RU2725567C1 - Transformable underwater reconnaissance-strike system - Google Patents
Transformable underwater reconnaissance-strike system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2725567C1 RU2725567C1 RU2019127354A RU2019127354A RU2725567C1 RU 2725567 C1 RU2725567 C1 RU 2725567C1 RU 2019127354 A RU2019127354 A RU 2019127354A RU 2019127354 A RU2019127354 A RU 2019127354A RU 2725567 C1 RU2725567 C1 RU 2725567C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flight
- dpsv
- spsv
- aircraft
- hull
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B63—SHIPS OR OTHER WATERBORNE VESSELS; RELATED EQUIPMENT
- B63G—OFFENSIVE OR DEFENSIVE ARRANGEMENTS ON VESSELS; MINE-LAYING; MINE-SWEEPING; SUBMARINES; AIRCRAFT CARRIERS
- B63G8/00—Underwater vessels, e.g. submarines; Equipment specially adapted therefor
- B63G8/28—Arrangement of offensive or defensive equipment
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
- B64C39/10—All-wing aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к средствам военной техники и может быть применено в конструкции подводных авианосцев-полукатамаранов (ПАГЖ) с одним и двумя прочными корпусами трех подлодок, связанных, образуя в кормовой части межкорпусной туннель, между собой и сверху прочными поперечной структурой и развитым корпусом палубы, используемых с надводного положения автономно или совместно, по меньшей мере, с двумя атомными ПАПК, состыкованными вдоль их продольных осей в единую систему, снабженных палубными опционально и дистанционно пилотируемыми самолетами-вертолетами, представляющими собой в плане летающее ромбовидное крыло со складывающимися внешними его секциями и двумя крыльевыми мотогондолами, имеющими комбинированные газотурбинные двигатели со свободными силовыми турбинами, приводящими два поперечных или продольных несущих винта (НВ) в кольцевых обтекателях центроплана крыла и/или в кольцевых обтекателях вентиляторы, создающие при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) подъемную и/или пропульсивно-реактивную тягу с работающими или зафиксированными НВ при автоматически открытых/закрытых верхних продольных створках и нижних поперечных или продольных жалюзи-рулей крыльевых кольцевых обтекателей в конфигурации палубных вертолета/самолета, имеющих в бомбоотсеках управляемые ракеты и возможность выполнения ВВП/КВП с верхней палубы одного корпуса палубы ПАПК/с двух корпусов палуб ПАПК, состыкованных в систему.The invention relates to military equipment and can be used in the design of submarine semi-catamaran aircraft carriers (PAGG) with one and two strong hulls of three submarines, connected, forming an aft hull tunnel between each other and from above, with a strong transverse structure and a developed deck hull, used from an above-water position, autonomously or jointly with at least two atomic PAPK, docked along their longitudinal axes into a single system, equipped with deck-mounted optionally and remotely piloted helicopter airplanes, representing in plan a flying diamond-shaped wing with its folding outer sections and two wing nacelles having combined gas turbine engines with free power turbines, driving two transverse or longitudinal rotors in the annular fairings of the center section of the wing and / or in the annular fairings of the fans, creating vertical and short take-off / landing (GDP and KVP) lifting and / or propulsive-reactive thrust with working or fixed explosives with automatically open / closed upper longitudinal flaps and lower transverse or longitudinal blinds-rudders of wing annular fairings in the configuration of a deck helicopter / aircraft having guided missiles in the bomb compartments and the ability to carry out GDP / KVP with upper deck of one PAPK deck hull / with two PAPK deck hulls docked in the system.
Известен [см. https://navy-chf.livejoumal.com/1433004.html] проект британских компаний "BAE Systems" и "Vickers Shipbuilding and Engineering" подводного авианесущего комплекса (ПАК), включающего подлодку типа "Vanguard" с более чем одним самолетом вертикального взлета-посадки (СВВП) и систему "Skyhook", размещенную по бортам кормовых обтекателей подлодки, имеющую два манипулятора с захватами как для захвата палубного СВВП, подлетевшего и зависшего под захватами манипулятора, так и переноса на палубу с последующим его перемещением в ее ангар.Known [see https://navy-chf.livejoumal.com/1433004.html] project of the British companies "BAE Systems" and "Vickers Shipbuilding and Engineering" of an underwater aircraft carrier complex (PAK), including a Vanguard-class submarine with more than one vertical take-off aircraft landing (VTOL) and the Skyhook system, placed on the sides of the aft fairings of the submarine, having two manipulators with grips for capturing the deck VTOL, flying up and hovering under the grips of the manipulator, and transferring it to the deck with its subsequent transfer to its hangar.
Признаки, совпадающие - наличие подводного авианосца с палубной ударной авиационной системой, включающей манипулятор с захватами для переноса реактивного СВВП на палубу подлодки с последующим его перемещением в ангар на транспортно-фиксирующем устройстве и из ангара обратно. Проект системы "Skyhook" выглядел следующим образом: на подлодке по ее бортам в кормовых обтекателях размещались два механических манипулятора с захватами, садившийся СВВП "Харриер" подлетал к подлодке, переводил сопла в вертикальное положение и плавно зависал рядом с бортом, после чего манипулятор с несколькими захватами подцеплял СВВП за специальные упоры на фюзеляже. Датчики синхронизировали движения манипулятора с работой его захвата и СВВП. После захвата СВВП манипулятор автоматически переносил на палубу подлодки и укладывал его на транспортное устройство для перемещения в ангар подлодки и обратно заправленного и заряженного СВВП.Signs that coincide - the presence of an underwater carrier with a carrier-based strike aircraft system, including a manipulator with grips for transferring a jet VTOL to the submarine deck, followed by its transfer to the hangar on the transport-fixing device and from the hangar back. The design of the Skyhook system was as follows: on the submarine along its sides in the aft cowling there were two mechanical manipulators with grips, the landing Harrier aircraft flew up to the submarine, moved the nozzles to a vertical position and gradually hovered next to the side, after which the manipulator with several captures VTOL hooks for special emphasis on the fuselage. The sensors synchronized the movements of the manipulator with the work of its capture and VTOL. After capturing the VTOL aircraft, the manipulator automatically transferred to the deck of the submarine and placed it on a transport device to move the submarine and the loaded and charged VTOL aircraft back into the hangar.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что наличие на верхней части фюзеляжа вертикального оперения затрудняет после перевода сопел в вертикальное положение выполнение зависания СВВП рядом с бортом подлодки и под захватами манипулятора, а в случае отказа работы датчиков синхронизации их движения и его перелета вперед от захватов манипулятора, что не исключает последующего их контакта с возможным разрушением самого вертикального оперения и неизбежного крушения СВВП. Вторая - это то, что реактивный СВВП с двумя парами поворотных сопел по его бортам при выполнении его зависания рядом с бортом подлодки и под захватами манипулятора необходимые изменения балансировки по тангажу, крену и рысканью осуществляются синфазным и дифференциальным соответствующим их отклонением в двух вертикальных продольных плоскостях, что неизбежно усложняет процесс стыковки с захватами манипулятора, особенно, при кренах подлодки до 25° и с расположением манипуляторов с внешних ее бортов.Reasons that impede the task: the first is that the presence of vertical plumage on the top of the fuselage makes it difficult, after moving the nozzles to the vertical position, to hover the VTOL near the side of the submarine and under the arms of the manipulator, and in case of failure of the sensors for synchronizing their movement and flight forward from the grips of the manipulator, which does not exclude their subsequent contact with the possible destruction of the vertical tail itself and the inevitable collapse of the VTOL aircraft. The second one is that a jet VTOL with two pairs of rotary nozzles along its sides, when it hangs near the side of the submarine and under the arms of the manipulator, the necessary changes in the pitch, roll and yaw balancing are carried out in phase and differential corresponding to their deviation in two vertical longitudinal planes, which inevitably complicates the process of docking with the grips of the manipulator, especially when the roll of the submarine is up to 25 ° and with the location of the manipulators from its outer sides.
