Claims (4)
1. Беспилотный тяжелый вертолет-самолет, имеющий на концах крыла несущие винты с редукторами и двигателями силовой установки (СУ), связанными соединительными валами, которые приводят во вращение пропеллеры и несущие винты, размещенные соответственно спереди гондол двигателей и над последними на пилонах крыла, содержит фюзеляж и хвостовое оперение, отличающийся тем, что он снабжен двумя системами с разновеликими винтами в движительно-рулевой (ДРС) и поперечно-несущей удвоенной (ПНУС) в схеме ГШУС-Х2×2, включающей на законцовках крыльев замкнутой конструкции (КЗК), имеющей при виде сверху ромбовидную конфигурацию, две пары соосных с противоположным вращением двух однолопастных больших винтов, обеспечивающих подъемную силу при выполнении зависания и вертикального или короткого взлета/посадки (ВВП или КВП), и двухвинтовую ДРС-Х2 с тянущими меньшими винтами, смонтированным на консолях V-образного переднего горизонтального оперения (ПГО), имеющего обратную стреловидность по передней кромке и развитые элевоны, для скоростного полета при зафиксированных лопастях-крыльях двух верхних и двух нижних несущих винтов с профилированными противовесами обратного сужения, размещенных соответственно над передними и под задними консолями КЗК, имеющими их размах (Lкр) больше в 1,22 раза, чем два радиуса (Rнв) больших несущих винтов и образующими при виде спереди от плоскости симметрии трапециевидные коробчатые конфигурации соответственно высокорасположенным передним крылом прямой стреловидности (КПС) с положительным углом поперечного V и над ним задним крылом обратной стреловидности (КОС) с отрицательным углом поперечного V, корневые части которого смонтированы по внешним поверхностям вертикального оперения, имеющего в качестве руля направления над верхней поверхностью заднего КОС цельно-поворотную концевую его часть и обратную стреловидность по передней кромке с эллиптической соответствующей задней кромкой, но и обеспечивающими возможность преобразования полетной его конфигурации при выполнении технологии ВВП или КВП с вертолета четырехвинтовой ПНУС-Х2×2 и рулевой ДРС-Х2 соответственно или в скоростной винтокрыл с ДРС-Х2 и четырехвинтовой ПНУС-Х2×2, или в самолет с двухвинтовой ДРС-Х2 при зафиксированных лопастях-крыльях верхних и нижних несущих соосных однолопастных винтов, лопасти которых от законцовок крыльев КЗК вынесены в противоположные стороны и размещены перпендикулярно соответственно от и к плоскости симметрии, увеличивая их площадь и размах на два радиуса несущих винтов, но и обратно, при этом несущие соосные однолопастные нижние и верхние винты, закрепленные на соответствующих выходных валах консольных редукторах, каждый из которых, размещенный на законцовке переднего КПС системы КЗК в каплевидном нижнем обтекателе, имеющем продольную ось параллельно расположенную оси симметрии, снабжен удлиненным верхним валом, выступающая из втулки верхнего несущего винта его часть сцентрирована и установлена соосно с возможностью его вращения совместно с втулкой винта в подшипниковом узле каплевидного верхнего обтекателя заднего большого удлинения КОС, оснащенного внешними флапперонами и внутренними закрылками, образуя высокорасположенный биплан КЗК с передним большого удлинения валовым КПС, обеспечивающим непосредственное управление подъемной силой и имеющим площадь, составляющую 45% от общей площади биплана, оснащено с обратным сужением цельно-поворотным закрылком (ЦПЗ), снабженным возможностью его отклонения вниз на углы 20°, 40° и 75° и преобразующим при максимальном отклонении ЦПЗ переднее КПС в крыло с консолями обратного сужения, создающими в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от соответствующих несущих винтов возможность повышения коэффициента подъемной силы переднего КПС и несущей его способности, особенно, при обдуве его консолей соосными несущими однолопастными винтами, размещенными в полностью симметричной и синхронно-сбалансированной ПНУС-Х2×2 и на поперечной оси, проходящей над центром масс, но и уменьшения при этом на 12% потерь подъемной силы от обдувки его консолей, и препятствования обратному перетеканию воздушного потока, причем ДРС-Х2 с тянущими флюгерно-реверсивными меньшими левым и правым винтами изменяемого шага, имеющими направление вращение верхних их лопастей при виде спереди от соответствующих внешних бортов фюзеляжа и выполненными с жестким креплением их лопастей и без автоматов их перекоса при создании ими маршевой тяги как при горизонтальном скоростном полете, так и прямой и обратной горизонтальной тяги