Летающий робот-носитель ракет корабельного и воздушного базирования - RU2711430C2

Чертежи

Описание

Изобретение относится к средствам военной техники и может быть применено в конструкции летающих роботов-носителей ракет противокорабельной, противолодочной и противоздушной обороны, выполненных с несущим винтом (НВ), обеспечивающим вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и турбореактивными двигателями с управляемым вектором тяги для горизонтального полета при втянутой колонке вала двухлопастного НВ, лопасти-крылья асимметрично изменяемой стреловидности которых зафиксированы с углом χ=±26° или χ=±60° противоположной стреловидности по передней кромке лопастей-крыльев НВ так, что образуют над крылом асимметрично изменяемой стреловидности с аналогичной выше стреловидностью систему Х-образной стреловидности в продольной схеме триплана с обеспечением последующего свободного вращения НВ над фюзеляжем, имеющем в бомбоотсеке авиационные ракеты ПЛО, ПКО или ПВО, но и трансформируемых после их посадки на корабль-носитель в походную конфигурацию посредством соответствующего складывания лопастей НВ, консолей крыла и килей V-образного оперения для их перевозки в ангаре на ложементе заправляющей топливом и заряжающей боекомплектом станции, например, авианесущем корабле-носителе с вертолетной площадкой.

Известен самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) мод. S-57 компании Sikorsky (США) проекта XV-2, имеющий высокорасположенное крыло, останавливаемый и убираемый в продольный отсек верхней части фюзеляжа однолопастной НВ с противовесом, снабженный реактивным соплом, струйной системой и воздуховодом от турбореактивного двигателя (ТРД) силовой установки (СУ), содержит подкрыльное двухкилевое хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Признаки, совпадающие - наличие ниши в верхней части фюзеляжа с НВ, создающим только вертикальную тягу, имеющим струйную систему с воздуховодом, проложенным внутри колонки вала НВ и обеспечивающим равномерный отбор мощности ТРД, воздух которого, направляясь к реактивному соплу НВ, будет его вращать и создавать подъемную силу. Особенностью конструкции СВВП проекта XV-2 - концепция Control Circulation Rotor (CCR), т.е. ротор с регулируемой циркуляцией и неподвижное его размещение в фюзеляже: при переходе в самолетный режим полета останавливался однолопастной НВ, имеющий узлы складывания колонки вала и фиксирования лопасти, которые укладывались по оси симметрии в нишу фюзеляжа.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что размещение на верхней части фюзеляжа останавливаемого и убираемого НВ, имеющего автомат перекоса его лопасти с управлением его общего и циклического изменения его шага, что предопределяет конструктивно сложную складываемую колонку его вала и противовес с воздуховодами, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность, но и значительно увеличивает габаритные размеры по высоте с вращающимся НВ. Вторая - это то, что диаметр НВ ограничен длиной фюзеляжа и как, следствие, при висении поток от НВ, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю (≈34%) в вертикальной их тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги НВ и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. Третья - это то, что однодвигательная СУ включает ТРД избыточной мощности, используемой при выполнении ВВП на 100%, что весьма снижает наработку на отказ и надежность, особенно, при его отказе, а расположение под дельтовидным крылом вертикальных килей, имеющих на их законцовках обтекатели с задними колесами шасси, что предопределяет, повышая аэродинамическое сопротивление, ограничения в достижении скорости до 745 км/ч. Все это также ограничивает возможность уменьшения массы конструкции планера с однолопастным НВ, имеющим автомат перекоса, а также дальнейшего улучшения весовой отдачи и повышения полезной нагрузки.

Известен экспериментальный самолет модели AD-1 (Ames Dryden) с крылом асимметрично изменяемой стреловидности корпорации Ames (США) содержит высокорасположенное крыло, смонтированное на поворотном в горизонтальной плоскости шарнире для изменения противоположной стреловидности его консолей, фюзеляж с развитым хвостовым оперением и трехопорным убирающимся колесным шасси.