Известен беспилотный ударный самолет мод. "Taranis" британской компании "BAE Systems" [см. https://en.wikipedia.org/wiki/BAE_Systems_Taranis] выполнен по схеме летающее крыло с внутренними отсеками вооружения и без вертикального оперения, имеет один турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с воздухозаборником, размещенным на его верхней части, и трехопорное убирающееся колесное шасси. Для трансзвукового полета "Taranis" его ТРДД Rolls-Royce Adour имеет реактивную тягу 4485 кгс, что обеспечивает при тяговооруженности 0,64 на высоте полета 11,5 км скорость 1060 км/ч. Взаимодействие аэродинамических, структурных и управляющих реакций - является ахиллесовой пятой "Taranis" в схеме летающее крыло. Для обеспечения контроля его управляемости, особенно, в направлении всех трех осей управления - тангаж, крен и рыскание, имеются шесть интегрированных поверхностей управления полетом на задней его кромке. Эффект интегрированных поверхностей меняется в зависимости от оси управления, особенно, при изменении балансировки по рысканию, которое зависит от угла относительного встречного потока при соответствующем отклонении внешних интерцепторов, вызывающих постоянные управляющие реакции компьютера управления, что в отсутствии всеракурсного отклоняемого сопла ТРДД усложняет управляемость и не обеспечивает ее стабильность. Все это также ограничивает возможность дальнейшего увеличения скорости и дальности полета, улучшения весовой отдачи и повышения целевой нагрузки (ЦН).Known unmanned strike aircraft mod. "Taranis" of the British company "BAE Systems" [see https://en.wikipedia.org/wiki/BAE_Systems_Taranis] is designed according to the scheme of a flying wing with internal armament compartments and without vertical tail, has one turbojet dual-circuit engine (turbofan) with an air intake located on its upper part, and a three-leg retractable retractable wheeled chassis . For transonic flight "Taranis", its Rolls-Royce Adour turbojet engine has a jet thrust of 4485 kgf, which provides a thrust speed of 0.64 at a flight altitude of 11.5 km and a speed of 1060 km / h. The interaction of aerodynamic, structural and control reactions - is the Achilles heel of "Taranis" in the scheme of the flying wing. To ensure control of its controllability, especially in the direction of all three control axes - pitch, roll and yaw, there are six integrated flight control surfaces at its rear edge. The effect of integrated surfaces changes depending on the control axis, especially when the yaw balance changes, which depends on the angle of the relative counter flow with the corresponding deviation of the external interceptors, which cause constant control reactions of the control computer, which in the absence of a multi-angle deflected nozzle of the turbofan engine complicates controllability and does not provide its stability. All this also limits the possibility of further increasing the speed and range of flight, improving weight return and increasing target load (CN).
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является подводная лодка (ПЛ) [см. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/ikara/ikara.shtml] с палубным авиационным комплексом (ПАК) "Icara" (Англия), содержащим беспилотный летательный аппарат (БЛА), имеющий фюзеляж с отделяемой управляемой ракетой, несущее крыло, двигатель силовой установки (СУ), бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую телемеханическое управление с командного пункта (КП) ПЛ.Closest to the proposed invention is a submarine (PL) [see http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/ikara/ikara.shtml] with the Icara Deck Aviation Complex (PAK) (England) containing an unmanned aerial vehicle (UAV) having a fuselage with a detachable guided missile , the wing, the engine of the power plant (SU), the onboard control system (BSU), providing telemechanical control from the command post (KP) of the submarine.
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 Mk.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).Signs that coincide - UAV dimensions without naval launchers: length 3.42 m, wingspan 1.52 m, height 1.57 m. Warhead: homing anti-submarine small-sized torpedo (MGT) Mk. 44. Flight characteristics: maximum and minimum flight altitudes, respectively, 300 m and 15-20 m. Due to the significant weight of UAVs with a torpedo Mk.44 of 1480 kg (with a mass of 13% of the target load, the torpedo is 196 kg, its length is 2.57 m and its diameter is 324 mm) and short ranges of 24 km and a flight speed of 140-240 m / s, and of the warhead (torpedoes - 30 knots and a range of 5 km).
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), полуутопленная 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.Reasons that impede the task: the first is that the launch of the subsonic UAV was carried out in the direction as close as possible to the target dropped torpedo. Target location data came from a sonar system (GAS) of a surface carrier ship, another ship, or an anti-submarine helicopter. Based on this information, the data on the optimal torpedo release zone is constantly updated in the computer of the firing control system, which then transmitted them through the radio command control system to the UAV in flight. Upon arrival of the UAV in the area where the submarine target was located, a torpedo (self-guided MGT Mk.44), half-sunken with its ventral position in the UAV case, detached by radio command, descended by parachute, went into the water and began searching for the submarine target. After that, the UAV continues the flight with the operating SU, leading it away from the splashdown site of the homing MGT, so as not to interfere with its homing system. The disposable UAV itself left the area and self-destructed.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанной выше известной ПЛ с ПАК модели "Icara" (Англия) увеличения боевой нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, увеличения вероятности поражения подводной и надводной цели, расположенной на большой дальности, но и возможности ее атаки после продолжительного полета в режиме зависания, возврата на вертолетную площадку палубы подводного авианосца-полукатамарана для повторного использования.The proposed invention solves the problem in the aforementioned known submarine with the Icara PAK model (England) to increase the combat load and weight return, increase flight speed and range, increase the likelihood of hitting an underwater and surface target located at long range, but also the possibility of its attack after long flight in hover mode, return to the helipad deck of the underwater carrier-catamaran for reuse.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанной выше известной ПЛ с ПАК "Icara", наиболее близкой к нему, являются наличие того, что авианесущая ПЛ (АПЛ) с авиагруппой аппаратов вертикального взлета и посадки в ПАК, включающей более чем один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) с более чем одной парой дистанционно пилотируемых самолетов-вертолетов (ДПСВ), которые используются более чем с одной вертолетной площадки АПЛ, причем каждый ОПСВ и ДПСВ выполнен без вертикального оперения и по интегральной компоновке с плавным сопряжением фюзеляжа и крыла с наплывами, образующими единую несущую конструкцию - летающее ромбовидное крыло (ЛРК) в плане и содержит в двухвинтовой поперечной или продольной схеме (ДПоС или ДПрС) тянущие или толкающие несущие винты (НВ), размещенные в центроплане ЛРК на верхних или нижних равновеликих пилонах поперечного или поперечно-продольного профилированного ребра жесткости (ПРЖ), смонтированного с его размахом (Lпрж) между крыльевых мотогондол (КМГ) по их осям, установленных параллельно оси симметрии, вынесенных от передней и задней кромок ЛРК, имеющие равновеликие диаметры (Dнв), определяемые из соотношения: Dнв=(0,59…0,62)×Lпрж, м или Dнв=(0,9…0,93)×Lпрж, м, равноудаленные от центра масс с перекрытием равным a=1,33 или а=1,4 для трех- или четырехлопастных НВ, образующим форму в плане цифру восемь двух близко расположенных крыльевых кольцевых обтекателей (ККО), применяемые в ДПоС-Х2 или ДПрС-Х2 только при вертикальном и коротком взлете и посадке (ВВП и КВП), но и на переходных и барражирующих режимах полета с автоматически открываемыми/закрываемыми верхними продольными парами круглых или трапециевидных створок и нижними поперечными или продольными жалюзи-рулями, обеспечивающими свободный доступ воздуха в их ККО и выхода воздушного потока из них, образующими после их закрывания соответствующие поверхности ЛРК, интегрированного с КМГ, смонтированными на консолях ЛРК, оснащенными воздухозаборниками с регулируемым коническим центральным телом их комбинированных газотурбинных двигателей (КГтД), имеющих круглые сопла со всеракурсным управлением вектора тяги (ВУВТ), выполненных в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно кольцевой обтекатель (КО) с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) и, по меньшей мере, одну свободную силовую турбину (ССТ), передающую взлетную мощность СУ на соответствующие НВ и/или каждый ВОВ, имеющий лопатки с большой круткой, работающий по тянущей схеме, создает при горизонтальном полете как реактивных винтокрыла/автожира или самолета в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную маршевую реактивную тягу, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения вертикального или короткого взлета при нормальном или максимальном взлетном весе соответственно с вертолета или винтокрыла с двумя КГтД, приводящими два НВ или два НВ с двумя ВОВ, создающими подъемную тягу или подъемную с маршевой в ПРС-R2 тяги в полетные конфигурации реактивных самолета или автожира соответственно с зафиксированными или авторотирующими их НВ при автоматически закрытых или открытых верхних