ДРС-Х2 при выполнении ВВП и зависания для поступательного соответствующего перемещения вдоль продольной его оси, но и горизонтальной разнонаправленной и прямой тяги ДРС-Х2 для создания моментов соответственно рыскания и по тангажу при предварительном соответствующем отклонении развитых элевонов ПГО, при этом с целью снижения шума и вибрации конструкции от всех несущих винтов, создающих воздушные потоки, которые не взаимодействуют между левой и правой группой соосных однолопастных винтов, выполненных без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от всех несущих винтов полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами в каждой как левой и правой, так и верхней и нижней их группе, но и одинакового направления вращения в каждой паре противоположно расположенных по высоте несущих винтах, например, при виде сверху левый верхний винт с правым нижним винтом вращаются по часовой стрелке, а правый верхний винт с нижним левым винтом вращаются против часовой стрелки, что обеспечивает устранение гироскопического эффекта и создание более плавного обтекания воздушным потоком от соответствующих винтов соответственно переднего КПС и заднего КОС, причем с целью повышения безопасности и уменьшения аэродинамической интерференции несущих винтов ПНУС-Х2×2 и меньших винтов ДРС-Х2, последние из которых вынесены от грузопассажирского отсека и смонтированы на консолях V-образного ПГО таким образом, что при создании меньшими винтами горизонтальной тяги линия действия пропульсивой их силы размещена при виде спереди между плоскостями вращения верхнего и нижнего соосных несущих винтов, имеющих вращение при виде сверху, при котором наступающая лопасть нижних левого и правого винтов проходили бы над соответствующим бортом фюзеляжа от кормовой к носовой его части, при этом система трансмиссии, включающая наряду с синхронизирующим многоуровневым редуктором, имеющим в направлении полета два нижних обратной V-образности в плане выходных вала для передачи крутящего момента, например, от газотурбинных или турбодизельных двигателей (ГТД или ТДД) к консольным редукторам соосных групп больших несущих винтов на законцовках переднего КПС, снабжен на нижнем уровне третьим выходным продольным валом, соединенным с передним V-образным в поперечной плоскости промежуточным Y-образным в плане редуктором, передающим поперечными валами крутящий момент к передней группе меньших винтов на ПГО, выполнен с возможностью при выполнении ВВП или зависания плавного перераспределения 90% и 10% взлетной мощности СУ соответственно на большие несущие винты ПНУС-Х2×2 и двухвинтовую ДРС-Х2 и оснащен двумя средними входными валами, связанными соединительными валами с ГТД, выполненными для отбора их взлетной мощности с задним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтами свободного хода, выдающими, отключая от трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ГТД и один любой в случае его отказа или оба ГТД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в крылатый автожир или вертолет для аварийной посадки соответственно с авторотирующими или нагруженными левыми и правыми соосными несущими винтами, причем при выполнении ВВП и зависания на двухвинтовую ДРС-Х2 главным редуктором перераспределяется 10% от взлетной мощности СУ, а остальная ее мощность перераспределяется поровну на все соосные несущие винты при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρN=3,77 кг/л.с.1. An unmanned heavy helicopter-plane, having rotors at the ends of the wing with gearboxes and propulsion engines connected by connecting shafts that rotate the propellers and rotors located respectively in front of the engine nacelles and above the last on the wing pylons, contains fuselage and tail unit, characterized in that it is equipped with two systems with different-sized propellers in the propulsion-steering (LRS) and double-lateral-bearing (PNUS) in the GShUS-X2 × 2 scheme, including a lock on the wingtips of a built-in design (CLC), having a diamond-shaped configuration when viewed from above, two pairs of coaxial with opposite rotation of two single-blade large screws that provide lift when hovering and vertical or short take-off / landing (GDP or KVP), and a twin-screw DRS-X2 with pulling smaller screws mounted on the consoles of the V-shaped front horizontal tail (PGO), having a reverse sweep along the leading edge and developed elevons, for high-speed flight with fixed wing blades of two wings hnih and lower two rotors with profiled counterweights reverse restriction placed respectively