Беспилотный ударный самолет-вертолет - RU2733678C1

Чертежи

Описание

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть применено в конструкции беспилотных ударных самолетов-вертолетов, имеющих высокорасположенное крыло асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС) и на его консолях два двухлопастных несущих винта (ДНВ), инвертированное V-образное оперение и в кормовой гондоле свободные силовые турбины, приводящие ДНВ и/или выносной вентилятор, создающие при вертикальном и коротком взлете и посадке (ВВП и КВП) подъемную силу и маршевую реактивную тягу, направленную назад с работающими/ авторотирующими поперечными ДНВ или зафиксированными их лопастями-крыльями асимметрично изменяемой стреловидности под углом χ=±30° к передней кромке КАИС с углом стреловидности χ=±60° при горизонтальном полете в конфигурации реактивных винтокрыла/крылатого автожира или транс- и сверхзвукового самолета.

Известен сверхзвуковой самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) компании Sikorsky модели АНХ-80 [см. https://www.sikorskyarchives.com/X-WING.php], имеющий ротор-крыло, выполненное в виде четырехлопастного несущего винта (НВ), приводимого турбореактивными двигателями (ТРД) силовой установки (СУ), содержит боковое и заднее реактивные сопла, создающие антикрутящий момент и маршевую тягу, двухкилевое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Признаки, совпадающие - наличие четырехлопастного НВ диаметром 15,54 м, создающего вертикальную тягу, имеет в СУ два ТРД TF-34-400B тягой по 3614 кгс, которые производят мощность 4650×2 л.с. и реактивную тягу 750×2 кгс, направленную сбоку реактивным соплом, обеспечивающим антикрутящий момент при создании подъемной тяги НВ. Особенность СВВП модели АНХ-80 «Leopard» - преобразование полетной его конфигурации создается изменением условий работы НВ: при переходе в самолетный режим полета останавливался НВ, имеющий узлы фиксирования вала НВ и его лопастей-крыльев, превращающихся в несущее Х-образное крыло.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что применение останавливаемого НВ, имеющего автомат перекоса его лопастей с управлением общего и циклического изменения его шага, но и конструктивно сложную колонку его вала и ротора-крыла с реактивными щелями и их воздуховодами, превращающими отступающие лопасти с задней и передней ее кромками в прямом полете после фиксации соответственно в переднюю и заднюю кромки лопастей-крыльев, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Вторая - это то, что в СВВП с одновинтовой несущей схемой имеют место непроизводительные затраты до 20% мощности СУ на отбор от компрессоров ТРД сжатого воздуха, направляемого к боковому реактивному соплу, создающему антикрутящий момент, что предопределяет необходимость длиной хвостовой балки и агрегатов хвостовых воздуховодов, но и опасность, создаваемая рулевым реактивным соплом для наземного персонала. Третья - это то, что вес бокового реактивного сопла вместе с хвостовой балкой и агрегатами хвостовых воздуховодов составляет до 15…20% веса пустого СВВП и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Кроме того, конструкция Х-крыла, создавая высокие переменные аэродинамические нагрузки при переходе с вращательного полета на неподвижный, не обеспечивает без основного крыла продольную устойчивость и ограничивает возможность обеспечения полета СВВП более двух часов, но и повышения целевой нагрузки (ЦН) при тяговооруженности К_т=0,65 его СУ.

Известен самолет компании Ames (США) модели AD-1 (Ames Dryden), содержащий [см. https://ru.wikipedia.org/wiki/NASA_AD-1] крыло асимметрично изменяемой стреловидности, смонтированное на поворотном в горизонтальной плоскости шарнире для изменения противоположной стреловидности его консолей, фюзеляж с двумя ТРД, хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Самолет Ames модели 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. 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 транс- и 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 и повышение целевой нагрузки (ЦН) может быть осуществлено путем применения Х-образного крыла.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является противолодочный комплекс (ПЛК) [см. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/ikara/ikara.shtml] (Англия) модели "Icara" с беспилотным летательным аппаратом (БЛА), имеющим фюзеляж, комплекс вооружения на пусковых устройствах (ПУ), крыло с органами управления, двигатель силовой установки (СУ), бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую телемеханическое управление с командного пункта (КП) корабля-носителя.

Признаки, совпадающие - габариты БЛА без корабельного ПУ: длина 3,42 м, размах крыльев 1,52 м, высота 1,57 м. Боевая часть: самонаводящаяся противолодочная малогабаритная торпеда (МГТ) Мк.44. Летные характеристики: максимальная и минимальная высота полета соответственно 300 м и 15-20 м. Ввиду значительного веса БЛА с торпедой Мk.44 составляющего 1480 кг (при массе 13% целевой нагрузки - торпеды 196 кг, ее длине 2,57 м и диаметре 324 мм) и малых дальности 24 км и скорости полета 140-240 м/с, а боевой части (торпеды - 30 узлов и дальность хода 5 км).