створках и нижних жалюзи-рулей их ККО, но и обратно, причем на режимах ВВП и зависания для изменения балансировки по тангажу и курсу, но и крену или крену и курсу, но и тангажу, обеспечивается соответственно синфазным и дифференциальным отклонением поперечных или продольных нижних жалюзи-рулей в каждом ККО на углы -45°/+45° вперед-назад или влево-вправо, но и изменением на большие и меньшие углы установки левого-правого НВ или переднего-заднего НВ с созданием разновеликой подъемной их тяги.The distinguishing features of the present invention from the above-mentioned well-known submarine with Icara PAC closest to it are the presence of an aircraft carrier submarine (APS) with an aircraft group of vertical take-off and landing apparatus in the PAC, including more than one optionally piloted helicopter ( OPSV) with more than one pair of remotely piloted helicopter aircraft (DPSV), which are used from more than one helipad, with each DPSV and DPSV made without vertical tail and integrated layout with smooth pairing of the fuselage and wing with the influx forming a single the supporting structure is a flying diamond-shaped wing (LRK) in plan and contains in a twin-screw transverse or longitudinal scheme (DPS or DPRS) pulling or pushing rotors (HB) located in the center section of the LRC on the upper or lower equal-sized pylons of the transverse or transverse longitudinal shaped rib rigidity (PRZ) mounted with its span (L przh ) between the wing engine nacelles (KMG) along their axes mounted parallel to the axis of symmetry, extended from the front and rear edges of the LRK, having equal diameters (D nv ), determined from the relation: D nv = (0.59 ... 0.62) × L przh , m or D nv = (0.9 ... 0.93) × L przh , m, equidistant from the center of mass with an overlap of a = 1.33 or a = 1.4 for three- or four-bladed HBs, which form a figure eight in plan two closely spaced wing annular fairings (KCO), used in ДПоС-Х2 or ДпрС-Х2 only for vertical and short take-off and landing (GDP and KVP), but also in transitional and barrier modes of flight with automatically opening / closing upper longitudinal pairs of round or trapezoidal flaps and lower transverse or longitudinal jalousie-rudders, providing free access of air to their CCF and airflow from them, forming after their closure the corresponding surfaces of the air defense system integrated with KMG mounted on the air defense consoles, equipped with air inlets with reg with a conical central body of their combined gas turbine engines (KGTD) having round nozzles with all-angular control of the thrust vector (VUVT), made in the form of double-circuit engines having an external and an internal contour, respectively, an annular cowling (KO) with an external single-row fan (BOW) and at least one free power turbine (CCT), transmitting the take-off power of the SU to the corresponding HB and / or each WWII, having blades with high twist, working according to the pulling pattern, creates a horizontal propeller-rotor / gyroplane or airplane in a propulsive flight reactive system (ORS) synchronous marching jet thrust, but also made with the possibility of converting its flight configuration after performing a vertical or short take-off at normal or maximum take-off weight, respectively, from a helicopter or rotorcraft with two KGTD, leading two HB or two HB with two WWII, creating lifting draft or lifting with marching in P RS-R2 thrust into the flight configurations of a jet airplane or gyroplane, respectively, with fixed or autorotating HBs with automatically closing or opening the upper shutters and lower blinds of their KCO, but also vice versa, moreover, on the GDP and hovering modes to change the pitch and course balance , but also to the roll or to the roll and to the course, but also to the pitch, is provided, respectively, in-phase and differential deviation of the transverse or longitudinal lower blinds-rudders in each KCO by the angles -45 ° / + 45 ° forward-backward or left-right, but also by changing larger and smaller installation angles of the left-right HB or front-rear HB with the creation of their different lifting rods.
Кроме того, в упомянутых ОПСВ и ДПСВ снаружи их КМГ внешние стреловидные или треугольные секции адаптивного ЛРК, синхронно отклоняющиеся от горизонтали вверх на угол 12°/25° и 65°/150°, что соответственно повышает путевую устойчивость при скорости полета от 0,5 Маха (М) до М=0,828/М=0,93 и уменьшает балансировочное сопротивление в сверхзвуковом полете/стояночную площадь, снабжены отклоненными вверх развитыми треугольными в плане законцовками, устанавливаемыми вертикально при повороте внешних секций на угол 65°, а в системе трансмиссии каждый их КГтД в упомянутой КМГ, в которой между ВОВ и ССТ соосно с двумя последними смонтирован промежуточный редуктор, имеющий продольные как входные валы, например, от двух ССТ, так и выходные соосные внешний и внутренний валы, передающие крутящий момент через муфты сцепления соответственно на ВОВ и посредством углового в плане редуктора, размещенного спереди ВОВ, и его поперечного синхронизирующего вала, проложенного в носке ПРЖ, предающего в ДПоС-Х2 на два консольных Т-образных редуктора или ДПрС-Х2 один крестообразный в плане редуктор с продольными валами и угловыми редукторами равновеликую мощность соответственно на левый/правый или передний/задний НВ, выполненные с жестким креплением лопастей и без автомата их перекоса, вращающиеся при виде сверху в противоположные стороны соответственно против и по часовой стрелки, а на взлетно-посадочных режимах полета при выполнении КВП внутренние и внешние секции их ЛРК по обе стороны от односторонней КМГ и внутри задних их кромок снабжены равновеликими по длине крыльевыми полостями, имеющими на суммарной их длине, составляющей 1/5…1/4 от размаха ЛРК, систему управления циркуляцией воздушного потока, обеспечивающую направление от компрессора одностороннего КГтД сверхзвуковых воздушных потоков, которые, направляясь по соответствующим воздуховодам с их клапанами к каждой крыльевой полости, выдуваются из полости через реактивные верхние щелевые сопла, размещенные над округлой задней кромкой ЛРК обтекаемой формы несущего профиля, увеличивающие, используя эффект Коанда и выполняя роль реактивных закрылков, подъемную силу ЛРК на режимах КВП, исключающие механическое отклонение и подвижные их зазоры, уменьшая эффективную площадь рассеивания, а в полетной их конфигурации реактивного самолета изменение балансировки по тангажу, курсу и крену создается соответственно синфазным и дифференциальным одновременным отклонением в двух КГтД их реактивных сопел с упомянутыми ВУВТ обоих вертикально вверх-вниз, обоих горизонтально влево-вправо и вертикально одного вверх, а другого вниз, причем на режимах ВВП и зависания ОПСВ и ДПСВ при удельной нагрузке на мощность их СУ, составляющей ρN=l,875 кг/л.с, каждая их ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего систему управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности в ДПоС-Х2/ДПрС-Х2, составляющей ρВТ=1,23, включает режимы работы ССТ как взлетный, так и чрезвычайный режим (BP и ЧР) при отборе потребной ее мощности на привод их НВ соответственно как от четырех работающих ССТ, так и от трех из работающих ССТ с автоматическим выравниванием и перераспределением оставшейся мощности между НВ при отказе соответствующей ССТ в КГтД, например, даже в последнем случае после автоматического включения ЧР работы оставшихся в работе ССТ, которые при удельной вертикальной тяговооруженности в ДПоС-Х2/ДПрС-Х2, составляющей ρВТ=1,18 или ρВТ=1,1, обеспечит два режима аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 минут или 30 минут соответственно, а в каждой их ССТ система УФБП содержит: один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для выявления данных, касающихся расхода воздуха (GB, кг/с) через компрессор ССТ, температуры газов (ТГ, К) перед турбиной ССТ, суммарной степени сжатия (К) компрессора, а также один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для обнаружения относительного положения и их фюзеляжа, и дисков вращения их НВ 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 их БСУ и находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, компьютер управления полетом сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между их фюзеляжем с его колесным шасси и уровнем земли или поверхностью посадочной площадки; сравнить относительную позицию их фюзеляжа и несущей их системы с выбранной относительной их позицией; определить скорость управляемого снижения, необходимую для их 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, а их ЛРК, выполненное с передними и задними развитыми наплывами, образующими переменную и пилообразную стреловидность по передней и задней кромкам, имеет профилированную кормовую часть с V-образной в плане задней кромкой, снабженную обтекателем с задним и нижним отсеками, оснащенными выдвижной штангой магнитометра и опускаемой лебедкой на тросе под воду антенной гидроакустической станции, которые используются при барражирующем полете и зависании, при этом несущий фюзеляж ДПСВ и ОПСВ выполнен соответственно без и с кабиной пилотов, снабженной внутри видеокамерами с автономными манипуляторами, подключаемыми к органам управления ОПСВ, имеет скошенные боковые стороны по всей его длине, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуя при виде спереди ромбовидное поперечное сечение, большая часть которого располагается над или под средней линией ЛРК, имеющего в интегрированных с фюзеляжем корневых его наплывах несущие части пассажирского или грузового салона, а их КМГ имеют отсеки внутреннего вооружения с автоматическими их пилообразными створками и их ПУ с закрепленными на них авиационными противолодочными или противокорабельными ракетами (АПР или ПКР) и УР