Противолодочный ракетный комплекс с автономным реактивным самолетом-носителем и способ его применения - RU2699616C2

Чертежи

Описание

Изобретение относится к средствам военной техники и может быть применено в конструкции противолодочных ракетных комплексов, использующих беспилотные сверхзвуковые самолеты-вертолеты как с поперечными несущими винтами (НВ), обеспечивающими вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и турбореактивные двигатели с управляемым вектором тяги для горизонтального полета при зафиксированных однолопастных НВ, колонки валов и лопасти-крылья с противовесами которых смонтированы возле передних концов и уложены внутри межкрыльных разнесенных балок, закрепленных передними концами на законцовках переднего горизонтального оперния и задними - на консолях второго крыла, но и имеющих открывающиеся сверху створки, обеспечивающие свободное выдвижение телескопических колонок валов и противовесов НВ и их вращение над межкрыльными балками и перед бортами фюзеляжа, имеющего в бомбоотсеке авиационные противолодочные ракеты, так и трансформируемыми после их посадки на корабль-носитель в стояночную конфигурацию посредством складывания вверх внешних секций второго крыла и килей для их перевозки в ангаре на ложементе заправляющей топливом и заряжающей боекомплектом станции, например, атомной подводной авианесущей лодке.

Известен самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) F-35V (США), содержащий высокорасположенное крыло, консоли которого снабжены боковыми соплами, создающими наравне с передним подъемным вентилятором вертикальную тягу, имеет турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, муфтой сцепления, приводным валом, редуктором привода подъемного вентилятора с поворотными створками, хвостовое двухкилевое оперение.

Признаки, совпадающие - силовая установка самолета F-35V включает форсажный ТРДД, выполненный на базе двигателя F119, имеет модуль основного поворотного сопла, муфту сцепления, основной приводной вал, редуктор привода подъемного вентилятора и расположенные в крыле воздухоотводящие каналы с регулирующими расход воздуха соплами, предназначенными для осуществления 17 кН подъемной тяги и управления самолетом по крену. На режиме ВВП мощность от ТРДД передается к продольному приводному валу длиной около 1,8 м. Вал входит в муфту, и при зацеплении муфта соединяет основной вал с подъемным вентилятором, который способен преобразовывать переданную ему валом мощность в 21600 кВт в тягу, примерно равную 89 кН (9072 кгс). В состав форсажного ТРДД входит основное реактивное сопло с управляемым вектором тяги, которое поворачивается для направления выходящей из двигателя струи газов назад вдоль оси самолета или вниз при ВВП, а выходящий при этом из подъемного вентилятора поток воздуха с регулируемыми створками, которые придают воздушному потоку нужное продольное направление.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что заднее расположение ТРДД с его поворотным соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, имеет для отбора взлетной его мощности передний вывод вал посредством редуктора и муфты сцепления на подъемный вентилятор, что предопределяет за кабиной пилота в конструкции фюзеляжа две верхнюю и нижнюю раскрываемые створки подъемного вентилятора, оснащенного также сложной системой отклонения его воздушного потока в продольном направлении, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что боковые подкрыльные сопла с увеличением угла атаки крыла на переходных режимах полета создают опасность появления на крыле срыва потока до создания подъемным вентилятором и поворотным соплом ТРДД необходимой подъемной силы, что снижает надежность и поперечную управляемость. Третья - это то, что для выполнения ВВП и зависания имеется двойная раздельная система создания вертикальной тяги и продольно-поперечной подъемной силы (ТРДД с поворотным соплом, подъемный вентилятор и подкрыльные сопла), что неизбежно ведет к утяжелению и уменьшению весовой отдачи, так как при горизонтальном его полете рулевые боковые сопла и подъемный вентилятор, увеличивая паразитную массу, бесполезны. Кроме того, использование форсажного ТРДД при ВВП приводит к увеличению удельного расхода топлива на 46%. Все это ограничивает возможность повышения дальности полета.

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.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является противолодочный ракетный комплекс (ПЛРК) "Super Icara" (Великобритания), используемый с пускового устройства (ПУ) корабля-носителя (КН) одноразовый автономный реактивный самолет-носитель (АРСН), содержащий фюзеляж, несущее крыло с органами управления, силовую установку (СУ) с турбореактивным двигателем, бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую автономное (АУ) и дистанционное или телемеханическое управление (ТМУ) с командного пункта (КП) КН, бортовой источник питания, отделяемую авиационную противолодочную ракету (АПР), состыкованную посредством узла отделения с АРСН и предназначенную для поражения подводной лодки (ПЛ).