on the front and rear cantilevers under KPC having their magnitude (L cr) is greater than 1.22 times, than the two radii (R HB) of large rotors and generators at a in front of the plane of symmetry, trapezoidal box-shaped configurations, respectively, with a high forward wing of direct sweep (KPS) with a positive transverse angle V and above it a rear wing of reverse sweep (KOS) with a negative angle of transverse V, the root parts of which are mounted on the outer surfaces of the vertical tail, which has as a rudder over the upper surface of the back CBS an integral-rotary end part and a reverse sweep along the leading edge with an elliptical corresponding trailing edge, but also providing the possibility of transforming its flight configuration when performing GDP or KVP technologies from a four-screw PNUS-X2 × 2 helicopter and steering DRS-X2, respectively, or in a high-speed rotary-wing helicopter with DRS-X2 and four-screw PNUS-X2 × 2, and and on a plane with a two-screw DRS-X2 with fixed wing blades of the upper and lower bearing coaxial single-blade propellers, the blades of which are extended in opposite directions from the wing tips of the KZK and placed perpendicularly from and to the plane of symmetry, increasing their area and span by two bearing radii screws, but also vice versa, while bearing coaxial single-blade lower and upper screws fixed to the corresponding output shafts of the cantilever gearboxes, each of which is located at the tip of the front gearbox From the KZK system, in the teardrop-shaped lower fairing having a longitudinal axis parallel to the axis of symmetry, it is equipped with an elongated upper shaft, the part protruding from the top rotor bushing is centered and mounted coaxially to rotate together with the screw bushing in the bearing assembly of the large, teardrop-shaped upper fairing CBS equipped with external flappers and internal flaps, forming a high-lying short-wing biplane with a large front extension of the gross KPS, providing direct control of the lifting force and having an area of 45% of the total area of the biplane, is equipped with a reverse narrowing one-turn flap (TsPZ), equipped with the ability to deflect downward at angles of 20 °, 40 ° and 75 ° and converts the front axle with a maximum deviation KPS in the wing with reverse constriction consoles, creating in the zone of maximum inductive airflow velocities from the corresponding rotors the possibility of increasing the lift coefficient of the front KPS and its bearing capacity, especially when blowing its consoles with coaxial single-blade rotors located in the fully symmetric and synchronously balanced PNUS-X2 × 2 and on the transverse axis passing above the center of mass, but also reduce the loss of lift by 12% from blowing its consoles, and prevent the reverse flow of air flow, moreover, ДРС-Х2 with pulling vane-reversing smaller left and right screws of variable pitch, having the direction of rotation of their upper blades when viewed from the front of the corresponding external sides of the fuselage with rigid fastening of their blades and without automatic swash plates when they create marching thrust both during horizontal high-speed flight and direct and reverse horizontal thrust DRS-X2 during GDP and freezing for corresponding translational movement along its longitudinal axis, but also horizontal multidirectional and direct thrust of DRS-X2 to create yaw and pitch moments, respectively, with a preliminary corresponding deviation of developed elevations of the PGO, while in order to reduce noise and vibration of the structure t of all rotors creating air currents that do not interact between the left and right groups of coaxial single-blade rotors, made without cyclic change of their pitch and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights, but also creation of full compensation of reactive torques from all rotors with the opposite direction of rotation between the screws in each of both the left and right, and their upper and lower groups, but also the same direction of rotation in each pair is opposite rotors with a height that is higher, for example, when viewed from above, the upper left screw with the right lower screw rotates clockwise, and the upper right screw with the lower left screw rotates counterclockwise, which eliminates the gyroscopic effect and creates a smoother air flow from the corresponding propellers of the front KPS and rear KOS, respectively, with the aim of increasing safety and reducing