воздух-воздух, а их комплекс вооружения имеет авиационные пушку или крупнокалиберный многоствольный пулемет, установленный в обтекателе носовой части фюзеляжа и поражающие дозвуковые ударные БЛА и крылатые ракеты, а их планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, причем при противолодочной обороне ОПСВ и ДПСВ, использующие полетную конфигурацию крылатого автлжира, применяется выдвижной магнитометр ОПСВ в процессе наведения одной или двух АПР залпа на цель с автоматическим определением значения вводимого адаптивного угла упреждения, который при сближении с целью корректируется, при этом 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 подводной лодки-цели, причем при противокорабельной обороне ОПСВ и ДПСВ, которые в конфигурации реактивного самолета в их бомбоотсеках на ПУ несут ПКР Х-35У или Х-38М для создания буферной безопасной авиазоны между головным ОПСВ и ПВО надводного корабля-цели, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М/Х-35У с 40/130 до 400 км, при этом с головного ОПСВ его радаром типа Н036 обеспечивается целеуказание [см. https://vpk.name/library/f/h036.html], а управление ДПСВ - вторым пилотом ОПСВ, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны ДПСВ - станцию активных электронных помех, причем упомянутая БСУ ОПСВ, выполненного с электродистанционной системой управления, реагирующей по меньшей мере на одну из систем автономного управления полетом, дистанционного управления оператором, управления пилотом и/или их комбинации, снабжена возможностью опционального его управления пилотами из двухместной кабины, но и его использования в составе авиагруппы в качестве головного с более чем, например, двумя ДПСВ, более чем один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет его системой автопилота в следящем полете маневры головного ОПСВ, а другой - управляется вторым пилотом-оператором с ОПСВ, а затем наоборот, причем при отсутствии вмешательства пилота-оператора система автопилота ведомого ДПСВ выполняет управление полетом в соответствии с командами текущего состояния, повторяющими профиль полета и изменение маршрута головного ОПСВ, при этом в случае возникновения внештатной ситуации, то для устранения непредвиденных проблем с безопасностью выполнения следящего полета пилот-оператор принимает на себя непосредственное управление ведомым ДПСВ, отменяя команды текущего состояния, выдаваемые автопилотом при автономной работе следящего полета, причем система управления формированием относительной позиции в следящем полете, содержащая один или несколько датчиков, расположенных на ведомом ДПСВ, сконфигурированы для обнаружения данных, касающихся его положения относительно положения головного ОПСВ, имеющего компьютер управления полетом, находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, содержащий дополнительный сенсорный компьютер, который сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между ведомым ДПСВ и головным ОПСВ; сравнить относительную позицию с выбранной относительной позицией; определить скорость ведомого ДПСВ, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовывать скорость следящего устройства во входы управления полетом; ограничивать прямое перемещение ведомого ДПСВ относительно ОПСВ, обеспечивающего через входы его компьютера управления полетом относительное их безопасное положение в совместном полете, при этом каждый сенсорный компьютер предыдущего и последующего из ведомых ДПСВ, сконфигурированные для восприятия акустических сигналов, имеет память, содержащую: данные, представляющие по меньшей мере одну траекторию полета головного ОПСВ и предыдущего ДПСВ; данные, представляющие как минимум один профиль их совместного полета; программные инструкции, выполняемые процессором, для расчета их группового полета, чтобы исполнить по меньшей мере текущий маршрут полета и по меньшей мере его профиль полета, и сохранять текущий полет в памяти; программные инструкции, выполняемые процессором для полета каждого ДПСВ в соответствии с текущим профилем полета; мультимодальная логика, выполняемая процессором для вычисления способности динамически адаптироваться к изменяющимся условиям или параметрам, включая способность к координации авиагруппы, распределенному тактическому управлению, распределенным по целям авиагруппы и/или полностью, повышая эффективность поочередной или одновременной атаки авиагруппы, интегрированы к автономному стратегическому роению.In addition, in the mentioned OPSV and DPSV outside their KMG, external swept or triangular sections of adaptive LRK synchronously deviating from the horizontal upward at an angle of 12 ° / 25 ° and 65 ° / 150 °, which accordingly increases the directional stability at a flight speed of 0.5 Mach (M) to M = 0.828 / M = 0.93 and reduces the balancing resistance in supersonic flight / parking area, equipped with upwardly developed triangular-shaped endings installed vertically when the outer sections are rotated by an angle of 65 °, and each in the transmission system their KGTD in the aforementioned KMG, in which an intermediate gearbox is mounted coaxially with the last two between the Second World War and CCT, having both input shafts longitudinal, for example, from two CCTs, and output coaxial external and internal shafts that transmit torque through the clutch to the Second World War and by means of a gearbox angular in plan placed in front of the Second World War, and its transverse synchronizing shaft, laid in the toe of the PRZ, betraying in ДПоС-Х2 on two cantilever T-shaped gearboxes or ДПрС-Х2 one cross-shaped gearbox in the plan with longitudinal shafts and angular gearboxes with equal power, respectively, to the left / right or front / rear HB, made with rigid fastening of the blades and without their swash plate, rotating when viewed from above in opposite directions, respectively, counterclockwise and clockwise, and during take-off and landing flight regimes when performing flight control, the internal and external sections of their LRK on both sides of the unilateral KMG and inside their rear edges are provided with wing cavities of equal length along their total length,
Кроме того, в упомянутых ОПСВ и ДПСВ система управления формированием их относительной позиции в полете с одним или несколькими датчиками, включают в себя один или несколько ИК-датчиков, видеодатчиков, радиолокационных, лазерных и ультразвуковых датчиков, гидролокаторов, датчиков глобального позиционирования, а их компьютер управления полетом выполнен с дополнительным компьютером суммирования данных датчиков и каналом приема-передачи данных, расположенным на головном ОПСВ для получения глобальных данных о местоположении от ведомого ДПСВ, но и с возможностью преобразования изображений с каждого видеодатчика, обеспечивающего определение относительного положения, которое посредством триангуляции включает в себя определение относительного диапазона, азимута и угла места, причем компьютер суммирования данных датчиков и каналом передачи данных имеет многополосное радиочастотное оборудование с направленной антенной, способной по каналам закрытой связи передавать несколько видеопотоков, обеспечивать как сбор данных от каждого видеодатчика, так и преобразование изображений с каждого видеодатчика в относительное положение, которое определяет на основе глобального положения головного ОПСВ, передаваемого на ведомый ДПСВ, при этом компьютер суммирования данных полностью интегрирован в интерфейс пилота и системой управления ОПСВ, обеспечивающей следящий полет ведомого ДПСВ, который по необходимости может быть отключен посредством одного из входов интерфейса пилота для управления полетом, активации пилотом кнопки или переключателя управления, причем компьютер суммирования данных дополнительно снабжен возможностью его независимого действия, определяющего то, что полет головного ОПСВ небезопасен для относительного его положения от ведомого ДПСВ, но и отключающего формирование следящего полета ведомым ДПСВ через компьютер управления полетом.In addition, in the aforementioned OPSV and DPSV, the control system for the formation of their relative position in flight with one or more sensors includes one or more IR sensors, video sensors, radar, laser and ultrasonic sensors, sonars, global positioning sensors, and their computer the flight control is made with an additional computer for summing the sensor data and a data receiving and transmitting channel located on the head SPSV to receive global position data from the slave DPSV, but also with the ability to convert images from each video sensor, which determines the relative position, which includes triangulation into the determination of the relative range, azimuth and elevation angle, and the computer for summing the sensor data and the data transmission channel has multiband radio-frequency equipment with a directional antenna capable of transmitting several video streams through closed communication channels, ensuring to record both the collection of data from each video sensor and the conversion of images from each video sensor to a relative position, which determines on the basis of the global position of the head SPSV transmitted to the slave SPSV, while the data summation computer is fully integrated into the pilot interface and the SPSV control system providing a tracking the flight of the DPSV slave, which, if necessary, can be turned off by means of one of the inputs of the pilot interface for flight control, the pilot activating a button or control switch, and the data summing computer is additionally equipped with the possibility of its independent action, which determines that the flight of the head DPSV is unsafe for its relative position from the slave DPSV, but also disabling the formation of the follow-up flight by the slave DPSV through the flight control computer.
