RU2736530C1 - Strategic aviation trans-arctic system - Google Patents
Strategic aviation trans-arctic system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2736530C1 RU2736530C1 RU2020100509A RU2020100509A RU2736530C1 RU 2736530 C1 RU2736530 C1 RU 2736530C1 RU 2020100509 A RU2020100509 A RU 2020100509A RU 2020100509 A RU2020100509 A RU 2020100509A RU 2736530 C1 RU2736530 C1 RU 2736530C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flight
- opkr
- dpkr
- dna
- control
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
- F42B15/10—Missiles having a trajectory only in the air
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационным трансарктическим системам с опционально и дистанционно пилотируемыми конвертопланами-ракетоносцами, имеющими двунаправленное крыло с двусторонней симметрией в двух перпендикулярных плоскостях, смонтированное на поворотном шарнире подкрыльного фюзеляжа-гондолы с двумя комбинированными газотурбинными двигателями и свободными силовыми турбинами, приводящими подъемные вентиляторы (ПВ) и в кольцевых обтекателях два турбовентилятора, создающих при вертикальном и коротком взлете/по-садке (ВВП и КВП) подъемную и/или пропульсивно-реактивную тягу с работающими/зафиксированными ПВ при автоматически открытых/закрытых поперечных верхних жалюзи-створках и нижних жалюзи-рулей крыльевых кольцевых обтекателей в конфигурации реактивных самолетов при выполнении ВВП, КВП/горизонтальном полете, несущих управляемые ракеты, используемых с атомного авианесущего ледокола.The invention relates to aviation transarctic systems with optionally and remotely piloted tiltrotor-missile carriers having a bi-directional wing with bilateral symmetry in two perpendicular planes, mounted on a pivot hinge of the underwing fuselage-nacelle with two combined gas turbine engines and free power turbines (driving) and in the annular fairings, two turbofans, creating during vertical and short takeoff / landing (GDP and KVP) lifting and / or propulsion-jet thrust with working / fixed PV with automatically open / closed transverse upper louvres and lower louvers-rudders wing annular fairings in the configuration of jet aircraft when performing GDP, KVP / level flight, carrying guided missiles, used from a nuclear-powered aircraft carrier icebreaker.
Известен комплекс для поражения подводных лодок (ПЛ) на больших дальностях, патент RU 2371668 С2, выполненный в виде баллистической ракеты (БР), в носовой части которой под сбрасываемым обтекателем размещена крылатая ракета (КР); БР содержит аэродинамические поверхности с приводами и разгонный двигатель для обеспечения доставки КР на дальность стрельбы к району расположения цели. Для экономичного полета в атмосфере КР состыкована с разгонным двигателем посредством устройства отделения, выполнена с возможностью полета в районе расположения ПЛ-цели и содержит отделяемую боевую часть (БЧ) подводного действия и отделяемый радиогидроакустический буй; система управления КР снабжена аппаратурой для приема информации от радиогидроакустического буя по радиоканалу о местонахождения цели. В соответствии с командами, осуществляющими поиск цели, ее обнаружение, сближение с целью и ее поражение путем подрыва БЧ. После чего БР-носитель продолжает полет с работающим двигателем, уводя ее от места приводнения БЧ подводного действия, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сама же одноразовая БР уходила из района приводнения БЧ и самоликвидировалась.Known complex for the destruction of submarines (PL) at long ranges, patent RU 2371668 C2, made in the form of a ballistic missile (BR), in the nose of which under the dropped fairing is placed a cruise missile (CR); BR contains aerodynamic surfaces with drives and an accelerating engine to ensure the delivery of the missile launcher at a firing range to the target area. For economical flight in the atmosphere, the RR is docked with the accelerating engine by means of a separation device, is made with the possibility of flight in the area of the target submarine and contains a detachable underwater warhead (CU) and a detachable hydroacoustic buoy; the control system of the RV is equipped with equipment for receiving information from a hydroacoustic buoy via a radio channel about the location of the target. In accordance with the teams searching for the target, its detection, approaching the target and its defeat by detonating the warhead. After that, the BR-carrier continues its flight with the engine running, taking it away from the landing site of the underwater warhead so as not to interfere with its homing system. The very same single-use ballistic missile left the area of the splashdown of the warhead and self-destructed.