aerodynamic interference of the PNUS-X2 × 2 rotors and smaller DRS-X2 screws, the last of which hay from the cargo-passenger compartment and mounted on the consoles of the V-shaped PGO in such a way that when creating smaller horizontal thrust screws, the line of action of propulsive force is placed when viewed from the front between the rotation planes of the upper and lower coaxial rotors having rotation when viewed from above, in which the blade of the lower left and right screws would pass over the corresponding side of the fuselage from the stern to its bow, while the transmission system, including along with synchronizing multi-level a gearbox having in the direction of flight two lower reverse V-shaped in terms of the output shaft for transmitting torque, for example, from gas turbine or turbodiesel engines (GTE or TDD) to cantilever gearboxes of coaxial groups of large rotors at the ends of the front KPS, is equipped at the lower level the third output longitudinal shaft connected to the front V-shaped in the transverse plane intermediate Y-shaped in terms of gear, transmitting transverse shafts of torque to the front group of smaller screws on the PGO, you with the possibility of fulfilling GDP or freezing the smooth redistribution of 90% and 10% of the take-off power of the control system, respectively, to the PNUS-X2 × 2 large rotors and the DRS-X2 twin-screw, it is equipped with two middle input shafts connected by connecting shafts with a gas turbine engine designed to select them take-off power with a rear shaft output, each of the latter, forming a synchronizing system, is equipped with freewheels, issuing, disconnecting from the transmission in a horizontal high-speed flight, any excess gas turbine engine and any one in case of failure or both GTEs in case of their refusal, the control signal for automatically changing the flight configuration to a winged gyroplane or helicopter for emergency landing, respectively, with autorotating or loaded left and right coaxial rotors, and when fulfilling GDP and hanging on a twin-screw DRS-X2, the main gearbox is redistributed 10 % of the take-off power of the control system, and the rest of its power is redistributed equally to all coaxial rotors with a specific load on the power of the control system equal to ρ N = 3.77 kg / hp.
2. Беспилотный тяжелый вертолет-самолет по п. 1, отличающийся тем, что упомянутое ПГО выполнено с цельно-поворотными его консолями, изменяющими вектор тяги двухвинтовой движительно-несущей системы (ДНС), причем при выполнении ВВП и зависания главным редуктором на двухвинтовую ДНС-Х2 перераспределяется 20% от взлетной мощности СУ, а остальная ее мощность перераспределяется поровну на упомянутые соосные несущие винты, при этом передние поворотные винты ДНС-Х2 и упомянутые соосные несущие винты задней группы размещены соответственно в направлении полета спереди и сзади от центра масс и имеют соответственно при выполнении ВВП и зависания большее и меньшее расстояния от вертикальных их осей вращения до центра масс, но и возможность преобразования его полетной конфигурации с вертолета шестивинтовой несущей схемы, включающей два поворотных винта ДНС-Х2 и четыре упомянутых соосных несущих винта, в самолет с двухвинтовой ДНС-Х2 при зафиксированных соответствующим образом всех лопастей-крыльев упомянутых соосных несущих винтов и перераспределением главным редуктором 80% от взлетной мощности СУ поровну только на поворотные винты ДНС-Х2, но и обратно, при этом каждая из цельно-поворотных консолей упомянутого ПГО, имеющего раздельные узлы их поворота, создает возможность в вертикальной продольной плоскости синхронного их отклонения с меньшими винтами, располагает размахом, обеспечивающим на режимах ВВП и висения как уменьшение потерь тяги последних, так и вращения без взаимного влияния и их перекрытия с соосными несущими винтами соответственно при создании ими вертикальной и горизонтальной тяги на соответствующих режимах полета или наклонной тяги для выполнения технологии КВП при синфазном их отклонении вверх на угол +45°, причем синфазное и дифференциальное отклонение консолей ПГО от горизонтального положения вверх/вниз на угол +15°/-15° и на угол ±15° на скоростных режимах горизонтального полета создает соответственно продольное и поперечное управление, а при выполнении ВВП и зависания их дифференциальное и синфазное отклонение от вертикального положения вперед/назад на угол ±15° и на угол +15°/-15° обеспечивает соответственно путевое управление и в направлении полета