Кроме того, в упомянутой АПЛ, представляющей собой подводный авианосец-полукатамаран (ПАПК), включающий одно- и двухкорпусную соответственно носовую и с движителями кормовую части, выполненный с тремя прочными корпусами, образующими в кормовой части межкорпусной туннель, связаны между собой и сверху прочными поперечной кормовой структурой и корпусом палубы, внешние борта носовой части которой плавно переходят во внешние борта кормовой части, имеют наружные равно- или разновеликие диаметры, составляющие для трех корпусов или большей носовой части корпуса 35%/9,6% от ширины кормовой части/длины корпуса палубы, и способность одновременно погружаться с надводного положения в подводное и обратно, но и перемещаться под водой или по воде и в полупогруженном состоянии, последнее, наряду с радиопоглощающим покрытием левой и правой ходовых рубок, имеющих, повышая малозаметность, наклоненные панели, размещенных по внешним бортам катамаранной части - одна для управления ПАПК, вторая для контроля полетов, используемый упомянутый ПАК с надводного положения автономно или совместно с другими ПАПК, состыкованными между собой вдоль их продольных осей в единую СПРУТ с палубными ОПСВ и ДПСВ, имеющими в бомбоотсеках управляемые ракеты и возможность выполнения ВВП или КВП с одного корпуса палубы ПАПК или, например, с двух корпусов палуб ПАПК, жестко состыкованных в СПРУТ с образованием удвоенной по длине верхней их совместной палубы, при этом однокорпусная носовая часть и катамаранная кормовая часть в своих поперечных сечениях имеют плавные криволинейные обводы, соответствующие водоизмещающему режиму движения, и разделены зоной перехода их обводов, которые снижают сопротивление движению в воде, особенно, на относительных скоростях в диапазоне чисел Фруда Fn=0,45…0,55, соответствующих быстроходному режиму движения, полное сопротивление полукатамарана меньше полного сопротивления сопоставляемого с ним однокорпусного судна на 12…15%, причем носовая и кормовая части корпуса верхней палубы ПАПК, имеющие на их торцах соответствующие отсоединяемые внешние и стационарные внутренние элементы с возможностью их взаимодействия, например, в трех автоматических стыковочных узлах с фиксаторами разъемного типа, но и выполненные соответственно прямоугольной и трапециевидной формы в плане, имеют их суммарную длину большую, чем длина полукатамаранной формы его корпуса, снабженного с внешних его бортов большого удлинения тандемными подводными крыльями, убираемыми при необходимости в боковые верхние ниши их корпусов, повышающими при их раскладывании поперечно-продольную остойчивость и при подводном, и надводном положении, но и при этом полукатамаранная форма корпуса ПАПК, улучшая возможность для размещения оборудования, обеспечивает увеличение площади корпуса верхней его палубы, осадки в надводном положении и некоторое повышение поперечной остойчивости, причем катамаранная кормовая часть ПАПК, имеющая корпус верхней палубы, который полностью перекрывает сверху туннель между большого удлинения ее корпусами, снабжена поперечной структурой, которая частично перекрывает снизу туннель между ее корпусами и образует кормовой межкорпусной отсек, который, имея нижнее и верхнее люковые закрытия, обеспечивает по эксплуатационным условиям, например, для спуска на воду каких-либо забортных частей оборудования, подводных аппаратов различного назначения, например, суперторпеды [https://www.vpk-news.ru/articles/48763] многоцелевой океанской системы «Посейдон» или спасательных самоходных аппаратов для транспортировки экипажа атомного ПАПК, причем в носовой части ПАПК установлен [http://militaryrussia.ru/blog/topic-338.html] гидроакустический комплекс МГК-600Б "Иртыш-Амфора-Б" и размещены четыре 533-мм и четыре 650-мм торпедных аппарата автоматизированного торпедно-ракетного комплекса, причем в корпусах катамаранной части ПАПК размещены ангары для хранения, заправки и заряжания ПАК, но и установлены самолетоподъемники, а для самообороны в надводном положении имеются выдвижные зенитно-ракетные комплексы [https://topwar.ru/4864-tulskiy-kashtan.html] 3М87 "Кортик", при этом для использования с технологией КВП и ОПСВ с ДПСВ, и самолетов МиГ-29К передний ПАПК в носовой и задний ПАПК в кормовой части, которые состыкованы в СПРУТ, снабжены соответственно поднимаемыми трамплином и тросами аэрофинишера.In addition, in the aforementioned nuclear submarine, which is an underwater semi-catamaran aircraft carrier (PAPK), which includes a single and double hull bow and movers, respectively, aft, made with three strong hulls, which form an interhull tunnel in the aft part, and are connected by a strong transverse the stern structure and the hull deck, the outer sides of the bow of which smoothly pass into the outer sides of the stern, have external equal or different diameters, comprising for three hulls or the larger bow of the
Кроме того, для горизонтального полета малозаметных ОПСВ и ДПСВ, достигая маршевой тяговооруженности первого уровня - 0,26 или второго - 0,343, используется мощность их СУ 36% или 54% от работающих КГтД соответственно в конфигурации реактивных крылатого автожира или самолета, при этом в их конфигурации реактивного самолета, имея на высоте 11 км тяговооруженность 0,343 их СУ, достигается скорость полета М=0,828, причем в их конфигурации реактивного самолета с углом стреловидности, например, χ=+40°…45° и χ=60°…65°/-30°…36° соответственно их ЛРК и его передних/задних наплывов, имея на высоте 11 км тяговооруженность третьего 0,406 и четвертого уровня 0,51, используя соответственно 72% и 100% мощности СУ, достигается скорость M=0,88 и М=0,93 трансзвукового полета, причем каждый их КГтД в упомянутых КМГ снабжен перед упомянутым механизмом ВУВТ его реактивного сопла форсажной камерой, используемой на самолетных взлетных и сверхзвуковых режимах полета с передними за упомянутым ВОВ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками КМГ для дополнительного в нее подвода воздуха, что позволит с перегрузом 15% взлетного их веса на высоте полета 11 км повысить тяговоуроженность комбинированной СУ с 0,51 до 0,69 и скорость с М=0,86 до М=1,04.In addition, for a horizontal flight of subtle SPSV and DPSV, reaching the marching thrust-weight ratio of the first level - 0.26 or the second - 0.343, their SU power is used 36% or 54% of the working QGTD, respectively, in the configuration of a jet winged gyroplane or aircraft, while in their the configuration of a jet aircraft, having a thrust-weight ratio of 0.343 of their SUs at an altitude of 11 km, a flight speed of M = 0.828 is achieved, and in their configuration of a jet airplane with a sweep angle, for example, χ = + 40 ° ... 45 ° and χ = 60 ° ... 65 ° / -30 ° ... 36 °, respectively, of their LRK and its front / rear influxes, having a thrust ratio of the third 0.406 and fourth level of 0.51 at an altitude of 11 km, using 72% and 100% of the SU power, respectively, the speed M = 0.88 and M = 0.93 transonic flight, and each of their QGTDs in the aforementioned KMGs is equipped with an afterburner chamber used in aircraft take-off and supersonic flight modes with the front behind the mentioned Second World War and rear with an afterburner chamber open KMG controlled flaps for additional air supply into it, which will allow with overload of 15% of their take-off weight at a flight altitude of 11 km to increase the traction crop of the combined SU from 0.51 to 0.69 and the speed from M = 0.86 to M = 1.04.