Признаки, совпадающие - габариты ПЛРК без корабельного ПУ: длина 3,42 м, размах крыльев 1,52 м, высота 1,57 м. Боевая часть: малогабаритная самонаводящаяся противолодочная торпеда (Мк 44 или Мк 46). Летные характеристики: максимальная и минимальная высота полета соответственно 300 м и 15-20 м. Ввиду значительного веса КР с торпедой Mk.44 составляющего 1480 кг (при массе в 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 АРСН 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 АРСН в полете. По прибытии АРСН в район нахождения цели торпеда (самонаводящаяся МГТ Мк 44, полу утопленная с подфюзеляжным ее расположением в корпусе АРСН по радиокоманде отделялась, спускалась на парашюте, входила в воду и начинала поиск ПЛ-цели. После чего АРСН продолжает полет с работающей СУ, уводя ее от места приводнения самонаводящейся МГТ, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сам же одноразовый АРСН уходил из района и самоликвидировался.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном корабельном ПЛРК "Super Icara" (Великобритания) увеличения полезной нагрузки и весовой отдачи, повышения скороподъемности и дальности полета, увеличения вероятности поражения подводной цели, расположенной на большой дальности, достижения возможности барражирующего продолжительного полета в районе предполагаемого местонахождения подводной цели и атаковать ее в режиме зависания, а также возможности возврата на вертолетную площадку КН для повторного использования и трансформации в походную конфигурацию для перевозки по воде или под водой в грузовом отсеке на ложементе надводного или подводного авианесущего КН.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного ПЛРК "Super Icara", используемого с КН, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он оснащен, по меньшей мере, двумя возвращаемыми на вертолетную площадку КН беспилотными сверхзвуковыми самолетами-вертолетами (БССВ), снабженными двухвинтовой поперечно-несущей системой (ДПНС), включающей в ДПНС-Х2 два однолопастных несущих винта (НВ) с противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, и два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) с отбором их мощности на поперечные НВ и управляемым вектором тяги (УВТ) в подъемно-маршевой системе (ПМС) как для создания подъемной силы и управляющих моментов по тангажу при выполнении ВВП и зависания, так и реактивной тяги при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета при зафиксированных лопастях однолопастных НВ, колонки валов, лопасти и противовесы которых выполнены складывающимися назад по полету, смонтированы ближе к передним концам и уложены во внутрь и вдоль продольной оси межкрыльных разнесенных балок (МРБ), которые закреплены их передними и задними концами соответственно на законцовках стреловидного переднего горизонтального оперения (ПГО) и на верхней поверхности консолей среднерасположенного трапециевидного крыла (СТК), корневые части которого снабжены наплывами, выполненными с переменной стреловидностью передней кромки и смонтированными над подкрыльными боковыми воздухозаборниками ТРДД, имеющими конструкцию их каналов с двойной S-образностью и при виде сверху, и с боку, но и снабжены от передних их концов открывающимися верхними створками МРБ, устанавливаемыми предварительно наружу от продольной их оси горизонтально после их открывания и обеспечивающими после поднятия из МРБ складываемых колонок валов однолопастных НВ с их противовесами, но и закрывание обратно створок с обеспечением свободного вращения НВ над МРБ при выполнении ВВП и зависания и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДПНС-Х2 и реактивной ПМС-R2 в соответствующий высокоскоростной крылатый автожир или трансзвуковой самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с поперечными НВ, работающими на режимах их авторотации или при зафиксированных лопастях левого и правого НВ, лопасти-крылья которых закреплены с удобообтекаемыми профилированными противовесами и направлены вдоль консолей ПГО наружу от плоскости симметрии, увеличивая площадь близкорасположенного ПГО и несущую его способность и преобразуя его ПГО в первое стреловидное крыло дупланной схемы, но и обратно, при этом межбалочные секции ПГО, имеющие как их меньшую сумму площадей, составляющую 10,7% от суммы площадей ПГО с СТК, так и в свою очередь меньшую площадь, составляющую 12% от площади большего СТК, причем скошенные боковые стороны верхней и нижней частей фюзеляжа, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют граненную конфигурации при виде спереди с острой линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая верхние поверхности консолей СТК, имеющего с трапециевидной законцовкой пилообразную в плане переднюю кромку, выполненного с клиновидным профилем и способностью для уменьшения стояночной площади отклонения вверх его внешних секций и их укладывания на верхнюю часть соответствующей мотогондолы, при этом при выполнении ВВП и зависания поперечные НВ, не взаимодействующие с соответствующей реактивной струей исходящей из отклоненного вниз поворотного в вертикальной плоскости сопла каждого ТРДД в ПМС-R2, выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами, например, при виде сверху левый и правый однолопастные НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти, проходя перед внешними бортами фюзеляжа от носовой к средней его частям, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечно-продольного управления при выполнении ВВП и зависания, причем внутренние секции СТК, имеющие как размах равновеликий полуразмаху киля развитого V-образного оперения, снабжены внешними секциями с передней кромкой, размещенной при виде сверху параллельно передней кромке V-образного оперения, внешние концевые части килей которого выполнены отклоняемыми в вертикальной плоскости и складывающимися в стояночной конфигурации к оси симметрии, уменьшающими при сложенных внешних секций СТК в 1,99 раза стояночную площадь от взлетной его площади, при этом каждый подкрыльный воздухозаборник ТРДД снабжен передней кромкой входного устройства, размещенной при виде сбоку параллельно задней кромке V-образного оперения, цельно-поворотные трапециевидные разнесенные на хвостовых балках кили которого отклонены наружу под углом 43° от плоскости симметрии, имеют выпукло-серповидную заднюю кромку и снабжены подфюзеляжными килями, имеющими на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, используемые при вертикальной посадке, причем в силовой установке (СУ) два ТРДД смонтированы в кормовой части фюзеляжа между хвостовых балок, имеют задние круглые реактивные сопла, синхронно отклоняемые в вертикальной продольной плоскости на угол до 95° вниз или обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета, выполнены с отбором мощности от каждого ТРДД, имеющего в системе трансмиссии передний вывод приводного вала для передачи через муфту сцепления крутящего момента на главный редуктор, снабженный продольными двумя выходными валами, приводящими угловые в плане бортовые редукторы, поперечные выходные валы которых проложены в носке ПГО и образуют с соответствующими угловыми в вертикальной плоскости консольными редукторами НВ симметричную синхронно-сбалансированную ДПНС-Х2, при этом на режимах ВВП и зависания плавное перераспределение отбора вертикальной реактивной тяги и механической мощности в СУ от двух ТРДД обеспечивается поворотными соплами системы УВТ и понижающими главным редуктором, угловыми бортовыми и консольными редукторами, которые передают на ПМС-R2 и однолопастные НВ в ДПНС-Х2 соответственно 40% и 60% от взлетной мощности СУ, но и обратно.