соответствующего поступательного перемещения вперед/назад, обеспечивающего возможность и висения в воздухе, не перемещаясь соответственно при встречном/попутном ветре с одновременным автоматическим обеспечением стабилизации как по угловой скорости тангажа и крена, так и демпфирования изменений высоты полета, при этом при создании двумя винтами ДНС-Х2 подъемной и управляющей силы при выполнении ВВП и зависания, а их наклонное расположение на консолях ПГО отклоняет ось вращения каждого меньшего винта, размещенной параллельно хорде ПГО, к плоскости симметрии во внутрь, что улучшает маневренность, продольную и путевую управляемость, причем упомянутое вертикальное оперение, имеющее прямую стреловидность по задней его кромке и эллиптическую соответствующую переднюю кромку, содержит соответствующие кромки и цельно-поворотной концевой его части.2. An unmanned heavy helicopter-plane according to claim 1, characterized in that the said PGO is made with its integral-rotary consoles that change the thrust vector of a twin-screw propulsion-bearing system (DNS), and when the GDP is fulfilled and the main gear hangs on a twin-screw DNS- X2 is redistributed 20% of the take-off power of the SU, and the rest of its power is redistributed equally to the said coaxial rotors, while the front rotary screws CSN-X2 and the said coaxial rotors of the rear group are respectively placed in the direction When flying in front and behind the center of mass, they have a larger and smaller distance from their vertical axis of rotation to the center of mass, while also fulfilling GDP and hovering, but also the possibility of converting its flight configuration from a helicopter with a six-rotor supporting circuit, including two rotary screws ДНС-Х2 and the four coaxial rotors mentioned above, on a twin-screw DNS-X2 airplane with all the wing blades of the said coaxial rotors fixed accordingly and the main gearbox redistributes 80% of the take-off power of the control unit is equal only to the DSN-X2 rotary screws, but also vice versa, while each of the integral-rotary consoles of the aforementioned PGO, which has separate nodes for their rotation, makes it possible in the vertical longitudinal plane to synchronously deviate them with smaller screws, has a range that provides in the GDP and hanging modes, both a decrease in the loss of traction of the latter and rotation without mutual influence and their overlap with coaxial rotors, respectively, when they create vertical and horizontal traction on the corresponding flight modes or inclined thrusts for performing HF technology with their in-phase deviation upwards by an angle of + 45 °, and the in-phase and differential deviations of the VGO consoles from a horizontal up / down position by an angle of + 15 ° / -15 ° and by an angle of ± 15 ° at high-speed horizontal flight modes creates, respectively, longitudinal and lateral control, and when the GDP is fulfilled and freezes, their differential and common-mode deviation from the vertical position forward / backward by an angle of ± 15 ° and an angle of + 15 ° / -15 ° respectively provides directional control in in the direction of flight of the corresponding translational movement forward / backward, providing the possibility of hanging in the air, not moving accordingly in the headwind / tailwind, while automatically stabilizing both the angular velocity of the pitch and the roll, and damping the changes in flight altitude, while creating two screws CSN-X2 is the lifting and control force during the implementation of GDP and freezing, and their inclined location on the PGO consoles deflects the axis of rotation of each smaller screw placed on Allelic chord canards, to the symmetry plane of the inside, which improves maneuverability and directional control longitudinal, said vertical tail having a straight sweepback at its rear edge and a front edge corresponding to the elliptical comprises corresponding edges and whole-rotatable end portion thereof.