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить авианесущую ПЛ (АПЛ) с авиагруппой аппаратов вертикального взлета и посадки в ПАК, включающей более чем один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) с более чем одной парой дистанционно пилотируемых самолетов-вертолетов (ДПСВ), которые используются более чем с одной вертолетной площадки АПЛ, причем каждый ОПСВ и ДПСВ выполнен без вертикального оперения и по интегральной компоновке с плавным сопряжением фюзеляжа и крыла с наплывами, образующими единую несущую конструкцию - летающее ромбовидное крыло (ЛРК) в плане и содержит в двухвинтовой поперечной или продольной схеме (ДПоС или ДПрС) тянущие или толкающие несущие винты (НВ), размещенные в центроплане ЛРК на верхних или нижних равновеликих пилонах поперечного или поперечно-продольного профилированного ребра жесткости (ПРЖ), смонтированного с его размахом (Lпрж) между крыльевых мотогондол (КМГ) по их осям, установленных параллельно оси симметрии, вынесенных от передней и задней кромок ЛРК, имеющие равновеликие диаметры (Dнв), определяемые из соотношения: Dнв=(0,59…0,62)×Lпрж, м или Dнв=(0,9…0,93)×Lпрж, м, равноудаленные от центра масс с перекрытием равным a=1,33 или а=1,4 для трех- или четырехлопастных НВ, образующим форму в плане цифру восемь двух близко расположенных крыльевых кольцевых обтекателей (ККО), применяемые в ДПоС-Х2 или ДПрС-Х2 только при вертикальном и коротком взлете и посадке (ВВП и КВП), но и на переходных и барражирующих режимах полета с автоматически открываемыми/закрываемыми верхними продольными парами круглых или трапециевидных створок и нижними поперечными или продольными жалюзи-рулями, обеспечивающими свободный доступ воздуха в их ККО и выхода воздушного потока из них, образующими после их закрывания соответствующие поверхности ЛРК, интегрированного с КМГ, смонтированными на консолях ЛРК, оснащенными воздухозаборниками с регулируемым коническим центральным телом их комбинированных газотурбинных двигателей (КГтД), имеющих круглые сопла со всеракурсным управлением вектора тяги (ВУВТ), выполненных в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно кольцевой обтекатель (КО) с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) и, по меньшей мере, одну свободную силовую турбину (ССТ), передающую взлетную мощность СУ на соответствующие НВ и/или каждый ВОВ, имеющий лопатки с большой круткой, работающий по тянущей схеме, создает при горизонтальном полете как реактивных винтокрыл а/автожира или самолета в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную маршевую реактивную тягу, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения вертикального или короткого взлета при нормальном или максимальном взлетном весе соответственно с вертолета или винтокрыла с двумя КГтД, приводящими два НВ или два НВ с двумя ВОВ, создающими подъемную тягу или подъемную с маршевой в ПРС-R2 тяги в полетные конфигурации реактивных самолета или автожира соответственно с зафиксированными или авторотирующими их НВ при автоматически закрытых или открытых верхних створках и нижних жалюзи-рулей их ККО, но и обратно, причем на режимах ВВП и зависания для изменения балансировки по тангажу и курсу, но и крену или крену и курсу, но и тангажу, обеспечивается соответственно синфазным и дифференциальным отклонением поперечных или продольных нижних жалюзи-рулей в каждом ККО на углы -45°/+45° вперед-назад или влево-вправо, но и изменением на большие и меньшие углы установки левого-правого НВ или переднего-заднего НВ с созданием разновеликой подъемной их тяги. Все это позволит в палубных ОПСВ и ДПСВ с ЛРК и при наличии ВУВТ круглых реактивных сопел их КГтД упростить управляемость и обеспечить ее стабильность. В конфигурации реактивных автожира и самолета с симметрично-сбалансированной соответственно несущей системой и ЛРК, первая из них, управляя снижением скорости вращения НВ до 250 мин-1 и 150 мин-1 и углом атаки лопастей НВ, но и плоскостью их вращения, уменьшает вращательное сопротивления НВ на 12%. В случае отказа одной из ССТ на режиме зависания ОПСВ и ДПСВ их КГтД выполнены с автоматическим выравниванием и перераспределением оставшейся мощности ССТ между НВ, что упрощает управляемость и повышает безопасность. Система адаптируемого ЛРК позволит при отклонении вверх его внешних частей на угол 0°/12° в конфигурации реактивных автожира/самолета достичь скорости полета 550/880 км/ч. Размещение КГтД в КМГ позволит в схеме летающее крыло как выполнить несущий фюзеляж с его профилем по толщине достаточном только для размещения в нем ККО с НВ, что уменьшит аэродинамическое его сопротивление, так и достичь на форсажных режимах полета и высоте полета не менее 11 км в конфигурации реактивного самолета при отклонении вверх его частей на угол 65° достигается скорость полета 1105 км/ч.Due to the presence of these features, it is possible to master an aircraft carrier submarine (APS) with an aircraft group of vertical take-off and landing vehicles in the PAK, including more than one optionally manned helicopter aircraft (OPSV) with more than one pair of remotely piloted helicopter aircraft (DPSV), which are used from more than one nuclear submarine helipad, each SPSV and DPSV made without vertical tail and integrated layout with smooth conjugation of the fuselage and wing with influxes that form a single supporting structure - a flying diamond-shaped wing (LRC) in plan and contains in a twin-screw transverse or longitudinal scheme (DPS or DPS) pulling or pushing rotors (HB), placed in the center section of the LRK on the upper or lower equal-sized pylons of the transverse or transverse-longitudinal profiled stiffeners (PRZ) mounted with its span (L przh ) between the wing nacelles (KMG ) along their axes installed parallel to the axis of symmetry, remote from the front and the bottom edges of the LRK having equal diameters (D nv ), determined from the relation: D nv = (0.59 ... 0.62) × L przh , m or D nv = (0.9 ... 0.93) × L przh , m equidistant from the center of mass with an overlap of a = 1.33 or a = 1.4 for three- or four-bladed HBs, forming a plan in the form of the figure eight eight closely spaced wing annular fairings (KCO) used in DPS-X2 or DPS -X2 only during vertical and short take-off and landing (GDP and KVP), but also in transitional and barrier modes of flight with automatically opening / closing upper longitudinal pairs of round or trapezoidal flaps and lower transverse or longitudinal blinds-rudders, providing free air access to their KCO and the air flow exit from them, forming after their closure the corresponding surfaces of the LRC integrated with KMG mounted on the consoles of the LRC equipped with air intakes with an adjustable conical central body of their combined gas turbine engines (KGTD), having their round nozzles with all-angular control of the thrust vector (WHWT), made in the form of dual-circuit engines having external and internal contours, respectively, an annular cowl (KO) with an external single-row fan (BOW) and at least one free power turbine (CCT), transmitting the take-off power of the SU to the corresponding NV and / or each WWII having blades with a large twist, operating according to the pulling pattern, creates a horizontal marching jet thrust as a jet rotorcraft / gyroplane or aircraft in a propulsive-reactive system (PRS) when horizontally flying and is configured to convert its flight configuration after performing a vertical or short take-off at normal or maximum take-off weight, respectively, from a helicopter or rotorcraft with two KGTD, leading two HB or two HB with two WWII, creating lifting thrust or lifting with marching in PRS-R2 thrust in flight configurations of a jet aircraft or gyroplane, respectively data or autorotating them HB with automatically closed or open upper leaves and lower blinds-rudders of their KCO, but also vice versa, moreover, on the regimes of GDP and hovering to change the balance in pitch and course, but also roll or roll and course, but also pitch, it is provided respectively by the in-phase and differential deviation of the transverse or longitudinal lower blinds-rudders in each KCO by angles -45 ° / + 45 ° forward-backward or left-right, but also by changing to larger and smaller installation angles of the left-right HB or front-rear HB with the creation of different-sized lifting their thrust. All this will make it possible to simplify the controllability and ensure its stability in the deck-mounted DPSW and DPSV with LRK and in the presence of high-explosive propulsion system of round jet nozzles of their CGTD. In the configuration of a jet gyroplane and an aircraft with a symmetrically balanced carrier system and LRK, respectively, the first of them, controlling the decrease in the speed of rotation of the HB to 250 min -1 and 150 min -1 and the angle of attack of the blades of the HB, but also the plane of their rotation, reduces rotational HB by 12%. In the event of failure of one of the FTAs in the mode of freezing of the SPSV and DPSV, their QGTDs are made with automatic equalization and redistribution of the remaining power of the SST between the NVs, which simplifies controllability and increases safety. The system of adaptable LRK will make it possible to achieve a flight speed of 550/880 km / h when the external parts are deflected upward by an angle of 0 ° / 12 ° in the configuration of a jet gyroplane / aircraft. Placing a KGTD in KMG will allow the flying wing in the scheme how to make the supporting fuselage with its profile in thickness sufficient only to accommodate KKO with HB, which will reduce its aerodynamic drag, and to achieve at least 11 km in afterburner flight modes and configuration a jet plane with a deviation of its parts up to an angle of 65 °, a flight speed of 1105 km / h is achieved.
Предлагаемое изобретение многоцелевой СПРУТ с двумя атомными ПАПК, несущими палубные сверхзвуковые ОПСВ и ДПСВ, имеющие в предпочтительном варианте ДПрС-Х2 и на консолях ЛРК две КМГ с КГтД, приводящие тянущие продольные НВ и/или ВОВ в ПРС-R2, КГтД снабжены ВУВТ реактивных круглых сопел, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах спереди и сверху соответственно а) и б):The present invention is a multi-purpose SPRUT with two atomic PAPCs carrying deck-mounted supersonic OPSV and DPSV, having in the preferred embodiment DPRS-X2 and on the LRK consoles two KMG with KGTD, leading the pulling longitudinal HB and / or WWII in PRS-R2, KGTD equipped with round HVT reactive nozzles illustrated in FIG. 1 and general views of the front and top, respectively a) and b):
а) в полетной конфигурации винтокрыла КВП с КГтД, приводящими системой трансмиссии два НВ и их два ВОВ с реактивными соплами, отклоненными ВУВТ от горизонтали вниз под углом 45°, создающими подъемно-маршевую тягу, работающими совместно с щелевыми соплами реактивных закрылок на ЛРК, пунктиром показаны сложенные вверх концевые части ЛРК на режимах ВВП, зависания и на стоянке;a) in the flight configuration of the rotorcraft KVP with KGTD, leading the transmission system two NV and their two WWII with jet nozzles deviated from the horizontal VWVT downward at an angle of 45 °, creating lift-propulsion thrust, working in conjunction with slotted nozzles of jet flaps on the LRK, dotted the end parts of the LRK folded upwards are shown in the regimes of GDP, hovering and parking;
б) в полетной конфигурации автожира/самолета с углом стреловидности χ=40° и 65° треугольных секций ЛРК и его наплывов, авторотирующими/зафиксированными НВ внутри ККО при открытых/закрытых верхних створках и нижних жалюзи-рулей.b) in the flight configuration of a gyroplane / airplane with a sweep angle χ = 40 ° and 65 ° of the triangular sections of the LRK and its influx, autorotating / fixed HB inside the CCW with the open / closed upper wings and lower blinds-rudders.