Известен беспилотный самолет проекта "X-plane" компании "Northrop Grumman" (США) [http://test.abovetopsecret.com/forum/thread398541/pg1], выполненный по схеме летающее крыло асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС), имеет два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) в мотогондоле с внутренними бомбоотсеками и трехопорным убирающимся колесным шасси. Для сверхзвукового полета "X-plane" его ТРДД General Electric J85-21 имеют реактивную тягу 4485 кгс, что на высоте полета 11 км обеспечивает скорость 1275/1488 км/ч при тяговооруженности 0,54/0,68. Известные самолеты с КАИС имеют ряд недостатков, основными из которых являются: смещение аэродинамического фокуса при разнонаправленной стреловидности, что приводит к увеличению балансировочного сопротивления; возрастание массы конструкции из-за наличия поворотных шарниров консолей. Кроме того, при большом угле 45° стреловидности консоль с прямой стреловидностью имеет больший эффективный угол атаки, чем консоль с обратной стреловидностью, что приводит к асимметрии лобового сопротивления и, как следствие, к возникновению паразитных разворачивающих моментов по крену, тангажу и рысканию. Более того, для КАИС характерны вдвое больший рост толщины пограничного слоя вдоль размаха, и любой несимметричный срыв потока вызывает интенсивные возмущения, а их устранение может быть осуществлено путем использования двунаправленного крыла.Known unmanned aircraft of the project "X-plane" of the company "Northrop Grumman" (USA) [http://test.abovetopsecret.com/forum/thread398541/pg1], made according to the scheme of a flying wing of an asymmetrically variable sweep (KAIS), has two turbojets two-circuit engine (turbojet engine) in a nacelle with internal bomb bays and a tricycle retractable wheel chassis. For supersonic flight "X-plane" its General Electric J85-21 turbojet engine have a jet thrust of 4485 kgf, which at a flight altitude of 11 km provides a speed of 1275/1488 km / h with a thrust-to-weight ratio of 0.54 / 0.68. Known aircraft with KAIS have a number of disadvantages, the main of which are: displacement of the aerodynamic focus at multidirectional sweep, which leads to an increase in balancing resistance; an increase in the mass of the structure due to the presence of swivel joints of the consoles. In addition, at a large 45 ° sweep angle, a straight swept cantilever has a larger effective angle of attack than a reverse swept cantilever, which leads to an asymmetry of the drag and, as a consequence, to the appearance of parasitic turning moments in roll, pitch and yaw. Moreover, KAIS is characterized by a twofold increase in the thickness of the boundary layer along the span, and any asymmetric stall of the flow causes intense disturbances, and their elimination can be carried out using a bidirectional wing.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является палубный авиационный комплекс (ПАК) "Icara" (Великобритания) с беспилотным летательным аппаратом (БЛА) [http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/ikara/ikara.shtml], имеющим фюзеляж, пусковое устройство (ПУ) с управляемой ракетой, крыло с органами его управления, двигатель силовой установки (СУ), систему управления, обеспечивающую телемеханическое управление с командного пункта корабля-носителя.Closest to the proposed invention is a carrier-based aircraft complex (PAK) "Icara" (Great Britain) with an unmanned aerial vehicle (UAV) [http://rbase.new-factoria.ru / missile / wobb / ikara / ikara.shtml], having fuselage, launching device (PU) with a guided missile, wing with its controls, power plant engine (SU), control system providing telemechanical control from the command post of the carrier ship.
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) Mk.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 match - the dimensions of the UAV without the ship's launcher: 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 a UAV with a Mk.44 torpedo, which is 1480 kg (with a mass of 13% of the target load - a torpedo of 196 kg, its length is 2.57 m and a diameter of 324 mm) and short ranges of 24 km and a flight speed of 140-240 m / s, and a warhead (torpedoes - 30 knots and a cruising 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 цели торпеда (самонаводящаяся МГТ Mk.44), полу утопленная с подфюзеляжным ее расположением в корпусе БЛА по радиокоманде отделялась, спускалась на парашюте, входила в воду и начинала поиск 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.The 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 of the dropped torpedo. Target location data came from the 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 drop zone is constantly updated in the fire control system computer, which then transmitted them through the radio command control system to the UAV in flight. Upon arrival of the UAV in the target area, the torpedo (self-guided MGT Mk.44), semi-drowned with its ventral position in the UAV hull, separated by radio command, descended by parachute, entered the water and began to search for the target. After that, the UAV continues its flight with a working control