Самолет Ames AD-1 с крылом асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС) и удельной нагрузкой на крыло 113 кг/м², имеет длину фюзеляжа 10,0 м и высоту на шасси 2,06 м, а также размах крыла при стреловидности 60°/0° соответственно 4,93/9,86 м и площадь крыла 8,64 м². При взлетной массе 973 кг масса пустого составит 658 кг и реактивной тяге двух ТРД Microturbo TRS18-046 2×1,8 кН. Известные самолеты с изменяемой стреловидностью крыла имеют ряд недостатков, основными из которых являются: смещение аэродинамического фокуса при изменении стреловидности, что приводит к увеличению балансировочного сопротивления; возрастание массы конструкции из-за наличия силовой балки и закрепляемых на ней поворотных шарниров консолей, а также уплотнителей убранного положения крыла. Оба недостатка приводят в конечном итоге к уменьшению дальности полета или массы перевозимой полезной нагрузки. Испытания самолет с КАИС показали, что лобовое сопротивление уменьшится на 11-20%, масса конструкции -на 14%, волновое сопротивление при полете на сверхзвуковых скоростях - на 26%. Однако применение КАИС влечет за собой и ряд недостатков. Во-первых, при большом угле 45° стреловидности консоль с прямой стреловидностью имеет больший эффективный угол атаки, чем консоль с обратной стреловидностью, что приводит к асимметрии лобового сопротивления и, как следствие, к возникновению паразитных разворачивающих моментов по крену, тангажу и рысканию. Во-вторых, для КАИС характерны вдвое больший рост толщины пограничного слоя вдоль размаха, и любой несимметричный срыв потока вызывает интенсивные возмущения, а их устранение может быть осуществлено путем использования системы крыльев с Х-образной стреловидностью.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является противолодочный ракетный комплекс (ПЛРК) "Super Icara" (Великобритания), используемый с пускового устройства (ПУ) корабля- или истребителя-носителя (КН или ИН) одноразовую крылатую ракету-носитель (ОКРН), имеющую фюзеляж, несущее крыло с хвостовым оперением, турбореактивный 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 ракету (АПР), состыкованную посредством узла отделения с ОКРН и предназначенную для поражения подводной лодки (ПЛ).

Признаки, совпадающие - габариты ОКРН 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 Мк.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 ОКРН 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 ОКРН в полете. По прибытии ОКРН в район нахождения цели торпеда (самонаводящаяся МГТ Мк 44, полу утопленная с подфюзеляжным ее расположением в корпусе ОКРН по радиокоманде отделялась, спускалась на парашюте, входила в воду и начинала поиск ПЛ-цели. После чего ОКРН продолжает полет с работающей СУ, уводя ее от места приводнения самонаводящейся МГТ, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сам же одноразовый ОКРН уходил из района и самоликвидировался.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном корабельном ОКРН "Super Icara" (Великобритания) увеличения целевой нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, увеличения вероятности поражения надводной, подводной и воздушной цели, расположенной на большой дальности, обеспечения барражирующего продолжительного полета в районе предполагаемого местонахождения цели, но и возможности атаковать ее в режиме зависания, а также возврата на вертолетную площадку КН для повторного использования и трансформации в походную конфигурацию для корабельного или воздушного базирования.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного ПКРК "Super Icara", используемого с КН, наиболее близкого к нему, являются наличие того, 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 во внутрь 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 ПМС-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-R2 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.

Кроме того, 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 во внутрь 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.

Кроме того, 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 граненной 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 граненной 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 граненных 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.

Способ применения ЛРНР корабельного базирования на авианесущем КН с вертолетной площадкой, заключающийся в том, что 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.

Способ применения ЛРНР воздушного базирования на палубном ИН типа Су-57, заключающийся в том, что в ходе перемещения на подвесной консоли подфюзеляжного ПУ одного 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.

Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить летающий робот-носитель ракет (ЛРНР), оснащенный 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 выполнении 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 во внутрь 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 ПМС-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-R2 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. Все это позволит в ЛРНР при переходных маневрах повысить продольно-поперечную устойчивость и управляемость, а размещение ТРДД с УВТ в кормовой части фюзеляжа позволит упростить систему трансмиссии. Консоли КАИС в схеме триплан с ПГО увеличивают показатели аэродинамических и структурных преимуществ преобразования этой схемы в схему продольный триплан с системой крыльев Х-образной стреловидности, особенно, с наличием дополнительных ЛКАИС НВ, зафиксированных под углом обратной стреловидности χ=-60° над КАИС с такой же стреловидностью вблизи центра масс. Это позволит уменьшить вес планера ЛРНР, выполненного по малозаметной технологии с радиопоглощающими материалами, и увеличить взлетный вес на 17% либо дальность полета на 29% при сохранении взлетного веса, улучшить весовую отдачу, повысить вероятность поражения ПЛ-цели и эффективность ПЛО при барражирующем полете в конфигурации крылатого автожира со скоростью 250 км/ч в составе авиационной группы ЛРНР корабельного базирования, особенно, с опционально пилотируемым головным палубным ЛРНР, несущим по одной АПР-3МЭ и ПКР типа Х-35УЭ и используемым с вертолетной площадки авианесущего КН совместно с аналогичным ЛРНР и управляемым с головного ЛРНР.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения ЛРНР с ПГО, КАИС и двухлопастным НВ в ОВНС-Х1 и ПМС-R2 в двух бесфорсажных ТРДД с УВТ плоских их сопел, размещенных сверху хвостовой части фюзеляжа над термопоглощающей гребенчатой его поверхностью, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и сзади соответственно а), б) и в) с расположением плоского сопла ТРДД с передней парой прямоугольных в плане створок 36 и ПВ в СКК в двух проекциях:

а) в полетной конфигурации винтокрыла КВП с КАИС, низко расположенным ПГО и V-образным оперением при отклонении в плоских соплах верхних створок 31 вниз на 30° и передней пары прямоугольных в плане створок 36 вниз на 45° двух ТРДД, питающих по воздуховодам РРС, приводящих через систему трансмиссии НВ;

б) в полетной конфигурации трансзвукового самолета продольной схемы триплана с ТРДД и УВТ плоских их сопел, зафиксированными ЛКАИС и КАИС и условном размещении с χ=±26° правых и левых их консолей в Х-образной стреловидности и схеме биплан, но и уложенных консолей ПГО, КАИС и киля V-образного оперения;

в) в полетной конфигурации самолета ВВП с реактивными плоскими соплами с УВТ, создающими вертикальную реактивную тягу ТРДД наравне с подъемной силой, создаваемой НВ и с условным размещением уложенных килей V-образного оперения.

Малозаметный ЛРНР корабельного или воздушного базирования на КН или ИН, представленный на фиг. 1, выполнен по аэродинамической схеме продольного триплана, концепции ОВНС-Х1 с ПМС-R2 и планером из композитного углепластика, содержит фюзеляж 1, имеющий низко расположенное стреловидное ПГО 2, правую 3 и левую 4 консоли КАИС, снабженные соответственно рулями высоты 5 и внешними флапперонами 6, а также кили 7 с рулями 8 направления V-образного оперения, имеющего подфюзеляжные кили 9, на законцовках которых размещены видеокамеры 10 и ИК-излучатели 11 для вертикальной посадки. Правая 3 и левая 4 консоли КАИС синхронно раскладываются совместно с консолями ПГО 2 в плоскости соответствующих их хорд на узлах поворота 12 и 13, размещенных в середине центроплана КАИС 3-4 и корневых частях возле задней кромки ПГО 2 соответственно и смонтированных соответственно по оси симметрии и по обе стороны от нее. Развитое V-образное оперение 7 смонтировано на разнесенных хвостовых балках 14, между которых установлены ТРДД 15 со скошенными назад плоскими соплами 16 в ПМС-R2 с УВТ (см. фиг. 1б). Левая 17 и правая 18 ЛКАИС НВ, имеющего отдельный привод (на фиг. 1 не показан), создающий после выдвижения телескопического вала 19 НВ (см фиг. 1а) из ВНФ поворота его вала в противоположном направлению вращению НВ на угол 30° с обеспечением левой ЛКАИС 16 угла обратной стреловидности χ=-60°, который равновелик углу обратной стреловидности правой консоли 3 КАИС. Над верхней частью углубления (на фиг. 1 не показан) фюзеляжа 1, в котором втулка 20 НВ укладывается на половину ее высоты после втягивания телескопического вала 19 НВ с зафиксированными его ЛКАИС 17-18, создающими полетную конфигурацию самолета. Правая ЛКАИС 18 НВ снабжена узлом 21 ее переворота, который организует симметричные поверхности ЛКАИС 17-18 НВ относительно оси симметрии (см. фиг. 1б) для самолетной полетной конфигурации. ЛКАИС 17-18 двухлопастного НВ, имеющего возможность укладывания лопастей 17-18 НВ после втягивания их вала 19 в ВНФ, имеющую спереди и сзади от центра масс две автоматические роль створки 22. ЛКАИС 17-18 НВ в ОВНС-Х1 выполнены без автоматов перекоса и с полужестким креплением их лопастей и возможностью создания от НВ полной компенсации реактивного крутящего момента при работе на концах хвостовых балок 14 боковых РРС 23 (см фиг. 1а). Концевые части консолей 3-4 КАИС и ЛКАИС 17-18 НВ, имея клиновидные профили крыла и лопастей с непрерывной верхней их поверхностью (см. на фиг. 1 вид Б-Б), выполнены с нижним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой образуют равнобедренный треугольник в плане, выполняющий на КАИС 3-4 и ЛКАИС 17-18 НВ роль соответственно флапперонов 6 и элеронов 24 с сервоприводом, изменяющих поперечную и продольно-поперечную балансировку на режимах горизонтального полета и ВВП и зависания.

