Беспилотный авиационный ракетный комплекс и способ его применения - RU2690142C1

Чертежи

Описание

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных сверхзвуковых истребителей-носителей, имеющих в турбопрямоточной многорежимной силовой установке прямоточные воздушно-реактивные двигатели, два из которых установлены в крыльевых гондолах и один в трехдвигательной гондоле фюзеляжа между двух турбореактивных двухконтурных двигателей с управляемым вектором тяги плоских их сопел и отбором сжатого воздуха от их компрессоров на подконсольные сопла, изменяющие балансировку по тангажу и только при коротком взлете и посадке, размещенные на концах переднего горизонтального оперения, близко расположенного к среднерасположенному дельтовидному крылу и перед боковыми надкрыльными воздухозаборниками гондолы фюзеляж.

Известен сверхзвуковой самолет проекта QSST консорциума «SAI» г. Невада (США), имеющий конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов, фюзеляж с плавным сопряжением дельтовидного в плане крыла, переднее горизонтальное оперение, вертикальное оперение, выполненное совместно с инвертированным V-образным прямым в плане стабилизатором, содержит два ТВРД в гондолах, передние и задние части которых смонтированы соответственно под крылом типа "чайка" и по внешним их бортам с законцовками стабилизатора и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой вспомогательной и главными опорами.

Признаки, совпадающие - наличие того, что дельтовидное в плане крыло со стреловидностью по передней кромке +60°, имеющее при его размахе Lкр=19,2 м удлинение Х=2,0 и тонкий профиль с относительной толщиной 3,2%, выполнено по типу "чайка, оснащено впереди крыла трапециевидное ПГО, увеличивающим несущую способность комбинации «ПГО-крыло», и в задней части крыла гондолами ТВРД, передние и задние части которых смонтированы соответственно под округленными изломами крыла типа "чайка" и под законцовками инвертированного V-образного стабилизатора. Конструкция планера самолета выполнена из титановых сплавов, имеет развитое вертикальное оперение, смонтированное на конце фюзеляжа длиной 40,35 м, консоли стабилизатора которого расположены вниз под большим отрицательным углом поперечного V=-25°. Два ТВРД силовой установки смонтированы в подкрыльных гондолах и обеспечивают на высоте 15,5 км крейсерскую скорость полета до 1909 и максимальную - 2147 км/ч, но и дальность его полета около 4 тыс. миль.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что дельтовидное в плане крыло без дополнительного управления подъемной силой не обеспечивают способности уменьшения скорости взлета и посадки. Вторая - это то, что два ТВРД смонтированы в подкрыльных гондолах, имеющих площадь миделя почти сопоставимую с площадью миделя центральной части фюзеляжа, это также не способствуют уменьшению аэродинамического сопротивления, снижению удельного расхода топлива, а при отказе одного из них увеличивается также и асимметричность горизонтальной тяги. Третья - это то, что концевые части крыла для увеличения его подъемной силы имеют значительную кривизну и крутку, что создает приемлемое протекание концевого срыва, но треугольная форма крыла в плане ухудшает естественное ламинарное сверхзвуковое обтекание его профиля и, особенно, на внешних поверхностях, так как треугольное крыло больше всего расположено к концевому срыву. Четвертая - это то, что вертикальное оперение не обеспечивает продольно-поперечной стабильности, и для улучшения этого фюзеляж самолета имеет увеличенную длину, превышающую размах крыла в 2,1 раза, что значительно увеличивает массу его планера. Пятая - это то, что стойки главного колесного шасси смонтированы под изломами высокорасположенного крыла типа "чайка" и, следовательно, весьма осложняет в сложенном их состоянии размещение в нишах корневой части крыла и фюзеляжа, но и увеличивает их высоту, что также ведет к увеличению массы его планера.