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что пуск дозвукового БЛА осуществлялся в направлении, максимально приближающем к цели сбрасываемую торпеду. Данные о местоположении цели поступали от гидроакустической системы (ГАС) надводного корабля-носителя, другого корабля или противолодочного вертолета. На основании этой информации происходит постоянное обновление данных об оптимальной зоне сброса торпеды в компьютере системы управления стрельбой, который затем передавал их через радиокомандную систему управления на БЛА в полете. По прибытии БЛА в район нахождения ПЛ-цели торпеда (самонаводящаяся МГТ Мк.44), полу утопленная с подфюзеляжным ее расположением в корпусе БЛА по радиокоманде отделялась, спускалась на парашюте, входила в воду и начинала поиск ПЛ-цели. После чего БЛА продолжает полет с работающей СУ, уводя ее от места приводнения самонаводящейся МГТ, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сам же одноразовый БЛА уходил из района и самоликвидировался.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном палубном БЛА модели "Icara" (Англия) увеличения целевой нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, увеличения вероятности поражения подводной или надводной цели, расположенной на большой дальности, но и возможности ее атаки после продолжительного полета в режиме зависания, возврата на вертолетную площадку авианесущего корабля для повторного использования.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного БЛА модели "Icara", наиболее близкой к нему, являются наличие того, что он в конвертируемой компоновке с высокорасположенным крылом асимметричной изменяемой стреловидности (КАИС) снабжен в двухвинтовой поперечно-несущей схеме (ДПНС) на консолях КАИС двухлопастными несущими винтами (ДНВ), создающими в ДПНС-Х2 вертикальную тягу только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) и на переходных режимах полета и, по меньшей мере, одним комбинированным газотурбинным двигателем (КГтД), выполненным в виде двухконтурного двигателя, имеющего внешний и внутренний контуры соответственно с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) и, по меньшей мере, с одной свободной силовой турбиной (ССТ), передающей взлетную мощность СУ посредством системы трансмиссии на широкохордовые ДНВ и/или один ВОВ, имеющий лопатки с большой их круткой, работающий по тянущей схеме для создания в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-R1) маршевой тяги, направленной горизонтально по оси симметрии при выполнении ВВП и КВП, на горизонтальных или переходных режимах полета, но и оснащен трапециевидным КАИС, установленным на поворотном в горизонтальной плоскости шарнире, смонтированном сверху фюзеляжа на поворачивающем его механизме со следящим приводом, обеспечивающим после выполнения ВВП и КВП от стреловидности χ=0° правой и левой или левой и правой его консолей изменение до противоположной стреловидности с углом χ=-60° и χ=+60° или χ=-65° и χ=+65° соответствующий при виде сверху синхронный поворот на вертикальной оси вращения, проходящей по оси симметрии и через центр масс, и от передней кромки КАИС на расстоянии равным 1/4 от его средней аэродинамической хорды, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения короткого или вертикального взлета с винтокрыла или вертолета с ДПНС-Х2 соответственно в реактивные скоростной автожир для барражирующего полета или самолет бипланной схемы при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с двумя ДНВ, работающими на режимах их авторотации или в качестве верхних лопастей-крыльев асимметричной стреловидности (ЛКАС), снабженных возможностью синхронного их фиксирования с одновременной как организацией при виде сверху асимметричных параллельно установленных лопастей двух ДНВ, так и трансформацией ДНВ, осуществляемой на переходных режимах полета последовательно, когда после взлетного режима, набора высоты и выполнения разгонного полета лопасти, например, левого и правого ДНВ одновременно остановлены так, что при виде сверху их наступающие лопасти размещены спереди и сзади КАИС и соответственно зафиксированы с обратной и прямой стреловидностью под углом χ=-30° и χ=+30° к передней кромке соответствующих консолей КАИС при одновременном последующем изменении противоположной стреловидности консолей КАИС до χ=±60° или χ=±65° с организацией для высокоскоростных режимов полета в самолетной конфигурации зеркально-асимметричных ЛКАС к соответствующей консоли КАИС, имеющего закругленные или треугольные в плане законцовки наравне с трапециевидными ЛКАС, зафиксированными под углом χ=±30° к передней кромке КАИС, например, с углом стреловидности правой χ=-60° и левой его консоли χ=+60°, образующими совместно с консолями КАИС соответствующие Х-образные стреловидности (ХОС), преобразуют, изменяя стреловидность КАИС от χ=0° до χ=±60°, большое его удлинение с λ=9,0…10,77 до умеренного удлинения системы полукрыльев ХОС с λ=3,48…4,0 в конфигурации реактивного самолета, но и обратно.