Комбинированная СУ выполнена с отбором мощности от ТРДД и возможностью плавного перераспределения и передачи мощности от ТРДД на главный редуктор НВ 17-18 и ПMC-R2 (на фиг. 1 не показаны) соответственно 65% и 35% от взлетной мощности СУ при выполнении ВВП, зависания или горизонтального полета ЛРНР. Подъемно-маршевые ТРДД смонтированы в кормовой мотогондоле, входное устройство ее воздухозаборника снабжено управляемыми разновеликими створками, размещенными под нижним наклонно образованным каналом воздуховода, так что большая 25 из них отклоняется во внутрь канала, а меньшая 26 - наружу, оснащены для режима ВВП и зависания системой УВТ с плоскими соплами 15, установленными сверху хвостовой части фюзеляжа 1 над гребенчатой поверхностью 27 с термопоглощающим слоем, имеющими две неподвижные вертикальные боковые стенки 28 сопла 15. Каждое плоское сопло 15 бесфорсажного ТРДД 14 имеет переходник 29, обеспечивающий плавное изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное (см. фиг. 1г), снабженное нижней граненной стенкой 30, имеющей при виде сзади V-образную форму, и верхней створкой 31, состоящей из синхронно отклоняемых между боковых стенок 28 вниз и обратно вверх двух ее частей прямоугольной 32 и пятиугольной 33 формы в плане соответственно как на углы 22,5° и 22,5°, так и вокруг первой 34 и второй 35 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 31 соприкасается с граненной 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 передними прямоугольными 36 и двумя задними трапециевидными в плане 37 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 36 из них отклоняются по полету, а две задние 37 против полета, образуя пятиугольное выходное устройство ТРДД, которое, имея площадь и ширину равновеликие переходнику 29 сопла пятигранной формы, создает требуемое отклонение вектора реактивной тяги. Диагонально расположенная пара передней прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 граненных створок каждого плоского сопла 15, имеющих на нижних их сторонах треугольные 38 при виде сзади концевые части, выполненные с отгибом, угол которого, образуя (см. рис. 1г) непрерывные боковые поверхности, равновелик углу между граней нижней створки 30.

Управление палубным ЛРНР обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага НВ 17-18 и отклонением рулей высоты 5, флапперонов 6 и рулей направления 8. При крейсерском полете подъемная сила создается ПГО 2 с КАИС 3-4 и ЛКАИС 17-18 НВ (см. фиг. 1б) в системе крыльев ХОС, маршевая реактивная тяга - каждым ТРДД 14 через сопло 15 при открытой верхней створке 31 и закрытых нижних двух передних 36 и двух задних 37 створок, на режиме висения - НВ 17-18 и каждым ТРДД 14 через сопло 15 при закрытой створке 31 и открытых двух передних 36 и двух задних 37 створок, на режиме перехода - ПГО 2 с КАИС 3-4, НВ 17-18 и двумя ТРДД 14 с УВТ. После создания подъемной тяги НВ 17-18 и ПMC-R2 обеспечиваются режимы ВВП и зависания (см. рис. 1а). При синфазном отклонении элеронов 24 с сервоприводом (см. фиг. 1б) НВ 17-18 вверх и вниз и прохождении при этом лопастей НВ над передней и кормовой частью 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 17-18 НВ слева и справа от соответствующих сторон фюзеляжа 1, изменяют балансировку по крену. На режимах ВВП и зависания ЛРНР путевое управление осуществляется поочередным выдувом потока воздуха из боковых РРС 23 с одновременной возможностью гашения реактивного момента от работы НВ 17-18.