Кроме того, у БССВ упомянутые однолопастные НВ, имеющие телескопические колонки их валов, выполнены 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 поверхностью, выполнен с верхним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой, имея вогнутые во внутрь задние кромки лопасти, создают в точке максимальной ее хорды (b_maxHB), 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_maxHB и 2/3 от толщины c_maxHB, так и заостренную законцовку лопасти, имеющую параболическую переднюю кромку и обратной стреловидности заднюю кромку, при этом упомянутые телескопические противовесы НВ имеют радиус (r_тп) во втянутом или выдвинутом положении соответственно равновеликий радиусу обтекателя втулки НВ, имеющего диаметрально размещенные срезы в виде круговых сегментов, хорды которых равновелики корневым хордам НВ и противовеса, или 30% от радиуса НВ, причем каждый противовес, имеющий корневую и концевую хорды соответственно равновеликую и в 1,2 раза меньше корневой хорды НВ, выполнен с концевой частью в виде ответного сегмента окружности с диаметром равновеликим обтекателю втулки НВ, сопрягаемого при его втягивании со срезом кругового сегмента втулки, образуя удобообтекаемую ее круглую в плане форму, при этом каждый ТРДД, выполненный с возможностью на режимах ВВП и зависания его преобразования в модификацию подъемного ТРДД 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 ДПНС-Х2, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги в ПМС-R2 между поворотных сопел каждого ТРДД для увеличения совместной их подъемной и реактивной вертикальной тяги, причем каждый ТРДД имеет переходник плоского сопла, смонтированного сверху хвостовой части фюзеляжа над гребенчатой поверхностью с термопоглощающим ее слоем до пилообразной в плане задней ее кромке, включающего две неподвижные боковые вертикальные стенки сопла, нижнюю граненную створку, имеющую при виде сзади V-образную конфигурацию, и верхнюю отклоняемую вниз створку, представляющую собой от поперечной оси ее поворота плоскую стенку, плавно переходящую на ее задней кромке в V-образную и инвертированную V-образную конфигурации соответственно при виде сверху и сзади, преобразующую пятиугольную форму на входе переходника в горизонтальное сопло шестигранной формы, но и обеспечивающую независимое как управление площадью критического и выходного многоугольных сечений сопла в суживающейся или расширяющейся их частях, так и отклонение вниз на угол 45° до соприкосновения с нижней граненной створкой, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней отклоняемой вниз створке с инвертированной V-образной нижней ее формой, так и люк с автоматически синхронно открывающимися на угол 90° вниз четырьмя трапециевидными створками, расположенными на четырех противоположных гранях шестиугольного люка и отклоняемыми одновременно с поворотом вниз верхней створки таким образом, что две из них отклоняются по полету, а две против полета, образуя выходное устройство площадь и габариты которого равновелики горизонтальному соплу шестигранной формы, что предопределяет соответствующее отклонение вектора остаточной тяги ТРДД с горизонтального на вертикальное, но и обратно, при этом при отклонении верхней створки вниз на 15° с одновременным открыванием попарно трапециевидных створок люка, отклоняемых вниз на угол 45° по полету или против обеспечивается возможность выполнения короткого взлета или посадки с коротким пробегом соответственно посредством создания наклонно-горизонтальной тяги или реверса горизонтальной тяги.

Кроме того, у БССВ упомянутые клиновидные профили лопастей НВ и непрерывной верхней их поверхностью выполнены с нижним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой образуют упомянутый равнобедренный треугольник в плане, выполняющий на лопастях с полужестким креплением роль рулевых поверхностей, снабженных сервоприводом и возможностью при выполнении ВВП и зависания их синхронного отклонения в вертикальной плоскости так, что как при синфазном их отклонении вниз и вверх и прохождении при этом лопастей НВ с передней части фюзеляжа, изменяя балансировку по тангажу, создают соответственно кабрирующий и пикирующий моменты, так и дифференциальном их отклонении вниз/вверх и вверх/вниз при прохождении лопастей НВ слева и справа от соответствующих сторон фюзеляжа, изменяют балансировку по крену, при этом упомянутые хвостовые балки снабжены на конце одной из них выдвижной штангой магнитометра, а на другой - опускаемой и буксируемой под водой антенной гидроакустической станции.