Известен авиационный ракетный комплекс «Кинжал» для поражения надводных целей (НЦ) на больших дальностях до 2000 км, включающий сверхзвуковой истребитель-носитель (СИН), в центральной части фюзеляжа на подвесной консоли подфюзеляжного пускового устройства (ПУ) которого размещена одна гиперзвуковая управляемая ракета (ГЗУР) типа Х-47М2 с ее системой наведения. Аэродромного базирования СИН типа МиГ-31БМ выполнен с высокорасположенным трапециевидным крылом, двухкилевым вертикальным и цельно-поворотным горизонтальным оперением, содержит двигатели Д-30Ф6 для обеспечения доставки ГЗУР к району расположения НЦ и бортовую систему управления оружием. ГЗУР типа Х-47М2 массой 4615 кг, имеет длину 7,93 м и содержит боевую часть (БЧ). Система управления ГЗУР снабжена аппаратурой с коррекцией ошибки, накопленной комбинированной трехосевой инерциальной навигационной системой управления по данным приёмника сигналов спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС о местонахождения НЦ. После отделение ракеты, стабилизации аэродинамическими рулями, сброса хвостового обтекателя и запуска двигателя ГЗУР, ракета уходит вверх и достигает высоты порядка 50 км, где двигатель отключается, затем БЧ отделяется и переходит в снижение, на котором уже без тяги двигателя и разгоняется до скорости полета с числом Маха М=10 На этом участке она может маневрировать, используя накопленную инерцию аэродинамические рулевые поверхности в соответствии с командами, осуществляющими коррекцию траектории ракеты для выхода в точку поиска НЦ; включение головки самонаведения (ГСН) и поиск НЦ; коррекция траектории по данным ГСН и передача управления ей; срабатывание взрывателей при контакте с целью подрыва ее БЧ. После чего СИН продолжает полет и возвращается на аэродром базирования.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является противокорабельный ракетный комплекс (ПКРК) "Super Icara" (Великобритания), используемый с пускового устройства (ПУ) корабля-носителя (КН) одноразовый автономный реактивный самолет-носитель (АРСН), содержащий фюзеляж, несущее крыло с органами управления, двигатель силовой установки (СУ), бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую автономное (АУ) и дистанционное или телемеханическое управление (ТМУ) с командного пункта КН, бортовой источник питания, отделяемую противокорабельную ракету (ПКР), состыкованную посредством узла отделения с АРСН и предназначенную для поражения надводной цели (НЦ).

Признаки, совпадающие - габариты ПКРК без корабельного ПУ: длина 3,42 м, размах крыльев 1,52 м, высота 1,57 м. Боевая часть: самонаводящаяся малогабаритная торпеда (МГТ) типа Мк.44. Летные характеристики: максимальная и минимальная высота полета соответственно 300 м и 15-20 м. Ввиду значительного веса АРСН с МГТ 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 АРСН осуществлялся в направлении, максимально приближающем к цели сбрасываемую торпеду. Данные о местоположении цели поступали от гидроакустической системы (ГАС) надводного КН, другого корабля или палубного 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 самонаводящаяся торпеда (Мк 44, полу утопленная с подфюзеляжным ее расположением в корпусе АРСН по радиокоманде отделялась, спускалась на парашюте, входила в воду и начинала поиск НЦ. 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 ПКРК "Super Icara" (Великобритания) увеличения полезной нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, увеличения вероятности поражения цели, расположенной на большой дальности, обеспечения возможности разгонного полета для достижения последующего полета со скоростью до 2-4 Маха в районе предполагаемого местонахождения цели, но и возможности возврата на палубу КН для повторного использования и трансформации в походную конфигурацию для перевозки в грузовом отсеке на ложементе надводного авианесущего КН.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного ПКРК "Super Icara", используемого с КН, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он оснащен, по меньшей мере, двумя возвращаемыми на палубу авианесущего КН беспилотными сверхзвуковыми истребителями-носителями (БСИН), имеющими в комбинированной турбопрямоточной многорежимной или в трех-, или пятидвигательной СУ два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) соответственно с один прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД), смонтированным внутри хвостовой части фюзеляжа в трехдвигательной гондоле (ТДГ) между двух форсажных ТРДД или ПВРД в ТДГ с двумя ПВРД, смонтированными в крыльевых гондолах на концах внутренних секций среднерасположенного дельтовидного крыла (СДК), при этом ТРДД имеют как отбор сжатого воздуха от их компрессоров и его направления по воздухоотводящим каналам к подконсольным соплам (ПКС) переднего горизонтального оперения (ПГО), создающим реактивную силу регулируемой величины и направления для осуществления подъема и управления по тангажу и только при коротком взлете и посадке (КВП), так и управление вектором тяги (УВТ) для создания совместно с ПКС ПГО подъемно-маршевой тяги и изменения продольной балансировки при выполнении КВП, а также создают маршевую реактивную тягу при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета после отключения отбора сжатого воздуха от ТРДД на ПКС трапециевидного ПГО, размещенного с положительным углом поперечного V и близко к СДК и перед над-крыльными воздухозаборниками (НВЗ), смонтированными по бокам фюзеляжа, выполненного по правилу площадей с плавным его сопряжением с СДК в интегральной аэродинамической компоновке утка с единым несущим корпусом и ПГО, но и выполненными с возможностью преобразования полетной их конфигурации после выполнения КВП с соответствующего самолета с ПКС ПГО и ТРДД с УВТ в сверхзвуковой БСИН со скоростью полета до М=2,0 или М=4,0 Маха соответственно при работе в СУ двух ТРДД или одного и трех ПВРД, но и обратно, причем на режимах КВП для осуществления подъема и изменения балансировки по тангажу среднерасположенное ПГО выполнено с возможностью синфазного синхронного отклонения его закрылок совместно с отклонением внутренних и внешних закрылок СДК, снабжено внутренними воздухоотводящими от компрессоров ТРДД каналами ПКС, синхронно взаимодействующими на режимах создания сбалансированной реактивной силы от ПКС ПГО и подъемно-маршевой тяги от ТРДД с УВТ в струйных системах, размещенных спереди и сзади от центра масс соответственно холодного и горячего выхлопа реактивной струи, причем при виде сверху консоли ПГО, расположенные за кабиной пилота в наиболее широкой части наплывов СДК так, что задняя его кромка размещена параллельно передней кромке соответствующего бокового НВЗ, имеющего S-образную при виде сверху конструкцию левого и правого воздуховодов ТДГ, кормовая часть которой смонтирована между разнесенных хвостовых балок, при этом внешние стреловидные секции СДК снабжены цельно-поворотными в вертикальной продольной плоскости трапециевидными концевыми частями, смонтированными с положительным углом поперечного V, используемыми при дифференциальном и синфазном их отклонении вверх/вниз в качестве элевонов СДК, причем надкрыльное двухкилевое оперение (НДО) имеет высокорасположенный стабилизатор (ВС), смонтированный по внешним бортам фюзеляжа или на законцовке форкиля над закрылками СДК и вертикальные кили (ВК), установленные на концах внутренних секций СДК или на крыльевых гондолах, экранирующие с боков сопла ТРДД, при этом скошенные боковые стороны фюзеляжа в соответствующих его носовой, центральной и кормовой частях, включая и ТДГ с ее боковыми НВЗ, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют ромбовидное поперечное сечение, но и нижнюю развитую часть фюзеляжа граненной конфигурации при виде спереди с острой нижней линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая носовые фюзеляжные наплывы, наплывы СДК и переднюю кромку клиновидного профиля СДК, имеющего внутренние трапециевидные секции с размахом равновеликим размаху ПГО, причем планер БСИН снабжен подфюзеляжными трапециевидными килями, которые отклонены наружу, смонтированы под разнесенными балками или крыльевыми гондолами, имеют на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, при этом планер БСИН выполнен по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием.