После вертикального взлета и набора высоты и для перехода на самолетный горизонтальный режим полета лопасти 17-18 НВ синхронно останавливаются и переворачивается задняя лопасть 18, организуя симметричные поверхности ЛКАИС 17-18 НВ относительно оси симметрии, втягивается его телескопический вал 19 и в верхнее углубление фюзеляжа 1 укладывается втулка 20 НВ и фиксируются его ЛКАИС 17-18 для трансзвукового или сверхзвукового полета соответственно с углом χ=±26° или χ=±60° противоположной стреловидности по передней кромке лопастей НВ и образуют над консолями КАИС с аналогичной выше стреловидностью систему крыльев ХОС (см. фиг. 16). При создании реактивной тяги ТРДД плоскими соплами 15 производится трансзвуковой или сверхзвуковой крейсерский полет ЛРНР, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 8. Продольное и поперечное управление при этом осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением соответственно рулей высоты 5 ПГО 2 и флапперонов 6 КАИС 3-4.

Таким образом, малозаметный ЛРНР с ОВНС-Х1 и ПMC-R2, имеющий двухлопастной НВ с боковыми РРС на концах хвостовых балок, представляет собой СВВП, который изменяет свою полетную конфигурацию только благодаря остановки и фиксации лопастей-крыльев НВ и изменению реактивной тяги ТРДД посредством УВТ. Кроме того, коэффициент удельной нагрузки (ρ_су) на мощность с применением двухлопастного НВ, приводимого двумя ТРДД с тягой 1760×2 кгс, имеющими отбор мощности и УВТ, составит у ЛРНР-3,0 с взлетным весом 7,608 тонн ρ_су=0,462 тс/т, что в 2,66 раза меньше, чем у сопоставимого СВВП Як-38М с энергозатратной СУ, который при взлетном весе 10,8 тонн использует подъемно-маршевый ТРДД мод. Р-28 В-300 тягой 6800 кгс и с тягой по 3250 кгс два подъемных ТРД, обеспечивающих критерий (целевая нагрузка ×дальность полета) 750 т⋅км, который в 4,88 раза меньше, чем у ЛРНР -3,0 (см. табл. 1). Помимо этого, ЛРНР с крыльями Х-образной стреловидности при χ=±60° и на скоростях до 1,2-1,4 Маха будет обладать существенно лучшими аэродинамическими характеристиками, что приведет на сверхзвуковой скорости к двукратной экономии топлива по сравнению с самолетами с обычными крыльями, будет гораздо менее шумным при взлете и при переходе сверхзвукового барьера. Кроме того, палубный ЛРНР-1,0 со стояночной площадью 13,2 м², которая в два раза меньше чем у палубного вертолета Ка-52К, что позволит на авианесущем КН проекта 1155, имеющем вертолетные площадку и ангары для двух вертолетов Ка-27, в котором могут быть размещены четыре палубных ЛРНР-1,0 или по два в корвете и фрегате проектов 20380 и 22350, значительно повышающих боевую их устойчивость.

Несомненно, с течением времени широкое использование в СУ ТРДД с плоскими соплами и УВТ позволит добиться уменьшения инфракрасной и визуальной заметности в сравнении с СВВП мод. F-35B (США), что немаловажно для освоения опционально управляемого ЛРНР-3,0 корабельного базирования и палубного ИН модели Су-57К, используемого совместно с несущим им на подфюзеляжном ПУ одного ЛРНР-1,0, создающего буферную безопасную авиазону между ИН и ПВО НК-цели и увеличивающего дальность одной АПР или одной ПКР соответственно с пятью или четырьмя ракетами Р-73 "воздух-воздух" соответственно при ПЛО или ПКО с ПВО.

Реферат

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям авиационных беспилотных противолодочных и противокорабельных комплексов. Летающий робот-носитель ракет (ЛРНР) содержит фюзеляж, несущее крыло, хвостовое оперение, бортовую систему управления, обеспечивающую автономное или дистанционное управление, бортовой источник питания, авиационные противолодочные и/или противокорабельные ракеты. ЛРНР оснащен на концах внешних бортов хвостовых балок рулевыми реактивными соплами, действующими в горизонтальной плоскости поочередно, изменяя балансировку по курсу при работе несущего винта (НВ). ЛРНР оснащен двумя бесфорсажными турбореактивными двухконтурными двигателями с отбором воздуха от компрессоров и мощности на привод НВ, управляемым вектором тяги сопел для горизонтального полета при втянутой колонке вала двухлопастного НВ. Лопасти-крылья НВ и крылья имеют асимметрично изменяемую стреловидность с углом χ=±26° или χ=±60° противоположной стреловидности и образуют систему крыльев Х-образной стреловидности. Обеспечивается повышение скорости и дальности полета, увеличение вероятности поражения надводной или подводной цели, расположенной на большой дальности. 3 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

Формула