system, taking 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 указанном выше известном британском ПАК модели "Icara" увеличения целевой нагрузки (ЦН) и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, а также вероятности поражения надводной или наземной цели, расположенной на большой дальности, но и возврата на вертолетную площадку атомного авианесущего ледокола (АНЛ) для повторного использования.The proposed invention solves the problem in the above-mentioned known British PAK model "Icara" to increase the target load (CP) and weight recoil, increase the speed and range of flight, as well as the probability of hitting a surface or ground target located at a long distance, but also returning to the helipad nuclear aircraft carrier icebreaker (ANL) for reuse.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного британского ПАК модели "Icara", наиболее близкой к нему, являются наличие того, что стратегическая авиационная трансарктическая система (АТАС) имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП) корабельного базирования, включающую более чем один опционально пилотируемый конвертоплан-ракетоносец (ОПКР) с более чем одним дистанционно пилотируемым конвертопланом-ракетоносцем (ДПКР), используемую более чем с одной вертолетной площадки атомного АНЛ, причем каждый ДПКР и ОПКР выполнен по гибридной компоновке, по меньшей мере, с одним двунаправленным крылом (ДНК), имеющим двустороннюю симметрию в двух перпендикулярных плоскостях и в любом из двух положений на 90° равно- или разновеликие по размаху трапециевидные и ромбовидные консоли соответственно с округлыми и треугольными их законцовками, интегрированным с подкрыльным фюзеляжем-гондолой (ПФГ) и его шарниром, обеспечивающим механизмом следящего привода от исходного по оси симметрии положения в плане ромбовидных консолей ДНК их поворот в горизонтальной плоскости на угол 90° против или обратно по часовой стрелки так, что трапециевидные/ромбовидные и ромбовидные/трапециевидные консоли ДНК устанавливаются в плане соответственно по оси/перпендикулярно к оси симметрии, фиксируются в последнем положении, например, трапециевидные большие/ромбовидные меньшие консоли ДНК с соответствующим их удлинением λ=3,3…4,3λ=2,5, но и содержит на трапециевидных консолях ДНК многовентиляторную поперечную несущую систему (МПНС), используемую при ее установке с этими консолями перпендикулярно к плоскости симметрии на переходных и разгонных режимах полета, выполнении ВВП, короткого взлета и посадки или вертикальной посадки (КВП или КВВП), но и включающую, по меньшей мере, два подъемных вентилятора (ПВ), равноудаленных в плане от центра масс, смонтированных в крыльевых кольцевых обтекателях (ККО), имеющих автоматически открываемые/закрываемые поперечные как верхние жалюзи-створки, так и нижние жалюзи-рули, обеспечивающие свободный доступ воздуха в соответствующие ККО и выхода из них воздушного потока, не обдувающего ПФГ, и образующие после их закрывания назад по полету соответствующие поверхности ДНК, но и снабжен по меньшей мере двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), смонтированными в кормовой части ПФГ, оснащены боковыми воздухозаборниками и круглыми соплами со всера-курсным управлением вектором тяги (ВУВТ) и выполнены в виде двухконтурных реактивных двигателей, имеющих однорядный турбовентилятор (ОТВ) в кольцевом обтекателе (КО) и более чем одну свободную силовую турбину (ССТ), передающую взлетную мощность СУ на соответствующие ПВ в ККО и/или ОТВ в КО, создающие в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную тягу при выполнении ВВП, КВП и КВВП или горизонтальном поступательном полете, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения вертикального или короткого взлета с соответствующего самолета с КГтД, приводящими, например, в МПНС-Х2 пару ПВ и/или два ОТВ в ПРС-R2, создающие при этом подъемную и/или пропульсивно-реактивную тягу с работающими/зафиксированными ПВ при автоматически открытых/закрытых верхних створках и нижних жалюзи-рулей их ККО в конфигурации реактивных сверх- или трансзвукового самолета соответственно при нормальном или максимальном взлетном весе, но и обратно, при этом в системе трансмиссии каждый ее КГтД размещен в кормовой гондоле ПФГ, в которой между ОТВ и ССТ смонтирован соосно с двумя последними Т-образный в плане редуктор, имеющий продольные по его оси входные валы, например, от двух ССТ, но и продольный и поперечный выходные валы, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ОТВ, а второй синхронизирующий вал передает крутящий момент на Т-образный в плане главный редуктор, выходной вал которого через муфту сцепления вращательно связан с угловым редуктором, вертикальная колонка выходного вала которого, являясь жесткой осью поворотного шарнира ДНК, размещена соосно с последним, имеет вал, который вращательно связан через муфту сцепления с Т-образным при виде сзади редуктором, передающим его выходными валами, проложенными внутри трапециевидных консолей ДНК и ребер жесткости ККО, равновеликую мощность на угловые редукторы ПВ.Distinctive features of the proposed invention from the above-mentioned known British PAK model "Icara", which