Кроме того, набегающий поток при самолетном и вертолетном режимах полета встречают одновременно передние кромки зафиксированных ЛКАС и наступающих внешних лопастей левого и правого ДНВ, которые, вращаясь, например, соответственно по часовой и против стрелки в ДПНС-Х2, имеют отступающие их внутренние лопасти с передними и задними их кромками, превращающимися в прямом полете, изменяя после установки на противоположный угол их атаки, в задние и передние кромки зафиксированных консолей неподвижного левого и правого ЛКАС, имеющих с противолежащими их лопастями равновеликий или меньший угол атаки с адаптивной зависимостью, исключающей несимметричный срыв потока вдоль размаха их ЛКАС, при этом лопасти каждого ЛКАС имеют симметричный профиль, который в диапазоне параметров угла их атаки α=3°…α=8° и относительной их толщины

Кроме того, при повороте от угла стреловидности χ=0° левой и правой консолей КАИС соответственно до противоположной стреловидности χ=-60° и χ=+60°, обеспечивается параллельное размещение зафиксированных лопастей ДНВ к плоскости симметрии, причем для барражирующего скоростного горизонтального полета каждый ДНВ в синхронно-сбалансированной несущей и авторотирующуей системе, включающей в упомянутом главном редукторе автоматическую коробку передач (АКП), имеющую для привода ДНВ выходные упомянутые поперечные валы, каждый из которых создает по два потока: первый - взлетный с выдачей соответствующей мощности от упомянутого КГтД и созданием подъемной тяги от ДНВ, второй - крейсерский в конфигурации автожира с приемом мощности от авторотации каждого ДНВ на ее соответствующую ступень, отключающую оба ДНВ от привода ССТ упомянутого КГтД, приводящую обратимый электромотор-генератор (ОЭМГ), заряжающий аккумуляторы, и управляющую синхронным снижением и скорости вращения ДНВ, например, до 150 мин^-1 или 100 мин^-1, и углом атаки лопастей авторотирующих ДНВ, обеспечивающих долю увеличения в 1/3-2/5 раза требуемой подъемной силы его упомянутого КАИС, но и плоскостью вращения лопастей ДНВ, которая почти выровнена с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета, приводящим к уменьшению вращательного сопротивления ДНВ на 12-15% от общего сопротивления профиля лопастей ДНВ при их самовращении и возможности для режимов крейсерского полета расчета упомянутого его КАИС с уменьшенной его геометрией, составляющей 2/3-3/5 от габаритов крыла аналогичного реактивного самолета, при этом ОЭМГ, питаемый от аккумуляторов, обеспечивает при воздушном базировании, например, на истребителе-носителе (ИН) как запуск ССТ в упомянутом КГтД после раскладывания упомянутых ЛКАС из полетно-транспортной в полетную конфигурацию посредством привода АКП упомянутого главного редуктора, отключенного от системы трансмиссии, обеспечивающего следящим приводом АКП требуемое число оборотов ОЭМГ, которое создает требуемый поворот вала каждого ДНВ в горизонтальной плоскости с обеспечением установки требуемого угла стреловидности ЛКАС их ДНВ с последующим раскладыванием упомянутых консолей КАИС и килей хвостового оперения при соответствующем фиксированном размещении ЛКАС, причем при воздушном базировании БУСВ на палубном ИН, перемещающим на подвесной консоли подкрыльных ПУ, например, два БУСВ с плоскими их боковыми воздухозаборниками, имеющими на их входе сбрасываемые обтекатели или отклоняемые большие их стороны, которые перемещаясь вверх/вниз от/к их пластинчатым отсекателям соответственно открывают/закрывают их вход и сложенными упомянутыми килями оперения, КАИС с ДНВ и в бомбоотсеке с двумя ПКР Х-38М, имеет возможность пуска ПКР с подвешенного состояния на ИН, отстыковывания и запуска БУСВ 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 с ИН его радаром типа Н036 обеспечивается целеуказание, а управление БУСВ - вторым пилотом ИН, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны БУСВ - станцию активных электронных помех, причем при достижении области, из которой будет поражена НК-цель, упомянутый БУСВ произведет залп или поочередный запуск ПКР с коррекцией ошибки, накопленной комбинированной инерциальной системой управления по данным приемника сигналов спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС, на конечном участке полета ПКР используется ИК-головка ее самонаведения и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей, затем БУСВ на удалении 1560 км автоматически возвращается на АНК.