Кроме того, БССВ в полетной конфигурацией крылатого автожира с авторотирующими НВ снабжен опускаемой гидроакустической системой, состоящей из индикатора акустических сигналов и двух приемников для их приема от гидроакустического буя, 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 БССВ, 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 БССВ имеет как радиоканал закрытой связи с КН, представляющий собой атомную подводную авианесущую лодку (АПАЛ), 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 АПАЛ об уничтожении им выбранных, но и возможность его транспортирования в ангаре АПАЛ и походной его конфигурации со сложенными консолями СТК при зафиксированных соответствующим образом лопастях упомянутых однолопастных НВ, причем прочная рубка, снабженная за ней и спереди комплексами соответственно двумя побортно зенитными «Дуэт» и зенитным ракетно-артиллерийским "Панцирь-М", убирающимися в походном подводном положении в контейнеры внутри легкого корпуса, оснащена вдоль продольной оси корпуса в ее продолжение задним авиационным прочным ангаром для размещения в нем на стационарных V-образных в плане ложементах, фиксирующих колеса шасси, по меньшей мере, двух расположенных тандемом БССВ, имеющим с его заднего торца автоматически раскрываемые соответствующие прочные люки, при этом прочный ангар снабжен выдвижным столом-спутником, имеющим телескопическую стойку-ложемент, фиксирующую зажимами носовую подфюзеляжную часть БССВ, и возможность при поднятой стойке-ложементе с носовой его опорой переднего колеса, зафиксированной на ложементе стола-спутника, буксирования на задних колесах по оси симметрии АПАЛ вперед-назад БССВ при убранных его НВ во внутрь фюзеляжа и сложенных внешних секций СТК и килей V-образного оперения в походно-заряжающей конфигурации, причем прочный корпус на верхней его части за кормовым ангаром снабжен горизонтальной взлетно-посадочной площадкой (ГВПП), имеющей длину равновеликую длине фюзеляжа БССВ с вращающимися поперечными НВ и систему принудительной сушки ее поверхности, но и в ее центре систему швартовки и принудительной вертикальной посадки (СШПВП) БССВ на выдвинутый из ангара стол-спутник со стойкой-ложементом, при этом кормовая СШПВП, обеспечивающая возможность посадки БССВ на палубу АПАЛ при кренах до 25° и представляющая собой при виде сзади П-образную раму с телескопическими боковыми стойками, размещенную перпендикулярно продольной оси корпуса АПАЛ, выполнена с возможностью ее поворота в вертикальной плоскости вдоль последнего с горизонтального в вертикальное положение, снабжена сверху по краям и в середине ее поперечины соответственно ИК-приемниками, взаимодействующими с ИК-излучателями БССВ и автоматически корректирующими его маневры при посадке с использованием СШПВП, и цанговым узлом с пропущенным через него тросом с развитым эллипсовидным коушем, размещенным в центрирующем узле строго вдоль поперечины большей его диагональю и взаимодействующим с захватом отклоняемого вниз при посадке гака БССВ, закрепленного под центром его масс, причем при вертикальной посадке после зацепления гака БССВ и коуша троса его намотка/размотка производится сквозь палубный герметичный узел на ГВПП и обеспечивается лебедкой с барабаном и следящим его электроприводом, установленной под центром ГВПП в герметичном контейнере внутри легкого корпуса, с последующим разжимом цангового узла поперечины и одновременным втягиванием стоек П-образной рамы и ее поворота в горизонтальное положение так, что ее поперечина с цанговым узлом скользя по тросу опускается вниз и размещается в соответствующей нише над центром ГВПП, после чего БССВ осуществляет вертикальную посадку на телескопическую стойку-ложемент стола-спутника с одновременной подмоткой троса, затем после фиксации зажимами носовой подфюзеляжной части БССВ за передней стойкой шасси захват его гака отсоединяется от коуша троса и стойка-ложемент подняв носовую часть фиксирует переднюю стойку колеса БССВ на столе-спутнике, который перемещает БССВ на задних колесах по соответствующим продольным направляющим палубы АПАЛ во внутрь ее ангара и опускается на стационарные V-образные в плане ложементы, фиксирующие три колеса шасси БССВ на позиции грузового лифта, который опускает БССВ на нижнюю палубу для его последующего перемещения на станцию заправки топливом и заряжания боекомплектом, например, АПР, при этом после выполнения всех вышеперечисленных операций в обратном порядке обеспечивается автоматическая выкатка стола-спутника из ангара на ГВПП готового БССВ, жестко удерживаемого фиксаторами стойки-ложемента до тех пор, пока его несущая система достигнет необходимого уровня подъемной силы, затем синхронно и автоматически отключается работа замков всех фиксаторов и выполняется вертикальный его взлет.

Способ применения ПЛРК, заключающийся в том, что ПЛ-цель обнаруживают в условиях наблюдения за ней в пассивном режиме работы гидроакустической станции БССВ или гидроакустического комплекса АПАЛ, когда дистанция до ПЛ-цели, находящейся на значительном удалении от АПАЛ, известна ориентировочно, выдают на БССВ, несущий по меньшей мере две АПР, данные первичного целеуказания, в том числе только пеленг на ПЛ-цель, выполняют предстартовую подготовку и проверку АПР, вводят в БСУ БССВ полетное задание и после автоматической выкатки стола-спутника на ГВПП, обеспечивается вертикальный взлет БССВ, управляют им на стартовом и маршевом участках траектории с использованием его БСУ и в дистанционном исполнении по командам от системы ТМУ с АПАЛ, удерживают маршевую малую высоту полета БССВ, 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 БССВ для сброса АПР, передают сигнал об обнаружении цели с ее координатами по системе взаимного обмена информацией (ВЗОИ) с первой АПР через БСУ БССВ 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 БССВ с адаптивным углом упреждения его на ПЛ-цель, который автоматически определяется при сближении с ПЛ-целью и корректирует требуемый разворот БССВ для сброса второй АПР в расчетной точке и затем выполняют маневр БССВ 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 БССВ вырабатывают команды по его управлению для автоматического возврата и вертикальной посадки на стойки ложемента стола-спутника АПАЛ с использованием СШПВП.