На фиг. 1в изображен ПАПК 27 в трех проекциях (на виде сверху условно показаны корпуса 30-32 и задний ПАПК 27 в СПРУТ) с ОПСВ 26 в ангаре 40 под верхней палубой 35, имеющей ВПП и самолетоподъемники 36, но и левую 37 и правую 38 рубки соответственно для управления ПАПК 27 и контроля полетов авиагруппы. В корпусах 31-32 катамаранной части имеются авиационные ангары для техобслуживания, перевозки, заправки топливом 41 и заряжания боекомплектом 42 авиагруппы.In FIG. 1c depicts
Многоцелевая океанская СПРУТ, образуемая из двух идентичных ПАПК, представлена на фиг. 1 одним ПАПК 27 и сверхзвуковым ОПСВ 26, выполненным по гибридной схеме и концепции ДПрС-Х2 с ITPC-R2, имеет планер из алюминиевых сплавов и композитного углепластика, фюзеляж 1 интегрирован с ЛРК, включающим внутренние 2 и внешние 3 секции с их соответствующими 4 и 5 реактивными закрылками, имеющими в их полостях воздуховод с клапаном 6, переключающим поток воздуха, направляемого от компрессора КГтД к щелевым 7 соплам в системе циркуляции сверхзвукового воздушного потока. Две КМГ 8, интегрированные с ЛРК 2-3, имеют нижние отсеки 9 вооружения, воздухозаборники их КГтД с конусным телом 10 и между ними ПРЖ 11 с пилонами 12 переднего 13 и заднего 14 НВ (см. фиг. 1б). Снизу фюзеляжа 1 и КМГ 8 имеется трехопорное убирающееся шасси с передним 15 и главными задними 16 колесами. Продольные передний 13 и задний 14 НВ имеют для компенсации реактивного крутящего момента на режимах ВВП и зависания противоположное их вращение соответственно против часовой и по часовой стрелки, выполнены без автоматов перекоса, жестким креплением их лопастей, создают подъемную тягу совместно с подъемной силой ЛРК 2-3 и его щелевых 7 сопел на реактивных закрылках 4-5 в полетной конфигурации винтокрыла КВП. В комбинированной СУ каждый КГтД имеет внешний с ВОВ и внутренний с ССТ контуры, но и передний вывод вала, связанный с промежуточным редуктором, выходные соосные внешний и внутренний валы которого передают крутящий момент через муфты сцепления на ВОВ и угловой в плане редуктор с его синхронизирующим валом, проложенным в носке ПРЖ, на крестообразный в плане редуктор с его угловыми редукторами НВ 13-14 и содержит реактивное круглое сопло 17 с ВУВТ, передние и задние управляемые створки 18, работающие на форсажных режимах для дополнительного подвода воздуха в КМГ 8. Два НВ 13-14 смонтированы в ККО 19 с верхними круглыми створками 20 и нижними рулями-жалюзи 21. Внешние секции 3 адаптивного ЛРК 2-3, синхронно отклоняющиеся от горизонтали вверх на угол 12°/25° и 65°/150°, повышают путевую устойчивость и уменьшают балансировочное сопротивление в сверхзвуковом полете/стояночную площадь, снабжены отклоненными вверх треугольными в плане законцовками 22. БСУ ОПСВ снабжена возможностью опционального управления пилотами из двухместной кабины 23. В кормовой профилированной части ЛРК 2-3 имеется V-образная задняя кромка 24 и на ее конце по оси симметрии обтекатель 25 с выдвижной штангой магнитометра и опускаемой антенной ГАС (на фиг. 1 не показано).The multi-purpose ocean SPRUT formed from two identical PAPCs is shown in FIG. 1 with one
Управление ОПСВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага НВ 13-14 и отклонением в КГтД реактивных сопел 17 с ВУВТ. При крейсерском скоростном или высокоскоростном полете в конфигурации винтокрыла или самолета подъемная сила создается НВ 13-14 с ЛРК 2-3 и ПВК 11 или ЛРК 2-3, маршевая тяга - IIPC-R2 через сопла 17 с ВУВТ в КГтД, на режиме перехода - ЛРК 2-3 с ПВК 11 и НВ 13-14. При создании подъемной силы НВ 13-14 и подъемно-маршевой тяги соплами 17 с ВУВТ и (см. рис. 1в) обеспечиваются режимы КВП, при котором в крыльевых полостях закрылок 4-5 сверхзвуковой воздушный поток выдувается из щелевых сопел 7 (см. сечение А-А), образуя эффект Коанда, повышают подъемную силу ЛРК 2-3. На режимах ВВП и зависания каждый НВ 13-14 выполнен с жестким креплением лопастей и без автомата их перекоса, а изменение балансировки по крену и курсу, но и тангажу, обеспечивается соответственно синфазным и дифференциальным отклонением поперечных нижних жалюзи-рулей 21 в каждом ККО 19 на углы влево по полету -45° и вправо +45°, но и изменением на большие и меньшие углы установки переднего 13 и заднего 14 НВ (см. фиг. 1б). После вертикального взлета и набора высоты выполняется разгонный полет на скоростях более 300…350 км/ч и осуществляется соответствующее уменьшение оборотов вращения НВ 13-14. По мере разгона с ростом подъемной силы ЛРК 2-3 с ПВК 11 подъемная сила двух НВ 13-14 уменьшается. При достижении скоростей полета 450…500 км/ч и для перехода в конфигурацию реактивного самолета два НВ 13-14 отключаются от системы трансмиссии, одновременно останавливаются их тормозами с последующей фиксацией лопастей в их ККО 19 при закрытых верхних створках 20 и нижних рулей-жалюзи 21 с образованием соответствующих поверхностей ЛРК 2-3. (см. фиг. 1а). При создании реактивной тяги круглыми соплами 17 КГтД производится горизонтальный полет ОПСВ 26 в конфигурации реактивного самолета, при котором изменение балансировки по тангажу, курсу и крену создается соответственно синфазным и дифференциальным одновременным отклонением реактивных сопел 17 КГтД с ВУВТ обоих вертикально вверх-вниз, обоих горизонтально влево-вправо и вертикально одного вверх, а другого вниз.OPSV control is provided by the general and differential variation of the HB 13-14 pitch and deviation in the QGTD of the
Атомный ПАПК 27 с тандемными подводными раскладываемыми крыльями 28-29, представленный на фиг. 1в, имеет в полукатамаранной форме корпуса одно- и двухкорпусную соответственно носовую 30 и кормовую 31-32 части, выполненный с тремя прочными корпусами 30-32, связанными, образуя в кормовой части межкорпусной туннель 33, между собой и сверху прочными кормовой поперечной структурой 34 и корпусом верхней палубы 35 с ВПП и кормовыми самолетоподъемниками 36, но и левой 37 и правой 38 рубками соответственно для управления ПАПК 27 и контроля полетов авиагруппы, а для самообороны в надводном положении имеются выдвижные ЗРК 39, смонтированные спереди и сзади рубок 37 и 38. Заправленные топливом и заряженные боекомплектом ДПСВ и ОПСВ поочередно поднимаются на самолетоподъемниках 36 и перемещаются на площадку палубы 35. После их взлета и выполнения разведывательно-ударной миссии они возвращаются для их вертикальной посадки на площадку палубы 35 с последующим их перемещением на самолетоподъемники 36 и далее в ангары 40 в корпус 31-32 для техобслуживания, заправки топливом 41 и заряжания боекомплектом 42. Спереди и сзади на торцах корпуса палубы 35 ПАПК 27 смонтированы три пары автоматических стыковочных узлов 43 с фиксаторами разъемного типа с возможностью одновременной стыковки, например, двух корпусов 35 ПАПК 27 в единую СПРУТ. Для использования в СПРУТ истребителей мод. МиГ-29К или Су-33К передний ПАПК в носовой и задний ПАПК в кормовой части снабжены соответственно выдвижными трамплином 44 и тросами 45 аэрофинишера. Поперечная структура 34 имеет верхние 46/нижние 47 люковые закрытия.The
Таким образом, палубные ОПСВ и ДПСВ с ЛРК, КГтД в КМГ, имеющие для создания вертикальной тяги два НВ или горизонтальной тяги два ВОВ соответственно с работающими двумя НВ или с зафиксированными лопастями НВ в закрытых их ККО, представляет собой конвертоплан с поперечными или продольными НВ в ККО и ПРС-R2. Адаптивное ЛРК с передними и задними его наплывами увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ при преобразовании в реактивный самолет с зафиксированными лопастями НВ в закрытых ККО, но и позволит уменьшить вес планера, выполненного по малозаметной технологии с радиопоглощающими материалами, увеличить взлетный вес на 17%, экономию на 20% топлива либо дальность полета на 29% при сохранении взлетного веса и выполнения барражирующего полета со скоростью 550 км/ч в конфигурации крылатого автожира, но и обеспечивающего скорость захода на посадку в 72-80 км/ч при угле атаки α=15,9°Thus, deck-mounted SPSV and DPSV with LRK, KGtD in KMG, having two HV to create vertical thrust or two HVW horizontal thrust, respectively, with two working HV working or with fixed HV blades in their closed spacecraft, is a convertiplane with transverse or longitudinal HV in KCO and ORS-R2. Adaptive LRK with its front and rear influxes increases the aerodynamic and structural advantages when converting to a jet plane with fixed HB blades in closed KCO, but it will also reduce the weight of a glider made using low-observable technology with radar absorbing materials, increase take-off weight by 17%, saving 20% fuel or flight range by 29% while maintaining take-off weight and performing a boarding flight at a speed of 550 km / h in the configuration of a winged gyroplane, but also providing a landing speed of 72-80 km / h with an attack angle α = 15, 9 °