Кроме того, для горизонтального полета на высоте 11 км, достигая маршевой тяговооруженности (МТВ) первого уровня - 0,234 и второго - 0,307, используется соответственно мощность его СУ 36% и 54% от работающего КГтД на привод его ВОВ в конфигурации упомянутых реактивных крылатого автожира и самолета с ПРС-R1, при этом в конфигурации реактивного самолета упомянутые полукрылья ХОС, КАИС которой, имея по передней его кромке стреловидность с углом χ=0°, обеспечивает на высоте 11 км при МТВ второго уровня 0,307 скорость полета 0,6 Маха (М), а с углом χ=±15° - М=0,69, при угле χ=±30° - М=0,75, а с углом χ=±45° - М=0,79, при угле χ=±60° - М=0,828, а с углом χ=±62,5° - М=0,87, при угле КАИС χ=±65° и достижении МТВ третьего - 0,374 и четвертого уровня - 0,46, используя соответственно 72% и 100% мощности СУ, обеспечивается скорость М=0,9 и М=1,02 и соответствующий транс- и сверхзвуковой полет, при этом упомянутый КГтД снабжен перед концом его реактивного сопла форсажной камерой, используемой на взлетных режимах или горизонтальном полете с передними за ВОВ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками упомянутой кормовой гондолы для дополнительного в нее подвода воздуха, что позволит с его перегрузом 15% повысить на высоте полета 11 км МТВ с 0,46 до 0,69 и скорость с М=0,96 до М=1,02, но и изменить полетную конфигурацию с транс- до сверхзвукового самолета соответственно.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить беспилотный ударный самолет-вертолет (БУСВ), который в конвертируемой компоновке с высокорасположенным крылом асимметричной изменяемой стреловидности (КАИС) снабжен в двухвинтовой поперечно-несущей схеме (ДПНС) на консолях КАИС двухлопастными несущими винтами (ДНВ), создающими в ДПНС-Х2 вертикальную тягу только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) и на переходных режимах полета и, по меньшей мере, одним комбинированным газотурбинным двигателем (КГтД), выполненным в виде двухконтурного двигателя, имеющего внешний и внутренний контуры соответственно с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) и, по меньшей мере, с одной свободной силовой турбиной (ССТ), передающей взлетную мощность СУ посредством системы трансмиссии на широкохордовые ДНВ и/или один ВОВ, имеющий лопатки с большой их круткой, работающий по тянущей схеме для создания в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-R1) маршевой тяги, направленной горизонтально назад и по оси симметрии при выполнении ВВП и КВП, на горизонтальных или переходных режимах полета, но и оснащен трапециевидным КАИС, установленным на поворотном в горизонтальной плоскости шарнире, смонтированном сверху фюзеляжа на поворачивающем его механизме со следящим приводом, обеспечивающим после выполнения ВВП и КВП от стреловидности χ=0° правой и левой или левой и правой его консолей изменение до противоположной стреловидности с углом χ=-60° и χ=+60° или χ=-65° и χ=+65° соответствующий при виде сверху синхронный поворот на вертикальной оси вращения, проходящей по оси симметрии и через центр масс, и от передней кромки КАИС на расстоянии равным 1/4 от его средней аэродинамической хорды, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения короткого или вертикального взлета с винтокрыла или вертолета с ДПНС-Х2 соответственно в реактивные скоростной автожир для барражирующего полета или самолет бипланной схемы при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с двумя ДНВ, работающими на режимах их авторотации или в качестве верхних лопастей-крыльев асимметричной стреловидности (ЛКАС), снабженных возможностью синхронного их фиксирования с одновременной как организацией при виде сверху асимметричных параллельно установленных лопастей двух ДНВ, так и трансформацией ДНВ, осуществляемой на переходных режимах полета последовательно, когда после взлетного режима, набора высоты и выполнения разгонного полета лопасти, например, левого и правого ДНВ одновременно остановлены так, что при виде сверху их наступающие лопасти размещены спереди и сзади КАИС и соответственно зафиксированы с обратной и прямой стреловидностью под углом χ=-30° и χ=+30° к передней кромке соответствующих консолей КАИС при одновременном последующем изменении противоположной стреловидности консолей КАИС до χ=±60° или χ=±65° с организацией для высокоскоростных режимов полета в самолетной конфигурации зеркально-асимметричных ЛКАС к соответствующей консоли КАИС, имеющего закругленные или треугольные в плане законцовки наравне с трапециевидными ЛКАС, зафиксированными под углом χ=±30° к передней кромке КАИС, например, с углом стреловидности правой χ=-60° и левой его консоли χ=+60°, образующими совместно с консолями КАИС соответствующие Х-образные стреловидности (ХОС), преобразуют, изменяя стреловидность КАИС от χ=0° до χ=±60°, большое его удлинение с λ=9,0…10,77 до умеренного удлинения системы полукрыльев ХОС с λ=3,48…4,0 в конфигурации реактивного самолета, но и обратно. Все это позволит в сверхзвуковом БУСВ с КАИС и ЛКАС в системе полукрыльев ХОС упростить управляемость и повысить ее стабильность. В конфигурации автожира с авторотирующей и самолета с системой полукрыльев ХОС, первая из них снабжена многоскоростной автоматической коробкой передач, управляющей снижением скорости вращения ДНВ до 150 мин^-1 или 100 мин^-1 и углом атаки лопастей ДНВ, но и плоскостью их вращения. Что приводит к уменьшению вращательного сопротивления ДНВ на 15%. В случае отказа ССТ на режимах ВВП и зависания КГтД выполнен с автоматическим выравниванием и перераспределением при этом оставшейся мощности ССТ для привода ДНВ, что повышает безопасность. Размещение КГтД с ССТ в ПКГ упрощает трансмиссию и в конфигурации реактивных крылатого автожира/самолета обеспечивает скорость 550/880 км/ч. На форсажных режимах полета и высоте полета 11 км палубный БУСВ достигает сверхзвуковой скорости полета 1084…1105 км/ч.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения палубного сверхзвукового БУСВ, имеющего КАИС при χ=±60° с ЛКАС и в КМГ КГтД с двумя ССТ, приводящими ДНВ в ДПНС-Х2 и/или ВОВ в ПРС-R1 с плоскими соплами, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах спереди, сверху и сбоку соответственно а), б) и в):