3. Беспилотный тяжелый вертолет-самолет по п. 2, отличающийся тем, что электрическая СУ, включающая два левых и два правых обратимых электромотора-генератора (ОЭМГ), каждая пара из которых вращательно связанная с соответствующими соосными несущими винтами посредством упомянутых консольных редукторов, смонтированных на упомянутых концевых частях КЗК и, как следствие, упрощается конструкции соединительных валов трансмиссии, связывающих консольные редукторы с главным редуктором, при этом ОЭМГ, имеющие два способа их работы - потреблять электрическую мощность от накопителей и вырабатывать ее для восполнения последних, обеспечивают соответственно при работе всех ОЭМГ в режиме электромоторов как передачу пиковой их мощности на соосные несущие винты для создания подъемной силы при выполнении ВВП или зависания, так и возможность в полетной конфигурации крылатого автожира при авторатации соосных несущих винтов осуществления подзарядки быстро заряжаемых накопителей при работе всех ОЭМГ в режиме ветрогенераторов, причем поворотные винты ДНС-Х2 с их редукторами, каждый их которых вращательно связан упомянутыми поперечными валами трансмиссии с главным редуктором, приводимым, например, ТДД и создающие при выполнении ВВП и зависания как вертикальную подъемную силу, так и необходимые управляющие моменты, но и от левого и правого поворотных винтов, имеющих при виде сверху направления вращения соответственно по часовой и против часовой стрелки, обеспечивают полную компенсацию реактивных крутящих моментов между поворотными винтами, при этом электрическая СУ выполнена по параллельно-последовательной гибридной технологии с системой электропривода, включающей ОЭМГ вращательно связанные с соответствующим соосными несущими винтами, накопители - аккумуляторные быстро перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим ОЭМГ и ТДД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов и снабженной возможностью реализации двух способов работы с внутренним источником энергии - ТДД с генератором, установленными в двигательном отсеке фюзеляжа перед центром масс, при этом ТДД, вращательно связанный с входным валом главного редуктора через коробку передач, которая передает взлетную его мощность на режимах ВВП и зависания только на поворотные винты ДНС-Х2 или перераспределяет крутящий момент как на главный редуктор, имеющий упомянутые поперечные валы трансмиссии, проложенные в упомянутых внутренних секциях ПГО к редукторам поворотных винтов, так и генератор, предназначенный для выработки наравне с ОЭМГ-ветрогенераторами совместной генерирующей электрической мощности при требуемой быстрой подзарядке аккумуляторов с обеспечением необходимых крейсерских режимов его полета в конфигурации крылатого автожира.3. An unmanned heavy helicopter-airplane according to claim 2, characterized in that the electric control system, comprising two left and two right reversible electric motor generators (OEMG), each pair of which is rotationally connected with the corresponding coaxial rotors by means of the aforementioned console gearboxes mounted on the mentioned end parts of the KZK and, as a result, the design of the transmission connecting shafts connecting the cantilever gears to the main gearbox is simplified, while the OEMs, which have two ways of working, consume electric The tertiary power from the drives and to produce it to make up for the latter is ensured, respectively, when all OEMs operate in the electric motor mode, both transmitting their peak power to coaxial rotors to create lift when performing GDP or hovering, and the possibility of a winged gyroplane in the flight configuration during coaxial autorotation rotors for recharging fast-charging drives during operation of all OEMHs in the mode of wind generators, and the DNS-X2 rotary screws with their gearboxes, each of which They are rotationally connected by the aforementioned transverse shafts of the transmission to the main gearbox, driven, for example, by TDD and creating both vertical lifting force and the necessary control torques when performing GDP and freezing, but also from the left and right rotary screws having, when viewed from above, the directions of rotation, respectively clockwise and counterclockwise, provide full compensation of reactive torques between the rotary screws, while the electric control system is made on a parallel-serial hybrid system technologies with an electric drive system, including OEMG rotationally connected with the corresponding coaxial rotors, drives - fast rechargeable batteries, energy converter with power transmission control unit connecting and disconnecting OEMH and TDD, switching generating power and order of recharging the batteries and equipped with the possibility of implementing two methods work with an internal energy source - TDD with a generator installed in the engine compartment of the fuselage in front of the center of mass, while DD rotationally connected to the input shaft of the main gearbox through a gearbox that transfers its take-off power in GDP and hangs only to the DSN-X2 rotary screws or redistributes torque as to the main gearbox having the said transverse transmission shafts laid in the said inner sections PGO to rotary screw reducers, as well as a generator designed to generate, together with OEM-wind generators, joint generating electric power with the required fast recharging acc emulators with the provision of the necessary cruising modes of its flight in the configuration of a winged gyroplane.