Кроме того, способ применения ПЛРК, заключающийся в том, что БССВ, несущий по одной АПР и противокорабельной ракете, обеспечивает соответствующую борьбу с ПЛ-целью и надводным кораблем, выполняет вертикальный взлет с ГВПП АПАЛ, при этом планер БССВ выполнен из композиционных материалов по малозаметной технологии, а его БСУ снабжена возможностью опционального его управления пилотами из двухместной кабины, имеющей катапультируемые в верхнюю полусферу кресла, размещенные бок о бок, но и его использования в составе авиационной группы в качестве головного совместно с двумя беспилотными аппаратами, один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет маневры головного, а другой -управляется вторым пилотом с головного, а затем и наоборот.

Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить противолодочный ракетный комплекс (ПЛРК), оснащенный, по меньшей мере, двумя возвращаемыми на вертолетную площадку КН беспилотными сверхзвуковыми самолетами-вертолетами (БССВ), снабженными двухвинтовой поперечно-несущей системой (ДПНС), включающей в ДПНС-Х2 два однолопастных НВ с противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при выполнении ВВП и КВП или на переходных режимах полета, и два ТРДД с отбором их мощности на поперечные НВ и управляемым вектором тяги (УВТ) в подъемно-маршевой системе (ПМС) как для создания подъемной силы и управляющих моментов по тангажу при выполнении ВВП и зависания, так и реактивной тяги при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета при зафиксированных лопастях однолопастных НВ, колонки валов, лопасти и противовесы которых выполнены складывающимися назад по полету, смонтированы ближе к передним концам и уложены во внутрь и вдоль продольной оси межкрыльных разнесенных балок (МРБ), которые закреплены их передними и задними концами соответственно на законцовках стреловидного переднего горизонтального оперения (ПГО) и на верхней поверхности консолей среднерасположенного трапециевидного крыла (СТК), корневые части которого снабжены наплывами, выполненными с переменной стреловидностью передней кромки и смонтированными над подкрыльными боковыми воздухозаборниками ТРДД, имеющими конструкцию их каналов с двойной S-образностью и при виде сверху, и с боку, но и снабжены от передних их концов открывающимися верхними створками МРБ, устанавливаемыми предварительно наружу от продольной их оси горизонтально после их открывания и обеспечивающими после поднятия из МРБ складываемых колонок валов однолопастных НВ с их противовесами, но и закрывание обратно створок с обеспечением свободного вращения НВ над МРБ при выполнении ВВП и зависания и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДПНС-Х2 и реактивной ПМС-R2 в соответствующий высокоскоростной крылатый автожир или трансзвуковой самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с поперечными НВ, работающими на режимах их авторотации или при зафиксированных лопастях левого и правого НВ, лопасти-крылья которых закреплены с удобообтекаемыми профилированными противовесами и направлены вдоль консолей ПГО наружу от плоскости симметрии, увеличивая площадь близкорасположенного ПГО и несущую его способность и преобразуя его ПГО в первое стреловидное крыло дупланной схемы, но и обратно, при этом межбалочные секции ПГО, имеющие как их меньшую сумму площадей, составляющую 10,7% от суммы площадей ПГО с СТК, так и в свою очередь меньшую площадь, составляющую 12% от площади большего СТК, причем скошенные боковые стороны верхней и нижней частей фюзеляжа, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют граненную конфигурации при виде спереди с острой линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая верхние поверхности консолей СТК, имеющего с трапециевидной законцовкой пилообразную в плане переднюю кромку, выполненного с клиновидным профилем и способностью для уменьшения стояночной площади отклонения вверх его внешних секций и их укладывания на верхнюю часть соответствующей мотогондолы, при этом при выполнении ВВП и зависания поперечные НВ, не взаимодействующие с соответствующей реактивной струей исходящей из отклоненного вниз поворотного в вертикальной плоскости сопла каждого ТРДД в ПМС-R2, выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами, например, при виде сверху левый и правый однолопастные НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти, проходя перед внешними бортами фюзеляжа от носовой к средней его частям, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечно-продольного управления при выполнении ВВП и зависания, причем внутренние секции СТК, имеющие как размах равновеликий полуразмаху киля развитого V-образного оперения, снабжены внешними секциями с передней кромкой, размещенной при виде сверху параллельно передней кромке V-образного оперения, внешние концевые части килей которого выполнены отклоняемыми в вертикальной плоскости и складывающимися в стояночной конфигурации к оси симметрии, уменьшающими при сложенных внешних секций СТК в 1,99 раза стояночную площадь от взлетной его площади, при этом каждый подкрыльный воздухозаборник ТРДД снабжен передней кромкой входного устройства, размещенной при виде сбоку параллельно задней кромке V-образного оперения, цельно-поворотные трапециевидные разнесенные на хвостовых балках кили которого отклонены наружу под углом 43° от плоскости симметрии, имеют выпукло-серповидную заднюю кромку и снабжены подфюзеляжными килями, имеющими на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, используемые при вертикальной посадке, причем в силовой установке (СУ) два ТРДД смонтированы в кормовой части фюзеляжа между хвостовых балок, имеют задние круглые реактивные сопла, синхронно отклоняемые в вертикальной продольной плоскости на угол до 95° вниз или обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета, выполнены с отбором мощности от каждого ТРДД, имеющего в системе трансмиссии передний вывод приводного вала для передачи через муфту сцепления крутящего момента на главный редуктор, снабженный продольными двумя выходными валами, приводящими угловые в плане бортовые редукторы, поперечные выходные валы которых проложены в носке ПГО и образуют с соответствующими угловыми в вертикальной плоскости консольными редукторами НВ симметричную синхронно-сбалансированную ДПНС-Х2, при этом на режимах ВВП и зависания плавное перераспределение отбора вертикальной реактивной тяги и механической мощности в СУ от двух ТРДД обеспечивается поворотными соплами системы УВТ и понижающими главным редуктором, угловыми бортовыми и консольными редукторами, которые передают на ПМС-R2 и однолопастные НВ в ДПНС-Х2 соответственно 40% и 60% от взлетной мощности СУ, но и обратно. Все это позволит в БССВ при переходных маневрах повысить продольную устойчивость и управляемость по крену, а размещение двух ТРДД с УВТ между хвостовых балок позволит упростить систему трансмиссии. Переменная стреловидность кромок СТК ограждает от радаров турбины ТРДД наравне с обратным скосом передней кромки их воздухозаборников, но и увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ клиновидного СТК, особенно, с верхней непрерывной поверхностью и нижним ромбовидным в плане уступом-вырезом и, следовательно, позволяет достичь улучшенного большого ламинарного течения. Причем воздухозаборники ТРДД, выполненные с S-образными каналами при виде сверху и сбоку, также ограждает наравне с нижним утолщением фюзеляжа от радаров их турбины. Кроме того, это позволит повысить безопасность полетов и использовать ТРДД меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит мидель мотогондол и их аэродинамическое сопротивление. Применение убираемых НВ в боковые ниши фюзеляжа позволит достичь более высокую аэродинамическую эффективность. Поэтому основной режим работы однолопастных НВ - это выполнение ВВП и зависания БССВ. В случае появления косого обдува тяга НВ изменяется циклически. Поэтому жесткое крепление лопастей улучшает управляемость, особенно, однолопастных НВ. В синхронно-сбалансированной ДПНС-Х2 моменты М_крен и М_прод от левого и правого НВ с противоположным их вращением при передаче на фюзеляж взаимно уничтожаются. При этом наступающие лопасти НВ, проходя перед левым и правым бортами фюзеляжа от носа к центру масс и, как следствие, обеспечивают создание от НВ более плавного обтекания воздушным потоком фюзеляжа, исключающего резонансные его колебания совместно с СТК и V-образным оперением. Это позволит уменьшить вес планера БССВ, выполненного по малозаметной технологии, улучшить весовую отдачу, повысить дальность полета. Более того, это позволит также весьма увеличить вероятность поражения подводной цели и повысить эффективность противолодочной обороны при барражирующем полете со скоростью 220-250 км/ч группы БССВ, особенно, в полетной конфигурации крылатого автожира и совместно с опционально пилотируемым БССВ, несущим АПР-3МЭ и используемым с атомной подводной авианесущей лодки совместно с ударным малозаметным БССВ, несущим противокорабельные ракеты.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения палубного БССВ с ДПНС-Х2 и двумя ТРДД с УВТ и плоскими соплами в ПМС-R2, размещенными сверху хвостовой части фюзеляжа над гребенчатой его поверхностью, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в) с расположением однолопастных левого и правого НВ при его использовании с АПАЛ вид г):