а) в полетной конфигурации реактивных вертолета и винтокрыла с КГтД и ССТ, приводящими системой трансмиссии соответственно ДНВ и ДНВ и ВОВ в ПРС-R1, и поперечными ДНВ, вращающимися над КАИС, создающими подъемную силу;

б) в полетной конфигурации вертолета и самолета с ДНВ, показанные при зафиксированном КАИС с χ=0° и χ=±60° в ХОС с ЛКАС и χ=±30° условно пунктиром и со сдвоенными передними кромками и потоком воздуха, направленным перпендикулярно к передней кромке левого ДНВ и параллельно оси симметрии правого ЛКАС;

в) в стояночной конфигурации с ЛКАС над КАИС, имеющим сложенные концевые части, размещены по оси симметрии при сложенных к последней килей оперения.

Палубный сверхзвуковой БУСВ, представленный на фиг. 1, выполнен по концепции ДПНС-Х2 и ПРС-R1, имеет планер из алюминиевых сплавов и композитного углепластика, содержит фюзеляж 1, трапециевидное КАИС 2 с закрылками 3 и элеронами 4 на концевых частях 5 показано при стреловидности χ=0° и χ=±60°, смонтировано на поворотном шарнире 6. Инвертированные V-образные кили 7 с рулевыми поверхностями 8, смонтированы при виде спереди по внешним бортам хвостовых балок 9, интегрированных с профилированной кормовой частью фюзеляжа 1, имеющей V-образную в плане заднюю кромку 10, снабженной по оси симметрии кормовым обтекателем 11, имеющим выдвижную штангу магнитометра и опускаемую лебедкой на тросе под водой антенну гидроакустической станции (на фиг. 1 не показано). Две ССТ в КГтД установлены в кормовой гондоле 12 с кольцевым обтекателем ВОВ и главным редуктором (на фиг. 1 не показано). Большие стороны 13 плоских боковых воздухозаборников фюзеляжа 1 выполнены, открывая/закрывая их вход, отклоняемыми вверх/вниз к пластинчатым отсекателям 14. Над КАИС 2 на каплевидной формы обтекателях 15 установлены широкохордовые правый 16 и левый 17 ДНВ с трапециевидными лопастями, имеющими направление их вращения при виде сверху против и по часовой стрелки и закругленные в плане законцовки 18, работают с изменением общего и циклического их шага при компенсации реактивного крутящего момента на режимах зависания, выполнены с жестким креплением и автоматом перекоса их лопастей ДНВ 16-17, но и возможность фиксации двух ЛКАС с зеркальной к соответствующей консоли КАИС их стреловидностью χ=±30°. Кормовая гондола 12 КГтД имеет передние и задние управляемые створки 19 для дополнительного в нее подвода воздуха, но и внешний и внутренний контуры с ВОВ в ПРС-R1 и ССТ, выполнен с передним выводом вала для отбора мощности от ССТ и ее передачи на промежуточный и главный редукторы (на фиг. 1 не показаны), который перераспределяет 100% или 72% и 100% от взлетной мощности СУ соответственно при выполнении зависания между ДНВ 16-17 в ДПНС-Х2 или при транс- и сверхзвуковом крейсерском полете на ВОВ в ПРС-R1 от ССТ, имеющих на конце гондолы 12 плоские реактивные сопла 20 со скошенными в плане задними кромками, размещенными параллельно V-образной в плане задней кромке 10. Инвертированные кили 7, отклоненные вниз и наружу от плоскости симметрии, имеют спереди и сзади на концах их законцовок соответствующие пары ИК-излучателей 21 с ИК-приемниками 22. Трехопорное убирающееся колесное шасси, имеющее переднюю 23 и главные боковые опоры 24.