Кроме того, у БСИН упомянутое НДО, имеющее как при виде сверху прямой или обратной стреловидности его горизонтальный прямой ВС, консоли которого параллельно размещены соответственно задней кромке внешних или внутренних секций СДК, выполнен с наклоненными во внутрь к оси симметрии ВК, имеющими цельно-поворотные стреловидные или трапециевидные концевые части, так и при виде спереди консоли ВС и ВК, которые параллельно размещены верхней поверхности СДК и наклонным боковым сторонам фюзеляжа с ТДГ соответственно, но и ВС, образующий схему биплан с задней частью внутренней секции СДК, увеличивает площадь сечения последней, что инициирует инвертированную ударную волну, движущуюся навстречу головной, уменьшенной носовым V-образным в плане фюзеляжным наплывом, а значит, в результате их интерференции интенсивность результирующей ударной волны уменьшается, но и распределение мощности последней по большей площади, включая ПГО, приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии и отводу звукового удара, возникающего в момент преодоления звукового барьера, и вверх, и по бокам, но и, приглушая звуковое возмущение и являясь гасителем звукового удара, удерживает дольше на высоте его полета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли, при этом у БСИН НВЗ выполнен в виде трансформируемого воздухозаборного устройства (ТВЗУ), преобразующего сверхзвуковую часть ТВЗУ с двумя способами подачи воздуха, но и обратно, причем одновременно переключая подачу воздуха между каналами воздуховода управляемыми створками так, что ТВЗУ на взлете работает на каждый ТРДД при перекрытии входа в ПВРД, при наборе скорости М=2,0 происходит при перекрытии входа каждого ТРДД переключение на ПВРД в ТДГ, при этом каждый ПВРД с центральным телом конической двухступенчатой формы, обеспечивающей различные требуемые числа Маха по ступеням, создает приемлемые тяги в широком диапазоне чисел Маха, имеет расщепляющееся сверхзвуковое сопло, которое в сомкнутом конусообразном виде при работе ТРДД обеспечивает безотрывный сток обтекающих гондол ПВРД воздушного потока, а при работе ПВРД их сопла охлаждаются воздухом, поступающим через ряд отверстий в задней части их корпуса и проходящим через узкую щель между соплом и корпусом ПВРД.