а) в полетной конфигурации сверхзвукового самолета КВП с уложенными в МРБ лопастями НВ при втянутых телескопических колонок валов и их противовесов, реактивной тягой, обеспечиваемой ТРДД с УВТ плоских сопел при коротком взлете с отклонением верхних их створок 32 вниз на 15° и передней пары створок 33 вниз на 45°;

б) в полетной конфигурации вертолета с консолями СТК, килями V-образного оперения, имеющими линии их складывании, размещенные параллельно оси симметрии, и реактивной ПМС-R2 и ДПНС-Х2, создающие вертикальную реактивную тягу ТРДД и подъемную силу поперечными НВ, лопасти которых без перекрытия свободно вращаются в противоположные стороны перед бортами фюзеляжа и над ПГО;

в) в полетной конфигурации трансзвукового самолета схемы с зафиксированными однолопастными НВ, имеющими телескопические выдвинутые колонки валов из МРБ и втянутые противовесы в обтекатели их втулок, а также лопасти-крылья НВ, направленные наружу вдоль консолей ПГО и преобразующие последнее в первое крыло дупланной схемы совместно с СТК и V-образным хвостовым оперением.

На фиг. 1г изображена АПАЛ 34 с палубным ПЛРК в посадочной конфигурации БССВ 41 с использованием поворотной П-образной рамы 43 СШПВП на стойке-ложементе 49 стола-спутника 50, перемещающегося во внутрь первого ангара 38 на позицию лифта с БССВ 41 в походно-заражающей конфигурации для заправки топливом и заряжания боекомплектом на нижней палубе АПАЛ, затем после подъема лифта в ангаре 39, обеспечивается выкатка стола-спутника 50 с БССВ 41 из ангара 39 на ГВПП с разложенными внешними его секциями 19 СТК 6 и лопастями 22-23 НВ и выполняется вертикальный взлет при опущенной стойке-ложементе 49.