Управление БУСВ обеспечивается циклическим и общим изменением шага ДНВ 16-17 и отклонением элеронов 4 и рулевыми поверхностями 8. При крейсерском скоростном или высокоскоростном полете в конфигурации реактивных автожира или самолета подъемная сила создается авторотирующими ДНВ 16-17 с КАИС 2 или КАИС 2 с зафиксированными ЛКАС 16-17 ДНВ (см. фиг. 1б), маршевая реактивная тяга - ВОВ в ПРС-R1 через реактивные плоские сопла 20, на режиме перехода - КАИС 2 с ДНВ 16-17. После создания подъемной тяги ДНВ 16-17 в ДПНС-Х2 обеспечиваются режимы ВВП и зависания или КВП при создании плоскими соплами 20 реактивной тяги (см. рис. 1a). При выполнении ВВП и зависания изменение балансировки по крену и тангажу, курсу, обеспечивается соответственно дифференциальным изменением тяги двух ДНВ 16-17 и изменением соответствующего циклического шага посредством автомата их перекоса (см. рис. 1а). После вертикального взлета и набора высоты выполняется разгонный полет на скоростях более 300…350 км/ч и осуществляется соответствующее уменьшение оборотов вращения поперечных ДНВ 16-17.

По мере разгона с ростом подъемной силы КАИС 2 подъемная сила ДНВ 16-17 уменьшается. При достижении скоростей полета 450…500 км/ч и для перехода на самолетный режим полета ДНВ 16-17 синхронно останавливается и фиксируются так, что его ЛКАС 16-17 размещены при виде сверху наружу от оси симметрии и с противоположной стреловидностью по передним их кромкам, образуя крылья ХОС с χ=±30° (см. фиг. 1б). При создании реактивной тяги плоскими соплами 20 производится сверхзвуковой крейсерский полет БУСВ на высоте полета 11 км, при котором путевое управление обеспечивается асинхронным отклонением рулей 8 на килях 7. Продольное и поперечное управление осуществляется синхронным и дифференциальным отклонением соответственно рулей 8 на килях 7 и внешних элеронов 4 на КАИС 2.

Таким образом, сверхзвуковой БУСВ с КГтД и двумя ССТ, имеющий для создания вертикальной тяги ДНВ в ДПНС-Х2 и горизонтальной тяги ВОВ в ПРС-R1, представляет собой конвертоплан с работающими ДНВ или зафиксированными их ЛКАС, изменяющий свою полетную конфигурацию только благодаря изменению условий работы ДНВ так, что набегающий поток при вертолетном и самолетном режимах полета встречают одновременно соответственно передние кромки наступающих лопастей ДНВ и зафиксированных ЛКАС, когда при вращении левого/правого ДНВ в ДПНС-Х2 отступающие их внутренние лопасти с задней и передней их кромками превращаются в прямом полете после фиксации соответственно в переднюю и заднюю кромки внутренних консолей неподвижных их ЛКАС. Что позволит КАИС и ЛКАС с углом атаки α=6° и их стреловидностью в системе ХОС χ=±30° в отличие от эллиптического их профиля с тупой задней кромкой, создающей большее сопротивление профиля, чем острая задняя кромка чечевицеобразного профиля, уменьшить вес планера палубных БУСВ, выполненных по малозаметной технологии с радиопоглощающими материалами, увеличить взлетный вес на 17%, либо дальность полета на 29% при сохранении взлетного веса в составе авиационной группы двух БУСВ (см. табл. 1), особенно, с головным гибридным ударным самолетом-вертолетом (ГУСВ).