Кроме того, на режимах КВП БСИН каждый его ТРДД, выполненный с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе сжатого воздуха на ПКС упомянутого ПГО, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги между плоских сопел ТРДД с УВТ, размещенных между килей упомянутого НДО, экранирующего 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 внутренние и внешние секции СДК, имеющие пилообразную в плане заднюю кромку соответственно с обратной и прямой стреловидностью, размещенную параллельно соответственно задней и передней кромке соответствующей консоли ПГО, причем каждый боковой НВЗ, выполненный с автоматически регулируемым центральным клином, имеет при виде сбоку прямой или обратной стреловидности переднюю кромку входного устройства НВЗ, которая параллельно размещена задней или передней кромке подфюзеляжного киля соответственно и снабжен для отделения пограничного слоя от фюзеляжа V-образными при виде спереди пластинчатыми отсекателями, верхние и нижние из которых размещены при этом соответственно параллельно боковой стороне фюзеляжа и верхней поверхности СДК, улучшая экранирование лопаток компрессора ТРДД и отведение пограничного слоя, повышает коэффициент восстановления полного давления, но и уменьшает заметность и его аэродинамическое сопротивление, при этом СДК с предкрылком по всему размаху имеет внешние его секции, выполненные складывающимися с каждой стороны во внутрь к оси симметрии и вдоль единой линии, параллельно размещенной к последней, причем 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, образующие с незамкнутыми передней и задней боковыми поверхностями пятиугольный люк-сопло (ПЛС), которое, имея площадь и ширину равновеликие переходнику 29 сопла пятигранной формы, создает соответствующее отклонение вектора реактивной тяги с горизонтального на вертикальное, но и обратно, при этом на гранях нижней стенки 30 каждого сопла в диагонально расположенной паре, включающей переднюю прямоугольную 36 и заднюю трапециевидную в плане 37 створки, последняя из которых имеет на нижней ее стороне треугольную 38 при виде сзади концевую часть, выполненную с отгибом, угол которого равновелик углу между граней нижней стенки 30 и создающей при ее первоочередном отклонении вниз перед открыванием диагонально размещенных других плоских прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 створок непрерывную заднюю поверхность нижнего ПЛС, причем 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 передних 36 или задних 37 створок ПЛС, отклоняемых вниз поперечных 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, при этом в ПЛС поперечные прямоугольные в плане нижние створки 36 выполнены с возможностью их синхронного отклонения вверх на угол 22,5° наравне с пятиугольной 33 частью верхней створки 31, что создает на самолетных режимах полета возможность при синфазном и дифференциальном их отклонении вверх/вниз в левом и правом ПЛС изменение балансировки по тангажу и крену соответственно, причем после режима короткого взлета при переходе на самолетные режимы полета с работающими ТРДД, создающими реактивную тягу, два ПКС ПГО, которые как отключены/подключены от/к компрессорам ТРДД, так и когда не отклонены/отклонены вниз закрылки ПГО со створками 33, 36 плоских сопел УВТ обеспечивают два способа реализации горизонтального крейсерского/барражирующего полета соответственно с транс- или сверхзвуковой скоростью/малой дозвуковой скоростью полета.