Палубный ПЛРК с БССВ корабельного базирования на АПАЛ, представленный на фиг. 1, выполнен по продольной схеме триплана, концепции ДПНС-Х2 с ПМС-R2 и планером из композитного углепластика, содержит фюзеляж 1, имеющий высокорасположенное ПГО 2 и малого удлинения СТК 3, консоли которых связаны межкрыльными разнесенными балками 4 с автоматически раскрываемыми верхними створками 5. Под наплывами 6 СТК 3 имеются подкрыльные воздухозаборники 7 со скошенной передней его кромкой 8 параллельно размещенной задней кромке разнесенных цельно-поворотных килей 9 V-образного оперения, снабженного подфюзеляжными килями 10, на законцовках которых размещены видеокамеры 11 и ИК-излучатели 12 для вертикальной посадки. Развитое V-образное оперение 9 смонтировано на разнесенных хвостовых балках 13, между которых установлены ТРДД 14 со скошенными назад плоскими соплами 15 и УВТ в МПС-R2 (на фиг. 1 не показаны). С клиновидным профилем СТК 3 имеет предкрылки 16, трапециевидные в плане наплывы 6 с уступом к внутренним секциям 17 с закрылками 18 и поворотные в верх внешние секции 19 с флапперонами 20. Поперечные левый 22 и правый 23 однолопастные НВ имеют телескопические противовесы 24 (см фиг. 1б) и колонки валов (на фиг. 1 не показаны), смонтированы на передних концах удобообтекаемых межкрыльных балках 3.

Поперечные однолопастные НВ 22-23 в ДПНС-Х2 выполнены без автоматов перекоса и с полужестким креплением их лопастей, но и возможностью создания от всех НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в поперечной их группе, например, левый 22 и правый 23 НВ при виде сверху соответственно вращаются по часовой стрелке и против часовой стрелки (см фиг. 1б). Каждый однолопастной НВ 22-23, имея клиновидные профили лопастей и непрерывной верхней их поверхностью выполнены с нижним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой образуют равнобедренный треугольник в плане, выполняющий на лопастях HB 22-23 роль рулевых поверхностей 27 с сервоприводом, изменяющие продольно-поперечную балансировку при выполнении ВВП и зависания (см. на фиг. 1 вид А-А).

Конвертируемая СУ с ТРДД в надкрыльных частях мотогондол 28 расположена в кормовой части фюзеляжа 1 и между килей 9 V-образного оперения (см. фиг. 1б), выполнена с отбором мощности и возможностью плавного перераспределения мощности от ТРДД на редукторы НВ 22-23, которое обеспечивается главным, угловыми бортовыми, а также консольными редукторами на НВ и ПМС-R2 (на фиг. 1 не показаны) соответственно 60% и 40% от взлетной их мощности при выполнении ВВП, зависания или сверхзвукового горизонтального полета БССВ. Оба ТРДД 14 с муфтами сцепления образуют с главным редуктором синхронизирующую систему, снабжены для режима ВВП и зависания системой УВТ с плоскими соплами 15, смонтированными сверху хвостовой части фюзеляжа 1 над гребенчатой поверхностью 29 с термопоглощающим слоем, имеющими две неподвижные боковые вертикальные стенки 30 сопла, нижнюю граненную створку 31, имеющую при виде сзади V-образную конфигурацию, и отклоняемую вниз на угол 45° верхнюю створку 32, представляющую собой от поперечной оси ее поворота плоскую стенку, плавно переходящую на ее задней кромке в V-образную и инвертированную V-образную конфигурации соответственно при виде сверху и сзади, преобразующую пятиугольную форму на входе сопла в горизонтальное сопло шестигранной формы. Нижняя граненная створка 31, имеет на ее гранях люк с автоматически синхронно открывающимися вниз четырьмя трапециевидными створками 33, расположенными на четырех противоположных гранях шестиугольного люка (на фиг. 1 не показано) и отклоняемыми одновременно с поворотом вниз верхней створки 32 так, что две из них отклоняются по полету, а две против полета, образуя выходное устройство площадь и габариты которого равновелики горизонтальному соплу шестигранной формы, что предопределяет соответствующее отклонение вектора тяги. При выполнении ВВП и в случае отказа ТРДД во время аварийной посадки БССВ его однолопастные 22-23 НВ, работающие на режиме авторотации, разгружают СТК 3. При этом закрылки 18 СТК 3 автоматически отклоняются на угол 47°, а при выполнении КВП в винтокрылой конфигурации - на угол 30°.

Управление палубным БССВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага поперечной группы НВ 22-23 и отклонением рулевых поверхностей: флапперонов 20, рулей высоты 9 и направления 9. При крейсерском полете подъемная сила создается ПГО 2 и СТК 3 с развитыми наплывами 6 и трапециевидными внутренними его секциями 17 (см. фиг. 1б), маршевая реактивная тяга - двумя ТРДД 14 с горизонтально установленными соплами 15, на режиме висения одно лопастными НВ 22-23 и двумя ТРДД 14 с вертикально установленными соплами 15, на режиме перехода - ПГО 2, СТК 3 и с НВ 22-23. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 18 (см. фиг. 1б) СТК 3 синхронно отклоняются на максимальные их углы. После создания подъемной тяги поперечными 22-23 НВ и ПМС-R2 обеспечиваются режимы ВВП и зависания (см. рис. 1б). При синфазном отклонении рулевых поверхностей 27 с сервоприводом (см. фиг. 1б) НВ 22-23 вниз и вверх и прохождении при этом лопастей НВ с передней части фюзеляжа 1, изменяя балансировку по тангажу, создают соответственно кабрирующий и пикирующий моменты, так и дифференциальном их отклонении вниз/вверх и вверх/вниз при прохождении лопастей 22-23 НВ слева и справа от соответствующих сторон фюзеляжа 1, изменяют балансировку по крену. При висении на вертолетных режимах полета БССВ путевое управление осуществляется дифференциальным изменением шага левого 22 и правого 23 НВ.