Несомненно, широкое применение в комбинированной СУ КГтД, ВОВ которого созданы на базе турбин от ТРДД типа Д-30КУ, позволит освоить семейство сверхзвуковых БУСВ и ГУСВ (см. табл. 1), базируемых на АНК, повышающих их боевую устойчивость и создающих буферную авиазону между ПВО НК-цели и АНК или его ИН

Реферат

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть применено в конструкции реактивных конвертируемых винтокрылых летательных аппаратов. Беспилотный ударный самолет-вертолет (БУСВ) имеет фюзеляж, комплекс вооружения на пусковых устройствах, крыло с органами управления, двигатель силовой установки, бортовую систему управления, обеспечивающую телемеханическое управление с командного пункта (КП) корабля-носителя. БУСВ содержит крыло асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС) и на его консолях два двухлопастных несущих винта (ДНВ), инвертированное V-образное оперение и в кормовой гондоле свободные силовые турбины, приводящие ДНВ и/или выносной вентилятор, создающие при вертикальном и коротком взлете и посадке (ВВП и КВП) подъемную силу и маршевую реактивную тягу с работающими/авторотирующими поперечными ДНВ или зафиксированными их лопастями-крыльями асимметрично изменяемой стреловидности под углом χ=±30° к передней кромке КАИС с углом стреловидности χ=±60° при горизонтальном полете в конфигурации реактивных винтокрыла/крылатого автожира или трансзвукового самолета. Обеспечивается повышение скорости и дальности полета, увеличение вероятности поражения подводной или надводной цели, расположенной на большой дальности. 3 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

Формула

2. Беспилотный ударный самолет-вертолет по п. 1, отличающийся тем, что набегающий поток при самолетном и вертолетном режимах полета встречают одновременно передние кромки зафиксированных ЛКАС и наступающих внешних лопастей левого и правого ДНВ, которые, вращаясь, например, соответственно по часовой и против стрелки в ДПНС-Х2, имеют отступающие их внутренние лопасти с передними и задними их кромками, превращающимися в прямом полете, изменяя после установки на противоположный угол их атаки, в задние и передние кромки зафиксированных консолей неподвижного левого и правого ЛКАС, имеющих с противолежащими их лопастями равновеликий или меньший угол атаки с адаптивной зависимостью, исключающей несимметричный срыв потока вдоль размаха их ЛКАС, при этом лопасти каждого ЛКАС имеют симметричный профиль, который в диапазоне параметров угла их атаки α=3°…α=8° и относительной их толщины