Способ применения БАРК корабельного базирования на авианосце (АН), заключающийся в том, что НЦ обнаруживают в условиях наблюдения за ней по данным приёмника сигналов спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС, когда дистанция до НЦ, находящейся на значительном удалении от АН, известна ориентировочно, выдают на БСИН, несущий полу утопленную с подфюзеляжным расположением ПКР в корпусе БСИН, данные первичного целеуказания, выполняют предстартовую подготовку и проверку ПКР, вводят в БСУ БСИН полетное задание и после подъема двух БСИН на палубу АН и их поочередной выкатки на позицию старта, обеспечивается короткий взлет одного за другим БСИН, управляют ими на стартовом и маршевом участках траектории с использованием их БСУ и по командам от системы ТМУ с АН, удерживают маршевую малую высоту полета БСИН, обеспечивающую по данным приёмника сигналов спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС определение исходных координат НЦ и параметров ее движения, поиск НЦ на заданном маршруте, а при обнаружении и опознавании НЦ в БСУ вырабатывают команду и выполняют маневр БСИН набора высоты до 23 км и его разгона до сверхзвуковой скорости, соответствующей М=2,0, обеспечивающей запуск ПВРД БСИН для достижения сверхзвуковой скорости, соответствующей М=2,0-4,0, и последующего с него запуска гиперзвуковой ПКР, передают сигнал об обнаружении НЦ с ее координатами по системе взаимного обмена информацией с первой ПКР через БСУ головного БСИН на вторую ПКР залпа через БСУ ведомого БСИН, рассчитывают маневр с применением системы наведения ведомого БСИН с прогнозированием дальнейшего изменения параметров движения с точностью, сравнимой с адаптивным углом упреждения ее на НЦ, который автоматически определяется при сближении с НЦ и корректирует требуемый маневр для произведения залпа или поочередного запуска ПКР с коррекцией ошибки, накопленной комбинированной инерциальной системой управления по данным приёмника сигналов спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС, на конечном участке полета каждой ПКР используется инфракрасная ее головка самонаведения и программно-аппаратные средства автономного распознавания НЦ при сближении ее до момента столкновения с корпусом НЦ, поражают НЦ, после чего в БСУ каждого БСИН вырабатывают команды по их управлению для автоматического возврата на удалении 1250 км с и поочередной посадки с коротким пробегом на палубу АН.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить беспилотный авиационный ракетный комплекс (БАРК), который оснащен, по меньшей мере, двумя возвращаемыми на палубу авианесущего КН беспилотными сверхзвуковыми истребителями-носителями (БСИН), имеющими в комбинированной турбопрямоточной многорежимной или в трех-, или пятидвигательной СУ два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) соответственно с один прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД), смонтированным внутри хвостовой части фюзеляжа в трехдвигательной гондоле (ТДГ) между двух форсажных ТРДД или ПВРД в ТДГ с двумя ПВРД, смонтированными в крыльевых гондолах на концах внутренних секций среднерасположенного дельтовидного крыла (СДК), при этом ТРДД имеют как отбор сжатого воздуха от их компрессоров и его направления по воздухоотводящим каналам к подконсольным соплам (ПКС) переднего горизонтального оперения (ПГО), создающим реактивную силу регулируемой величины и направления для осуществления подъема и управления по тангажу и только при коротком взлете и посадке (КВП), так и управление вектором тяги (УВТ) для создания совместно с ПКС ПГО подъемно-маршевой тяги и изменения продольной балансировки при выполнении КВП, а также создают маршевую реактивную тягу при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета после отключения отбора сжатого воздуха от ТРДД на ПКС трапециевидного ПГО, размещенного с положительным углом поперечного V и близко к СДК и перед надкрыльными воздухозаборниками (НВЗ), смонтированными по бокам фюзеляжа, выполненного по правилу площадей с плавным его сопряжением с СДК в интегральной аэродинамической компоновке утка с единым несущим корпусом и ПГО, но и выполненными с возможностью преобразования полетной их конфигурации после выполнения КВП с соответствующего самолета с ПКС ПГО и ТРДД с УВТ в сверхзвуковой БСИН со скоростью полета до М=2,0 или М=4,0 Маха соответственно при работе в СУ двух ТРДД или одного и трех ПВРД, но и обратно, причем на режимах КВП для осуществления подъема и изменения балансировки по тангажу среднерасположенное ПГО выполнено с возможностью синфазного синхронного отклонения его закрылок совместно с отклонением внутренних и внешних закрылок СДК, снабжено внутренними воздухоотводящими от компрессоров ТРДД каналами ПКС, синхронно взаимодействующими на режимах создания сбалансированной реактивной силы от ПКС ПГО и подъемно-маршевой тяги от ТРДД с УВТ в струйных системах, размещенных спереди и сзади от центра масс соответственно холодного и горячего выхлопа реактивной струи, причем при виде сверху консоли ПГО, расположенные за кабиной пилота в наиболее широкой части наплывов СДК так, что задняя его кромка размещена параллельно передней кромке соответствующего бокового НВЗ, имеющего S-образную при виде сверху конструкцию левого и правого воздуховодов ТДГ, кормовая часть которой смонтирована между разнесенных хвостовых балок, при этом внешние стреловидные секции СДК снабжены цельно-поворотными в вертикальной продольной плоскости трапециевидными концевыми частями, смонтированными с положительным углом поперечного V, используемыми при дифференциальном и синфазном их отклонении вверх/вниз в качестве элевонов СДК, причем надкрыльное двухкилевое оперение (НДО) имеет высокорасположенный стабилизатор (ВС), смонтированный по внешним бортам фюзеляжа или на за-концовке форкиля над закрылками СДК и вертикальные кили (ВК), установленные на концах внутренних секций СДК или на крыльевых гондолах, экранирующие с боков сопла ТРДД, при этом скошенные боковые стороны фюзеляжа в соответствующих его носовой, центральной и кормовой частях, включая и ТДГ с ее боковыми НВЗ, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют ромбовидное поперечное сечение, но и нижнюю развитую часть фюзеляжа граненной конфигурации при виде спереди с острой нижней линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая носовые фюзеляжные наплывы, наплывы СДК и переднюю кромку клиновидного профиля СДК, имеющего внутренние трапециевидные секции с размахом равновеликим размаху ПГО, причем планер БСИН снабжен подфюзеляжными трапециевидными килями, которые отклонены наружу, смонтированы под разнесенными балками или крыльевыми гондолами, имеют на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, при этом планер БСИН выполнен по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием. Все это позволит в малозаметном БСИН на взлетно-посадочных режимах повысить продольную управляемость, а размещение ТРДД с УВТ между хвостовых балок и инвертируемого V-образного НДО позволит упростить систему воздуховодов для ПКС и экранировать форсажные ТРДД с плоскими соплами, смонтированными сверху над гребенчатой поверхностью с термопоглощающим слоем хвостовой части фюзеляжа, уменьшающей ИК-излучение ТРДД и имеющей пилообразную в плане заднюю ее кромку. Снизу хвостовой части фюзеляжа между двух ТРДД между гребенчатой его поверхностью вдоль оси симметрии размещена гондола ПВРД. Развитые наплывы СДК, носовая часть фюзеляжных наплывов с ПГО ограждают от радаров турбины ТРДД наравне со скосом передней кромки боковых НВЗ, но и увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ клиновидного СДК, что позволит достичь улучшенного большого ламинарного течения. Интегральная компоновка схемы «утка» с СДК и его НДО за счет большего экранного эффекта от ПГО и оптимизации аэродинамической компоновки под минимум лобового сопротивления при α=1,2°…1,4° реализует существенно более высокие максимальные числа Маха полета М≈4,0 в широком диапазоне высот Н=18…23 км. При этом боковые НВЗ, воздуховоды которых выполнены с S-образностью при виде сверху, ограждают турбины ТРДД от облучения радаром РЛС. Это позволит повысить безопасность полетов и использовать ТРДД меньших габаритов на 72-85% в их поперечнике, что уменьшит мидель ТДГ и ее аэродинамическое сопротивление, а ПКС ПГО позволят повысить наклонно-маршевую тяговооруженность до 33% в сравнении с отклоненными одними передними створками в плоских соплах ТРДД. Размещение боковых ПКС на концах ПГО позволит уменьшить вес планера, улучшить весовую отдачу и повысить дальность полета БСИН аэродромного или корабельного базирования, выполненного по малозаметной технологии. Последнее увеличивает вероятность поражения надводной цели, повышает эффективность противокорабельной обороны с полу утопленной с подфюзеляжным расположением гиперзвуковой ПКР Х-47М2 в режиме сверхзвукового полета БСИН на скорости М=2,0-4,0 и высоте полета 23 км, особенно, с комбинированной турбопрямоточной многорежимной пятидвигательной СУ с двумя ТРДД и тремя ПВРД, смонтированными внутри хвостовой части фюзеляжа в ТДГ и на консолях СДК в двух его крыльевых гондолах.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения малозаметного БСИН с ПКС на концах ПГО, тремя ПВРД и двумя форсажными ТРДД с УВТ плоских сопел, размещенных в ТДГ сверху хвостовой части фюзеляжа над его термопоглощающей гребенчатой поверхностью, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в) с расположением в ТРДД плоского сопла с передней и задней парами поперечных створок 32 и 33 в двух проекциях на виде г):

