, параллельно размещенных плоскости симметрии, на угол до 95° вниз или обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета, смонтированы между хвостовых балок, при этом упомянутый двухлопастной НВ выполнен со ступенчатым профилем концевой части на одной третьей радиуса каждой с обратным сужением лопасти, имеющей концевую хорду лопасти в 2,0 раза больше ее корневой хорды и клиновидный профиль с углом α=10° и непрерывной нижней или верхней поверхностью, выполнен соответственно с верхним или нижним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой, имея вогнутые вовнутрь задние кромки лопасти, создают в точке максимальной ее хорды (b_mахHB), совмещенной в уступе-вырезе с меньшей диагональю ромбовидной в плане формы, образующей как конфигурацию профиля ступеньки по ширине и глубине - это соответственно 1/2 от хорды b_mахHB и 2/3 от толщины с_mахHB, так и заостренную законцовку лопасти, имеющую параболическую переднюю кромку и обратной стреловидности заднюю кромку, причем внешние выступающие стороны ромбовидной в плане формы образуют равнобедренный треугольник в плане, выполняющий на лопастях с полужестким их креплением роль рулевых поверхностей, имеющих сервопривод и возможность на режимах ВВП и зависания их синхронного отклонения в вертикальной плоскости так, что при дифференциальном их отклонении вниз/вверх и вверх/вниз и прохождении при этом лопастей НВ с противоположных правой/левой сторон фюзеляжа, изменяют балансировку по крену соответственно влево и вправо, но и синфазном их отклонении вниз/вверх при прохождении лопастей НВ над кормовой частью фюзеляжа, изменяют балансировку по тангажу соответственно пикирующий и кабрирующий моменты, при этом каждая внешняя секция КАИС со ступенчатым профилем концевой части на одной третьей его полуразмаха и непрерывной верхней или нижней поверхностью, выполнена с нижним или верхним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой, образуя равнобедренный треугольник в плане, выполняющий на КАИС, имеющего площадь равновеликую с площадью ЛКАИС, роль упомянутых флапперонов, создают в точке максимальной его хорды (b_{mахКАИС}), совмещенной в уступе-вырезе с меньшей диагональю ромбовидной в плане формы, образующей как конфигурацию профиля ступеньки по ширине и глубине - это соответственно 1/2 от хорды b_{mахКАИС} и 2/3 от толщины с_{mахКАИС}, так и заостренные законцовки КАИС, имеющие параболическую переднюю кромку и обратной стреловидности заднюю кромку.

3. Летающий робот-носитель ракет по любому из пп. 1, 2, отличающийся тем, что на режимах ВВП и зависания каждый упомянутый его ТРДД выполнен с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе свободной мощности на привод НВ в ДСНС-Х2, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги в ПМС-R2 между плоских сопел ТРДД, размещенных между килей V-образного оперения, позволяющего экранировать ТРДД с плоскими соплами, смонтированными сверху над гребенчатой поверхностью с термопоглощающим слоем хвостовой части фюзеляжа, имеющей между концами хвостовых балок пилообразную в плане заднюю ее кромку, при этом каждый упомянутый ТРДД с переходником 29, обеспечивающим как управление площадью критического и выходного многоугольных сечений его сопла в суживающейся или расширяющейся частях, так и плавное удобообтекаемое изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное плоское сопло, снабженное и нижней граненой стенкой 30, имеющей при виде сзади V-образную конфигурацию, и верхней створкой 31, состоящей из синхронно отклоняемых между вертикальных боковых стенок 28 вниз двух ее частей прямоугольной 32 и пятиугольной 33 формы в плане соответственно на углы 22,5° и 22,5°, но и вокруг первой 34 и второй 35 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 31 соприкасается с нижней граненой стенкой 30, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней створки 31, так и на ее V-образных гранях люк с двумя прямоугольными в плане передними 36 и двумя трапециевидными в плане задними 37 разновеликими по площади створками, имеющими на противоположных сторонах пятиугольного в плане люка узлы поворота, создающие автоматическое синхронное отклонение отвесно вниз с одновременным поворотом вниз верхней створки 31 так, что две передние меньшие 36 из них отклоняются по полету, а две задние большие 37 - против полета, образующее пятиугольное с незамкнутыми передней и задней боковыми поверхностями выходного устройства ТРДД площадь и ширина которого равновелики соплу пятигранной формы переходника 29, создающее соответствующее отклонение вектора реактивной тяги с горизонтального на вертикальное, но и обратно, причем диагонально расположенная пара передней прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 граненых створок каждого ТРДД, имеющих на нижних их сторонах треугольные 38 при виде сзади концевые части, выполненные с отгибом, угол которого равновелик углу между граней нижней створки 30 и создающие при их первоочередном отклонении вниз перед открыванием диагонально размещенных других плоских прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 створок непрерывные переднюю и заднюю боковые поверхности пятиугольного выходного устройства, при этом синхронное отклонение прямоугольной 32 и пятиугольной 33 частей верхней створки 31 вниз на 22,5°+7,5° или 22,5°+22,5° с одновременным открыванием попарно трапециевидных створок люка, отклоняемых вниз створок по полету 36 или против 37, образуя их наклон к горизонтали под углом 45°, обеспечивают возможность выполнения короткого взлета или посадки с коротким пробегом соответственно посредством создания