=4%…

=8% обеспечивают, увеличивая скорость потока между задними вихрями через верхнюю поверхность чечевицеобразного или ромбовидного профиля, имеющего закругленные углы на его меньшей диагонали, значительное снижение сопротивления за счет того, что нижний задний вихрь, смещаясь назад от задней кромки ЛКАС, уменьшит площадь поперечного сечения нижнего вихря при значительном увеличении потока над верхней поверхностью профиля в продолжение передней четверти поверхности, вызывая значительное более низкое распределение давления в этой части профиля, причем инвертированные V-образные кили с рулевыми поверхностями, смонтированные при виде спереди по внешним бортам хвостовых балок вниз и наружу под углом 47° от плоскости симметрии, имеют спереди и сзади на концах их законцовок соответствующие пары инфракрасных (ИК) излучателей с ИК-приемниками, при этом фюзеляж, имеющий при виде сбоку трапециевидную конфигурацию, выполнен с длиной в 1,1…1,2 раза больше диаметра ДНВ, что обеспечивает размещение как консолей повернутого КАИС над скошенными носовой и кормовой его частями и вдоль оси симметрии, так и лопастей ДНВ без выноса от конца и носа фюзеляжа в походно-транспортной конфигурации с предварительно сложенными лопастями ДНВ к центру масс и вдоль консолей КАИС наравне со сложенными вниз концевыми частями КАИС, размещенными под консолями КАИС, имеющими размах равновеликий длине фюзеляжа, так и килями оперения, складываемыми вниз поочередно к оси симметрии, размещаясь один под другим в кормовой части фюзеляжа, ширина предварительно сложенных килей не превышает ширину фюзеляжа с повернутыми консолями КАИС и сложенными лопастями ДНВ в стояночной конфигурации, уменьшающей в 7,2…7,3 раза стояночную площадь от взлетной площади после, причем в системе трансмиссии, например, один КГтД размещен за центром масс в кормовой гондоле, в которой между ВОВ и ССТ смонтирован соосно с двумя последними промежуточный редуктор, имеющий продольный по его оси как входной вал от ССТ, так и выходные внешний и внутренний соосные валы, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ВОВ, а второй продлен за ВОВ и передает через муфту сцепления крутящий момент на Т-образный при виде сбоку главный редуктор ДПНС-Х2, вертикальная колонка выходного вала которого, являясь жесткой осью поворотного шарнира КАИС, размещена соосно и над последним, имеет от нее и внутри консолей КАИС поперечные валы, передающие равновеликую мощность на соответствующие при виде спереди угловые редукторы ДНВ, смонтированные в вертикально ориентированных каплевидной формы обтекателях с выходными вертикальными валами, равноудаленными в плане от центра масс, при этом на режимах ВВП и зависания при удельной нагрузке на мощность его СУ, составляющей ρ_N=2,05 кг/л.с., каждая упомянутая ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего систему управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности ДПНС-Х2, составляющей ρ_ВТ=1,68, включает режимы работы ССТ как взлетный, так и чрезвычайный режим (ВР и ЧР) при отборе потребной ее мощности на привод упомянутых ДНВ соответственно как от двух работающих ССТ, так и от одной из работающих ССТ с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности между двумя ДНВ при отказе соответствующей ССТ в КГтД, например, даже в последнем случае после автоматического включения ЧР работы оставшейся в работе ССТ, которая при удельной вертикальной тяговооруженности упомянутой ДПНС-Х2, составляющей ρ_ВТ=1,23 или ρ_ВТ=1,11, обеспечит два режима аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 минут или 30 минут соответственно, при этом в каждой ССТ система УФБП содержит один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для выявления данных, касающихся расхода воздуха (G_B, кг/с) через компрессор ССТ, температуры газов (Т_Г, К) перед турбиной ССТ, суммарной степени сжатия (К) компрессора, а также один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для обнаружения относительного положения и его фюзеляжа, и дисков вращения их ДНВ для относительного их положения относительно уровня земли или поверхности посадочной площадки, а также различных препятствий на пути следящего их безопасного снижения, компьютер управления полетом, расположенный в его БСУ и находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, компьютер управления полетом сконфигурирован чтобы определить относительную позицию между его фюзеляжем с его колесным шасси и уровнем земли или поверхностью посадочной площадки, сравнить относительную позицию его фюзеляжа и несущей его системы с выбранной относительной их позицией, определить скорость управляемого снижения, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение, преобразовать скорость следящего устройства во входы управления полетом, а также обеспечить прямое управляемое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, причем упомянутые ДНВ выполнены с жестким креплением их лопастей и автоматом прекоса, управляющим балансировкой по курсу, тангажу и крену посредством соответствующего изменения циклического и общего шага ДНВ, при этом на конце фюзеляжа имеется профилированная кормовая часть, которая, образуя несущую поверхность, интегрирована по внешним бортам хвостовых балок с килями хвостового оперения и имеет V-образную в плане заднюю кромку, размещенную параллельно скошенным задним кромкам плоских сопел КГтД с термопоглощающим покрытием, уменьшающим ИК-заметность, и по оси симметрии нижний обтекатель, имеющий на его конце отсек с выдвижной штангой магнитометра и в нижней его нише с открываемыми створками опускаемую под воду лебедкой на тросе антенну гидроакустической станции, при этом в полетной конфигурации автожира с авторотирующими ДНВ при корабельном базировании БУСВ, несущим авиационные противолодочные и противокорабельные ракеты (АПР и ПКР), обеспечивает соответствующую борьбу с подводной лодкой (ПЛ) и надводным кораблем (НК), причем при противолодочной обороне используется опускаемая гидроакустическая система, состоящая из индикатора акустических сигналов и двух приемников для их приема от гидроакустической антенны, их кодирования и передачи по восьмиканальной закрытой связи на авианесущий корабль (АНК) для обработки в реальном масштабе времени при обнаружении ПЛ-цели, но и регистрации в запоминающем устройстве БСУ координат точки обнаружения ПЛ-цели при передаче на АНК и его КП, при этом высокочувствительным магнитометром, имеющим магниточувствительный элемент, работающий на расстоянии 30 м от водной поверхности, и связанным с БСУ БУСВ, 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 АНК и его КП, причем упомянутая БСУ имеет как радиоканал закрытой связи с АНК, 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 АНК об уничтожении им выбранных, при этом в процессе наведения одной или двух АПР залпа на цель автоматически определяется значение вводимого адаптивного угла упреждения, который при сближении с целью корректируется, причем введение угла упреждения в двух плоскостях осуществляется за счет разворота оси диаграммы направленности акустической головки электронным способом, обеспечивающим попадание одной или двумя АПР залпа преимущественно в прочный корпус ПЛ-цели, при этом планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а упомянутый фюзеляж, имеющий скошенные их боковые стороны в соответствующих его носовой, центральной и кормовой частях, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют при виде спереди пятигранное или шестигранное поперечное сечение, но и среднюю часть фюзеляжа граненной конфигурации с острой средней линией, снабжен снизу отсеками колесного шасси и ПУ вооружения в бомбоотсеках, каждый из которых имеет автоматические створки с пилообразными поперечными и продольными их сторонами, причем комплекс вооружения имеет авиационные управляемые ракеты воздух-воздух, обеспечивающие борьбу с воздушной целью, и авиационные пушку или крупнокалиберный четырехствольный пулемет, установленные в обтекателе под носовой частью фюзеляжа и поражающие дозвуковые ударные беспилотные летательные аппараты (БЛА) и крылатые ракеты.