а) в полетной конфигурации БСИН КВП с полу утопленной ПКР, отклоненными вниз как закрылками СДК и ПГО при работающих ПКС на его концах, так и в плоских соплах УВТ каждого ТРДД с отклоненными вниз поворотными верхними створками 31 под углом 30° и передней пары поперечных нижних створок 36 под углом 45°;

б) в полетной конфигурации БСИН при скорости М=2,0 с не работающими ПВРД и не расщепленными их сверхзвуковыми соплами, но и СДК, в задней части внутренней секции которого смонтировано НДО, имеющее обратной стреловидности надкрыльный инвертированный V-образный в плане ВС и вертикально-наклонные во внутрь ВК, экранирующие с боков плоские сопла ТРДД, создающих реактивную тягу;

в) в полетной конфигурации БСИН при М=4,0 с реактивной тягой, создаваемой тремя ПВРД с расщепленными их соплами и с не работающими двумя ТРДД с отклоненными вниз верхними створками 31 под углом 45° в ТДГ, а на виде сзади с условным размещением правой внешней секции СДК после ее складывания во внутрь.

Малозаметный палубный БСИН, представленный на фиг. 1, выполнен по интегральной компоновке с плавным сопряжением фюзеляжа 1, снабженного снизу полу утопленной ПКР, и СДК 2 в интегральной аэродинамической компоновке «утка», образующей единый несущий корпус с фюзеляжными наплывами 3 и трапециевидным среднерасположенным ПГО 4, имеющим перед закрылками 5 боковые ПКС 6 струйной системы, смонтированным с положительным углом поперечного V и перед передней кромкой боковых НВЗ 7 единой ТДГ 8, которая при виде сбоку параллельно размещена передней кромке подфюзеляжных килей 9, смонтированных под разнесенными хвостовыми балками 10 (см. рис. 1а) или под крыльевыми гондолами (см. рис. 1 в). На законцовках подфюзеляжных килей 9 имеются видеокамеры 11 и ИК-излучатели 12. На кормовой части фюзеляжа 1 смонтирован форкиль 13 с ВС 14 и на концах внутренних секций 15 СДК 2 и над его закрылками 16 установлен ВК 17, образующие НДО, имеющее при виде сверху обратной стреловидности его горизонтальный ВС 14 и наклонные во внутрь к оси симметрии ВК 17, снабженные в их продолжении цельно-поворотными стреловидными концевыми частями 18. Между разнесенных хвостовых балок 10 установлены в ТДГ 8 два ТРДД 19 со скошенными назад плоскими соплами 20 и УВТ (см. фиг. 1а). С клиновидным профилем малого удлинения СДК 2 имеет предкрылки 21, внутренние трапециевидные секции 15 с закрылками 16 и внешние секции 22 с закрылками 16, выполненные с возможностью их складывания вверх к оси симметрии и снабженные цельно-поворотными концевыми частями 23, смонтированными с положительным углом поперечного V (см. фиг. 1а).