4. Беспилотный тяжелый вертолет-самолет по п. 3, отличающийся тем, что для корабельного его базирования упомянутые левая и правая пара соосных несущих винтов снабжены в стояночной конфигурации возможностью после их остановки фиксированного размещения и установки их лопастей параллельно оси симметрии, при этом упомянутая гибридная его электрическая СУ, питаемая от внутреннего или внешнего источника энергии, обеспечивает два способа его функционирования соответственно в конфигурации привязного (для энергозатратного вертикального взлета) или в конфигурации автономного (для горизонтального крейсерского полета) беспилотного тяжелого вертолета-самолета (БТВС), связанного посредством автоматического узла стыковки/расстыковки отрывного его разъема через электроразъем бронированного кабеля со стартово-приемной платформой (СПП), устанавливаемой на транспортном средстве - авианесущем корабле, обеспечивающем его размещение, транспортирование и функционирование при его соответствующем передвижении в транспортно-походной конфигурации на СПП, имеющей электроустановку, работающую от вала отбора мощности двигателя транспортного средства, и/или встроенный дизельный электроагрегат со средствами накопления и подвода электроэнергии гибким кабелем, размотка/намотка которого при вертикальном стартовом взлете обеспечивается барабаном со следящим электроприводом, установленным в энергетическом отсеке СПП, причем после раскладывания концевых частей крыла в полетную конфигурацию, вертикального взлета и при наборе БТВС стартовой высоты в 50 метров, обеспечивается отлет его вбок от СПП с последующим его барражирующим круговым облетом СПП, но и зависанием с последующим переключением электропитания на внутренний его источник при срабатывании средств его целеуказания, то происходит расстыковка и вылет БТВС с отделением от его фюзеляжа гибкого кабеля посредством автоматического узла расстыковки, который имеет пиротолкатель, выбрасывающий парашют для его управляемого спуска на поверхность земли с соответствующей автоматической подмоткой кабеля на барабан СПП.4. An unmanned heavy helicopter-airplane according to claim 3, characterized in that for ship-based it, the aforementioned left and right pair of coaxial rotors are equipped in the parking configuration with the possibility, after they have stopped fixed placement and installing their blades parallel to the axis of symmetry, while said hybrid its electric SU, powered by an internal or external energy source, provides two ways of its functioning, respectively, in a tethered configuration (for energy-intensive vertical take-off a) or in the configuration of an autonomous (for horizontal cruising flight) unmanned heavy helicopter-aircraft (BTVS), connected via an automatic docking / undocking unit of its tear-off connector through an electrical connector of an armored cable with a launch-receiving platform (SPP) mounted on a vehicle carrying an aircraft the ship, providing its placement, transportation and operation with its appropriate movement in the transport and camping configuration on the SPP, having an electrical installation, work melting from the vehicle engine power take-off shaft, and / or an integrated diesel electric unit with means for accumulating and supplying electric power with a flexible cable, the unwinding / winding of which is provided by a drum with a follow-up electric drive installed in the power compartment of the SPP during vertical take-off, and after the wing end parts are unfolded into the flight configuration, vertical take-off, and when a BTVS is set to a starting height of 50 meters, it will be flown sideways from the SPP, followed by its barrier round-trip SPP, but also freezing and subsequent switching of power supply to its internal source when its targeting means are triggered, the BTVS is undocked and the flexible cable is separated from its fuselage by means of an automatic undocking unit that has a piercer that ejects a parachute for its controlled descent to the surface of the earth with the corresponding automatic winding of the cable onto the SPP drum.