наклонно-горизонтальной реактивной тяги или реверса горизонтальной тяги, причем снизу хвостовой части фюзеляжа под гребенчатой поверхностью вдоль оси симметрии размещен упомянутый обтекатель, имеющий на его конце отсек с выдвижной штангой магнитометра и в нижней его нише с открываемыми створками опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции при барражирующем его полете, при этом в полетной конфигурации крылатого автожира с авторотирующим НВ при барражирующем полете ЛРНР, несущего АПР и противокорабельную ракету (ПКР), обеспечивает соответствующую борьбу с подводной лодкой (ПЛ) и надводным кораблем (НК), причем опускаемая гидроакустическая система, состоящая из индикатора акустических сигналов и двух приемников для их приема от гидроакустического антенны, их кодирования и передачи по восьмиканальной закрытой связи на КН для обработки в реальном масштабе времени, и высокочувствительным магнитометром, имеющим магниточувствительный элемент, работающий на расстоянии 30 м от водной поверхности, и связанным с БСУ ЛРНР, 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 КН и его КП, при этом упомянутая БСУ имеет как радиоканал закрытой связи с КН, представляющим собой авианесущий КН, 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 горизонтальном крейсерском полете самостоятельное нахождение ПЛ-цели, идентификации ее и принятие подтвержденного решения от оператора КН об уничтожении им выбранных, но и возможность его транспортирования в ангаре КН и походной его конфигурации со сложенными соответствующим образом ПГО, КАИС и упомянутых ЛКАИС НВ, причем планер с внутренними отсеками вооружения выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а его БСУ снабжена возможностью опционального его управления пилотами из двухместной кабины, имеющей катапультируемые в верхнюю полусферу кресла, размещенные бок о бок или один за другим и срабатывающие на режимах ВВП и зависания поочередно только после отстрела лопастей НВ, которые крепятся на колонке валов посредством пиропатронов, но и его использования в составе авиационной группы в качестве головного совместно с двумя беспилотными аналогичными аппаратами, один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет маневры головного, а другой - управляется вторым пилотом с головного, а затем и наоборот, при этом при корабельном базирования ЛРНР на авианесущем КН с вертолетной площадкой, когда ПЛ-цель или НК-цель обнаруживают в условиях наблюдения за ними в пассивном режиме работы гидроакустической станции ЛРНР или гидроакустического комплекса КН, когда дистанция до подводной или надводной цели, находящейся на значительном удалении от КН, известна ориентировочно, выдают на ЛРНР, несущий две АПР или две ПКР, данные первичного целеуказания, в том числе только пеленг на ПЛ-цель или НК-цель, выполняют предстартовую подготовку и проверку АПР или ПКР, вводят в БСУ ЛРНР полетное задание и после автоматической выкатки стола-спутника на ГВПП, обеспечивается вертикальный взлет ЛРНР, управляют им на стартовом и маршевом участках траектории с использованием его БСУ и в дистанционном исполнении по командам от системы ТМУ с КН, удерживают маршевую малую высоту полета ЛРНР, обеспечивающую обнаружение ПЛ-цели на глубине до 600 м, по команде БСУ осуществляют поиск цели после включения магнитометра на заданном маршруте барражирующего кругового полета, с обнаружением ПЛ-цели в БСУ вырабатывают команду и выполняют маневр ЛРНР для сброса АПР, передают сигнал об обнаружении цели с ее координатами по системе взаимного обмена информацией (ВЗОИ) с первой АПР через БСУ ЛРНР на другую АПР залпа, рассчитывают маневр для сброса второй АПР в зоне захвата ПЛ-цели неконтактной системой обнаружения (НСО) первой АПР, в случае непопадания точки сброса АПР в эту зону или в соответствии с заданием рассчитывают круговой маневр с применением системы наведения ЛРНР с адаптивным углом упреждения его на ПЛ-цель, который автоматически определяется при сближении с ПЛ-целью и корректирует требуемый разворот ЛРНР для сброса второй АПР в расчетной точке и затем выполняют маневр ЛРНР для сброса второй АПР при получении сигнала от другой АПР залпа об обнаружении и захвате ПЛ-цели выполняют ее совместную атаку путем сближения АПР на дистанцию срабатывания их неконтактных взрывателей или до момента столкновения АПР с корпусом ПЛ-цели, подрывают взрывчатое вещество боевой части каждой АПР и поражают ПЛ-цель, после чего в БСУ ЛРНР вырабатывают команды по его управлению для автоматического возврата и вертикальной посадки на вертолетную площадку авианесущего КН, причем при воздушном базировании ЛРНР на палубном ИН типа Су-57, перемещающим на подвесной консоли подфюзеляжного ПУ, например, один ЛРНР со сложенными несущими поверхностями, лопастями-крыльями НВ и в бомбоотсеке с двумя ПКР Х-38М имеет возможность пуска ПКР с подвешенного состояния на ИН, отстыковывания и запуска ЛРНР с ИН для создания буферной роботизированной авиазоны между ИН и ПВО НК-цели, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М с 40 до 400 км, при этом радаром типа Н036 с ИН обеспечивается целеуказание, а управление ЛРНР - вторым пилотом ИН, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны - станцию активных электронных помех, причем при достижении области, из которой будет поражена НК-цель, ЛРНР 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 инфракрасная головка ее самонаведения и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей, затем ЛРНР на удалении 1150 км автоматически возвращается на авианосец-носитель с вертикальной на его палубу посадкой.