После вертикального взлета и набора высоты, убирается механизация СТК 3 и для перехода на самолетный горизонтальный режим полета лопасти однолопастных 22-23 НВ синхронно останавливаются вдоль МРБ 3, втягиваются их противовесы 24 в обтекатели их втулок и укладываются во внутрь МБР 3 посредством опускания колонки валов НВ 22-23. (см. фиг. 1a) и затем создается совместная реактивная тяга через плоские сопла 15 от двух ТРДД и производится высокоскоростной крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 9. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 9 и флапперонов 20 СТК 3 соответственно.

Малозаметный АПАЛ 34 имеет прочный ее корпус с развитой прочной рубкой 35, представленный на фиг. 1г. Прочная рубка 35, снабженная за ней и спереди комплексами соответственно двумя зенитными «Дуэт» и зенитным ракетно-артиллерийским "Панцирь-М", убирающимися в походном подводном положении соответственно в контейнеры 36 и 37 внутри легкого корпуса, оснащена вдоль продольной оси корпуса за рубкой 35 в ее удобообтекаемое продолжение задними авиационными прочными первым 38 и вторым 39 ангарами. Побортно за вторым 39 ангаром в его продолжение имеются ограничительные прочные наклонные боковые корпуса 40, способствующие безопасному взлету-посадке БССВ 41 на палубу АНПАЛ 34. Кормовая СШПВП, обеспечивающая возможность посадки БССВ 41 на палубу АПАЛ 34 при кренах до 25°, представляет собой при виде спереди П-образную раму 42 с телескопическими боковыми стойками 43, размещенную перпендикулярно продольной оси корпуса АПАЛ 34, выполнена с возможностью ее поворота в вертикальной плоскости вдоль последнего с горизонтального в вертикальное положение, снабжена сверху в середине ее поперечины цанговым узлом 44 с пропущенным через него тросом 45 с развитым эллипсовидным коушем 46, размещенным в центрирующем узле строго вдоль поперечины большей его диагональю и взаимодействующим с захватом отклоняемого вниз при посадке гака 47 БССВ 41, закрепленного под центром его масс. При вертикальной посадке после зацепления гака 47 БССВ 41 и коуша 46 троса 45 его намотка/размотка производится сквозь палубный герметичный узел на ГВПП и обеспечивается лебедкой 48 с барабаном и следящим его электроприводом, установленной под центром ГВПП в герметичном контейнере внутри легкого корпуса АПАЛ, с последующим разжимом цангового узла поперечины и одновременным втягиванием стоек П-образной рамы и ее поворота в горизонтальное положение так, что ее поперечина с цанговым узлом скользя по тросу опускается вниз и размещается в соответствующем углублении над центром ГВПП. Затем после фиксации зажимами носовой подфюзеляжной части БССВ за передней опорой шасси захват его гака отсоединяется от коуша троса и стойка-ложемент 49 подняв носовую часть фиксирует опору переднего колеса БССВ на столе-спутнике 50, который перемещает БССВ на задних колесах во внутрь ангара 39-38 и опускает на стационарные V-образные в плане ложементы (на фиг. 1 не показано) под колеса шасси БССВ на позиции грузового лифта, который опускает БССВ на нижнюю палубу для его последующего перемещения на станцию заправки топливом и заряжания боекомплектом, например, АПР.

Таким образом, малозаметный БССВ с ДПНС-Х2 и ПМС-R2, имеющий однолопастные НВ, левый и правый из которых смонтированы на концах ПГО, убираемых со сложенными лопастями НВ в МБР, представляет собой реактивный преобразуемый СВВП, который изменяет свой полетную конфигурацию только благодаря укладки лопастей НВ во внутрь МБР и изменению реактивной тяги ТРДД посредством УВТ. Кроме того, коэффициент удельной нагрузки на мощность с применением однолопастных НВ, приводимых двумя ТРДД с тягой по 6800 кгс каждый, имеющих отбор мощности и УВТ, составит у БССВ-2,2 с взлетным весом 17,45 т ρ_су=0,779 кгс/т, что в 1,584 меньше, чем у сопоставимого СВВП Як-141 с энергозатратной СУ, который при взлетном весе 15,8 т использует подъемно-маршевый ТРДД тягой 10977 кгс и два подъемных ТРД с тягой по 4260 кгс каждый. Несомненно, с течением времени широкое использование в СУ ТРДД с УВТ и, особенно, с плоскими реактивными соплами позволит освоить ряд (см. табл. 1) опционально управляемых БССВ-2,2, используемых совместно с БССВ-0,95 в ударно-разведывательной авиационной группе.

Реферат

Изобретение относится к области военной техники и может быть применено в конструкции противолодочных ракетных комплексов. Палубный авиационный ракетный комплекс содержит летательный аппарат, имеющий фюзеляж, крыло, силовую установку с турбореактивным двигателем, бортовую систему управления, бортовой источник питания, авиационную противолодочную ракету для поражения подводной лодки. Комплекс оснащен двумя возвращаемыми на вертолетную площадку КН беспилотными сверхзвуковыми самолетами-вертолетами, выполненными с двухвинтовой поперечно-несущей и подъемно-маршевой системами, включающими с противоположным вращением два несущих винта (НВ), обеспечивающих вертикальный и короткий взлет/посадку, и турбореактивные двигатели с управляемым вектором тяги для горизонтального полета при зафиксированных однолопастных НВ. Колонки валов и лопасти-крылья смонтированы возле передних концов и уложены внутри межкрыльных разнесенных балок, закрепленных на законцовках переднего горизонтального оперения и на консолях второго крыла. Обеспечивается повышение дальности полета, вероятность поражения цели, расположенной на большой дальности. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Формула