В турбопрямоточной СУ два ПВРД установлены в крыльевых гондолах 24 и один ПВРД в ТДГ 8 между двух форсажных ТРДД 19, имеющих отбор сжатого холодного воздуха от их компрессоров и его направления по воздуховодам струйной системы (на фиг. 1 не показаны) к ПКС 6 и перераспределение мощности между ПКС 6 ПГО 4 и плоскими соплами 20 ТРДД 19 с УВТ. Каждый ПВРД имеет расщепляющее сопло 25 и двухступенчатое конусное тело 26. Оба ТРДД 19 снабжены для режима КВП системой УВТ с плоскими соплами 20, установленными сверху хвостовой части фюзеляжа 1 над гребенчатой поверхностью 27 с термопоглощающим слоем, имеющими две неподвижные вертикальные боковые стенки 28 сопла 20. Каждое плоское сопло 20 ТРДД 19 имеет переходник 29, обеспечивающий плавное изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное (см. фиг. 1 г), 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 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 ПЛС с двумя передними прямоугольными 36 и двумя задними трапециевидными в плане 37 створками, имеющими на противоположных сторонах ПЛС 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 с незамкнутыми передней боковой поверхностью ПЛС, которое, имея площадь и ширину равновеликие переходнику 29 сопла пятигранной формы, создает требуемое отклонение вектора реактивной тяги. На гранях нижней стенки 30 каждого сопла 20 в диагонально расположенной паре, включающей переднюю прямоугольную 36 и заднюю трапециевидную в плане 37 створки, последняя из которых имеет на нижней ее стороне треугольную 38 при виде сзади концевую часть, выполненную с отгибом, угол которого равновелик углу между граней нижней стенки 30 и создающей при ее первоочередном отклонении вниз перед открыванием диагонально размещенных других плоских прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 створок непрерывную заднюю поверхность нижнего ПЛС. В ПЛС поперечные прямоугольные в плане нижние створки 36 выполнены с возможностью их синхронного отклонения вверх на угол 22,5° наравне с пятиугольной 33 частью верхней створки 31, что создает на самолетных режимах полета возможность при синфазном и дифференциальном их отклонении вверх/вниз в левом и правом ПЛС соответствующего ТРДД изменение балансировки по тангажу и крену соответственно (см. рис. 1г). В каналах ТДГ 8 имеются управляемые створки 39.

Управление малозаметным БСИН обеспечивается изменением тяги ПКС 6 ПГО 4, УВТ 20 ТРДД 19 и отклонением элевонов 23, рулей высоты 23 и направления 18. При крейсерском полете подъемная сила создается СДК 2 и ПГО 4, маршевая реактивная тяга - ТРДД 19 через сопло 20 при открытой верхней створке 31 и закрытых нижних двух передних 36 и двух задних 37, на режиме КВП - ПКС 6 ПГО 4 и каждым ТРДД 19 через сопло 20 при закрытой верхней створке 31 и открытых нижних створках двух передних 36 (см. фиг. 1г), на режиме перехода - СДК 2 с ПГО 4 с его ПКС 6 и двумя ТРДД 19 с УВТ 20. При переходе к режиму КВП закрылки 16 СДК 2 синхронно отклоняются на максимальные их углы. После создания подъемно-маршевой тяги ПКС 6 ПГО 4, и ТРДД 19 с УВТ 20 обеспечиваются режимы КВП малозаметного БСИН. Управление при этом по тангажу и крену обеспечивается соответственно изменением тяги двух передних ПКС 6 ПГО 4 с двумя задними УВТ 20 и двух левых ПКС 6-УВТ 20 с двумя правыми ПКС 6-УВТ 20 ТРДД 19 или синфазным и дифференциальным отклонением концевых частей 23 СДК 2.

После короткого взлета и набора высоты, убирается механизация СДК 2 и ПГО 4 при переходе на самолетные режимы полета с работающими ТРДД 19, создающими реактивную тягу, два ПКС 6 ПГО 4, которые отключены/подключены от/к компрессорам ТРДД 19, снабжены возможностью обеспечивать два способа реализации горизонтального полета когда не отклонены/отклонены вниз закрылки 5 с ПКС 6 со створками 33, 36 плоских сопел 20 УВТ соответственно как транс- или сверхзвукового полета, так и барражирующего малоскоростного полета. Причем два ТРДД 19 или три ПВРД создают реактивную тягу для сверхзвукового полета при М=2,0 или М=4,0 после соответствующего отклонения створок 39 в ТДГ 8 при котором путевое управление обеспечивается килями 18 инвертированного V-образного НДО 14-17. Продольное и поперечное управление в самолетной конфигурации осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением соответственно концевых частей 23 СДК 2.