Кроме того, принцип увеличения подъемной силы ЛРК, особенно, с его развитыми наплывами в сверхзвуковых ОПСВ и ДПСВ на взлетно-посадочных или маневрирования на вертолетных и самолетных режимах их полета обеспечивается соответственно тремя способами без использования отклонения механических закрылков или работы автоматов перекоса на поперечных НВ и отклонения механических элеронов с элевонами. Вместо этого сверхзвуковые воздушные потоки отбираются от каждого КГтД и направляются через реактивные щелевые сопла закрылок ЛРК и круглые сопла КГтД с ВУВТ для управления полетом. Эти новые методы управления устраняют традиционную необходимость в сложных механических подвижных частях, используемых для перемещения закрылков, элеронов и элевонов и управления ОПСВ и ДПСВ во время полета, но и позволяют маневрировать при помощи изменения направления реактивной тяги посредством каждого круглого сопла КГтД с ВУВТ.In addition, the principle of increasing the LRK lifting force, especially with its developed influxes in supersonic APS and DPSV during takeoff and landing or maneuvering in helicopter and aircraft flight modes, is provided, respectively, in three ways, without using deflection of the mechanical flaps or operation of the swashplate on transverse HB and deviations of mechanical ailerons with elevons. Instead, supersonic air currents are sampled from each QGTD and routed through the slotted jet nozzles of the LRK flap and round KGtD nozzles with WUWT for flight control. These new control methods eliminate the traditional need for complex mechanical moving parts used to move flaps, ailerons, and elevons and control the SPSL and DPSV during flight, but they also allow maneuvering by changing the direction of jet thrust through each circular nozzle of a turbojet engine with high-speed air-guns.
Авиационная группа СПРУТ включает однотипные ПАПК с ОПСВ и ДПСВ (см. табл. 1), используемые с палубы, несущие в отсеках вооружения ОПСВ/ДПСВ по 2/3 штук АПР-3МЭ или ПКР типа Х-35УЭ. В ПАК головной ОПСВ, который полностью оцифрован с использованием новейших технологий, включая и совместное использование пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов, так называемое manned and unmanned teaming (MUM-T), которое позволяет пилотам ОПСВ контролировать траекторию полета группы ведомых ДПСВ и их боевые нагрузки. Четвертый уровень MUM-T позволяет пилотам ОПСВ не только получать реальные сенсорные изображения с авиагруппы ведомых ДПСВ и управлять сенсорными и оружейными нагрузками, но и их навигацией и глобальным позиционированием при следящем полете. Преимущества в части мореходности и новых компоновочных возможностей полукатамаранной формы корпуса ПАПК позволяют использовать в водоизмещающем режиме скоростей без ограничения их размерений как автономно, так и совместно с двумя ПАПК, состыкованными в СПРУТ, повышают боевую устойчивость и безопасность, а рой ДПСВ создает буферную авиазону между ПВО цели и ОПСВ, и СПРУТ. 
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019127354A RU2725567C1 (en) | 2019-08-29 | 2019-08-29 | Transformable underwater reconnaissance-strike system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019127354A RU2725567C1 (en) | 2019-08-29 | 2019-08-29 | Transformable underwater reconnaissance-strike system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2725567C1 true RU2725567C1 (en) | 2020-07-02 |
Family
ID=71510350
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019127354A RU2725567C1 (en) | 2019-08-29 | 2019-08-29 | Transformable underwater reconnaissance-strike system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2725567C1 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5407150A (en) * | 1990-07-25 | 1995-04-18 | Sandleir Vtol Aircraft Co., Ltd. | Thrust unit for VTOL aircraft |
| RU2288140C1 (en) * | 2005-05-31 | 2006-11-27 | Открытое Акционерное Общество (ОАО) СПЕЦИАЛЬНОЕ КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО "ТОПАЗ" | Unmanned flying vehicle |
| RU2389639C2 (en) * | 2007-09-28 | 2010-05-20 | Николай Иванович Прибыльщиков | Patrol complex |
| RU2494003C2 (en) * | 2008-04-09 | 2013-09-27 | Дснс | External store for missiles launch from submarine |
| CN107089316A (en) * | 2016-02-18 | 2017-08-25 | 张飞 | Flying wing type dual-culvert vertical take-off and landing aircraft |
| RU2654898C1 (en) * | 2017-09-07 | 2018-05-23 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Центральный научно-исследовательский испытательный институт инженерных войск" Министерства обороны Российской Федерации | Robotic reconnaissance complex amphibious |
-
2019
- 2019-08-29 RU RU2019127354A patent/RU2725567C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5407150A (en) * | 1990-07-25 | 1995-04-18 | Sandleir Vtol Aircraft Co., Ltd. | Thrust unit for VTOL aircraft |
| RU2288140C1 (en) * | 2005-05-31 | 2006-11-27 | Открытое Акционерное Общество (ОАО) СПЕЦИАЛЬНОЕ КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО "ТОПАЗ" | Unmanned flying vehicle |
| RU2389639C2 (en) * | 2007-09-28 | 2010-05-20 | Николай Иванович Прибыльщиков | Patrol complex |
| RU2494003C2 (en) * | 2008-04-09 | 2013-09-27 | Дснс | External store for missiles launch from submarine |
| CN107089316A (en) * | 2016-02-18 | 2017-08-25 | 张飞 | Flying wing type dual-culvert vertical take-off and landing aircraft |
| RU2654898C1 (en) * | 2017-09-07 | 2018-05-23 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Центральный научно-исследовательский испытательный институт инженерных войск" Министерства обороны Российской Федерации | Robotic reconnaissance complex amphibious |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2684160C1 (en) | Deck-based aircraft unmanned anti-submarine complex (dauac) | |
| RU2721808C1 (en) | Surface-submerged ship with deck air strike complex | |
| RU2706295C2 (en) | Anti-ship missile system with flying rockets robot-carrier and method for use thereof | |
| CN110065634A (en) | Unmanned flight robot based on the cold power-assisted transmitting of compressed gas | |
| WO2007002243A2 (en) | Improved lifting body aircraft and reentry vehicle with chines | |
| RU2708782C1 (en) | Unmanned aircraft-helicopter-missile carrier | |
| RU2674742C1 (en) | Aircraft rocket complex with unmanned attack helicopter-airplane | |
| RU2768999C1 (en) | Coastal air-rocket reusable autonomous complex | |
| RU2442727C1 (en) | Reusable missile and aircraft unit and way to return it to spaceport | |
| RU2736530C1 (en) | Strategic aviation trans-arctic system | |
| RU2720592C1 (en) | Adaptive airborne missile system | |
| RU2690142C1 (en) | Unmanned aerial missile system and method of its application | |
| RU2711430C2 (en) | Flying robot-carrier of shipborne and airborne missiles | |
| RU2710317C1 (en) | Air missile system with an unmanned percussive aircraft helicopter | |
| RU2725372C1 (en) | Unobtrusive aircraft-missile system | |
| RU2722609C1 (en) | Stealthy rocket and aircraft complex | |
| RU2721803C1 (en) | Aircraft-missile strike system | |
| RU2717280C1 (en) | Aeronautical reconnaissance-strike system | |
| RU2725567C1 (en) | Transformable underwater reconnaissance-strike system | |
| RU2738224C2 (en) | Multipurpose missile aviation system | |
| RU2733678C1 (en) | Unmanned impact helicopter aircraft | |
| RU2749162C1 (en) | Anti-ship aircraft strike complex | |
| RU2699616C2 (en) | Anti-submarine missile system with self-contained jet carrier aircraft and method for application thereof | |
| RU2699514C1 (en) | Unmanned convertiplane rocket carrier and method for use thereof | |
| RU2720569C1 (en) | Adaptive aviation-missile system |