Для улучшения рассеивания энергии ударной волны трапециевидное среднерасположенное ПГО 4 удерживает вверху и приглушает хлопок перехода через звуковой барьер за счет увеличения сечения головной части фюзеляжа 1, а ВС 14 обратной стреловидности совместно с инвертированным V-образным НДО 14-17 с отклоненными во внутрь килями 17-18 образуют модифицированную инвертированную ударную волну, движущуюся навстречу головной, уменьшенной носовым треугольным в плане фюзеляжным наплывом 3 звукового удара, а значит, в результате их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается, а распределение мощности последней по большей площади приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии, но и отводит звуковые удары, возникающие в момент преодоления звукового барьера, вверх, а также, приглушая звуковое возмущение, удерживает дольше на высоте его полета, а значит, ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли, а наличие дополнительной пары килей 9, удерживающих под крылом 2 ударную волну, способствуют также повышению его бесшумности.

Таким образом, малозаметный БСИН с тремя ПВРД и двумя ТРДД с УВТ, питаемыми ПКС, изменяющими балансировку по тангажу, представляет собой палубный СКВП, который выполнен по интегральной компоновке планера с ПГО, СДК и НДО. Поскольку размещение ПКС на концах ПГО и при отклонении его закрылок подъемная сила ПГО увеличится на треть, то выбрана такая схема с установкой ПКС перед его закрылками. При посадке цифровая ЭДСУ обеспечивает искусственную устойчивость БСИН, осуществляя согласованное отклонение концевых частей СДК, которые выполняют роль воздушного тормоза наравне с реверсом горизонтальной тяги плоскими соплами ТРДД. Плоские сопла двух ТРДД, имеющих переходники, обеспечивающие плавное изменение их сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное, выполнены с УВТ. Несмотря на незначительные потери (до 3%) тяги от неоптимальной формы сопел, такая последовательно преобразуемая форма сопла весьма снижает ИК-заметность СКВП и его радиолокационную заметность. Этому способствует интегральная компоновка несущего планера с плавным сопряжением фюзеляжа, ПГО и СДК, широкое применение радиопоглощающих покрытий. Ряд стыков панелей обшивки имеет пилообразные кромки. Все это приводит к улучшению малозаметных характеристик при уменьшении радиолокационной, инфракрасной и визуальной заметности. Чему способствуют также боковые НВЗ, имеющие при виде спереди V-образные пластинчатые отсекатели пограничного слоя.

Такая конструкция позволит решить сразу несколько проблем: экранирование лопаток компрессора форсажных ТРДД, отведение пограничного слоя, повышения коэффициента восстановления полного давления. Размещение щели для слива пограничного слоя за носовой частью фюзеляжа уменьшает заметность малошумного палубного БСИН и его аэродинамическое сопротивление. Такой НВЗ технически проще и легче, так как состоит из рампы, сжимающей поток и формирующей коническое течение. Развитые носовые фюзеляжные наплывы СДК с трапециевидным ПГО, предназначенные для генерирования вихрей при маневрировании на больших углах атаки, создают за счет их совместного участия в реализации подъемной силы возможность наравне выполнения технологии КВП при взлетно-посадочных режимах полета палубных БСИН и достижения высокой тяговооруженности турбопрямоточной СУ, которая обладает наименьшей удельной нагрузкой на мощность, особенно, со струйной системой ПКС ПГО, питаемой от двух ТРДД с УВТ плоских их сопел.

Реферат

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям ракетных комплексов. Беспилотный авиационный ракетный комплекс (БАРК) с автономным реактивным самолетом-носителем ракет, имеющим фюзеляж, несущее крыло с хвостовым оперением, двигатель силовой установки (СУ), бортовую систему управления (БСУ), бортовой источник питания, отделяемую противокорабельную ракету (ПКР), состыкованную посредством узла отделения с носителем и предназначенную для поражения надводной цели (НЦ). БАРК оснащен по меньшей мере двумя возвращаемыми на палубу авианесущего КН беспилотными сверхзвуковыми истребителями-носителями (БСИН). БСИН имеет в комбинированной турбопрямоточной многорежимной трех- или пятидвигательной СУ два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) соответственно с одним прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД), смонтированным внутри хвостовой части фюзеляжа в трехдвигательной гондоле (ТДГ) между двумя форсажными ТРДД, или ПВРД в ТДГ с двумя ПВРД, смонтированными в крыльевых гондолах на концах внутренних секций среднерасположенного дельтовидного крыла (СДК). Обеспечивается повышение скорости и дальности полета, вероятности поражения цели, расположенной на большой дальности. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Формула