is closest to it, are the presence of the fact that the strategic aviation transarctic system (ATAS) has a group of ship-based vertical take-off and landing (VLT) vehicles, including more than one optionally a manned missile carrier tiltrotor (OPKR) with more than one remotely piloted missile carrier (DPKR) tiltrotor, used from more than one helipad of an atomic ANL, and each DPKR and OPKR is made according to a hybrid layout, with at least one bidirectional wing (DNA ), having bilateral symmetry in two perpendicular planes and in any of two positions at 90 °, equal or different in span trapezoidal and rhomboid consoles, respectively, with their rounded and triangular tips, integrated with the underwing fuselage-nacelle (PFG) and its hinge, providing follower mechanism and from the initial position along the symmetry axis in the plan of the rhomboid DNA consoles, their rotation in the horizontal plane at an angle of 90 ° counterclockwise or backward so that the trapezoidal / rhomboid and rhomboid / trapezoidal DNA consoles are set in the plan, respectively, along the / axis perpendicular to the symmetry axis , are fixed in the last position, for example, trapezoidal large / diamond-shaped smaller DNA consoles with their corresponding lengthening λ = 3.3 ... 4.3λ = 2.5, but also contains a multi-fan transverse supporting system (MPS) on the trapezoidal DNA consoles, which is used for its installation with these consoles perpendicular to the plane of symmetry in transient and accelerating flight modes, performing runoff, short takeoff and landing or vertical landing (KVP or KVVP), but also including at least two lifting fans (PV), equidistant in plan from the center of gravity, mounted in wing annular fairings (KKO), having automatically opened / closed transverse as upper shutters-shutters and lower shutters-rudders, which provide free access of air to the corresponding CCOs and the exit from them of the air flow that does not blow over the PFG, and after they are closed back along the flight, the corresponding DNA surfaces, but is also equipped with at least two combined gas turbine engines (KGTD), mounted in the stern of the PFG, are equipped with side air intakes and round nozzles with all-course thrust vector control (VUVT) and are made in the form of bypass jet engines with a single-row turbofan (OTV) in an annular fairing (KO) and more than one free power turbine (SST), transmitting the takeoff power of the CS to the corresponding PS in the KCO and / or OTS in the KO, creating synchronous jet thrust in the propulsive-reactive system (PRS) when performing the GDP, KVP and KVVP or horizontal translational flight, but and is configured to convert its flight configuration after performing a vertical or short takeoff that from a corresponding aircraft with a gas turbine engine, for example, in the MPNS-X2, a pair of PV and / or two OTVs in a PRS-R2, creating a lifting and / or propulsive-jet thrust with working / fixed PV with automatically open / closed upper flaps and the lower louvers-rudders of their KKO in the configuration of jet supersonic or transonic aircraft, respectively, at normal or maximum takeoff weight, but also vice versa, while in the transmission system each of its KGTD is placed in the PFG aft nacelle, in which between the OTV and SST it is mounted coaxially with the last two are a T-shaped gearbox in plan, having input shafts longitudinal along its axis, for example, from two SST, but also longitudinal and transverse output shafts, the first of which transfers power through the clutch to the OTV, and the second synchronizing shaft transfers torque to The main gearbox is T-shaped in plan, the output shaft of which is rotationally connected through the clutch to the bevel gear, the vertical column of the output shaft of which is Being a rigid axis of the DNA pivot hinge, it is located coaxially with the latter, has a shaft that is rotationally connected through a clutch to a T-shaped gearbox when viewed from behind, transmitting it by output shafts laid inside the trapezoidal DNA consoles and KCO stiffeners, equal power to angle gearboxes PV.
Кроме того, в упомянутых ОПКР и ДПКР для уменьшения в 1,8…2,3 раза стояночной их площади от взлетной концевые части ромбовидных консолей ДНК выполнены складывающимися вниз при упомянутой по оси симметрии фиксации трапециевидных консолей ДНК, а их система управления циркуляцией воздушного потока, обеспечивающая направление от компрессора каждого КГтД сверхзвуковых воздушных потоков, которые на режимах ВВП и зависания для изменения балансировки по тангажу подаются к струйным рулям по продольным воздуховодам к их клапанам и выдуваются поочередно из реактивных верхнего или нижнего кормового сопла (КС) при открытой соответствующей автоматической створке, образующей при ее закрытии соответствующую поверхность кормового обтекателя, а на режимах их ВВП и зависания для выполнения подъема и изменения балансировки как по крену, так и курсу упомянутые жалюзи-рули, например, в левом и правом их ККО, которые установлены на поперечной средней линии упомянутых трапециевидных консолей ДНК, проходящей в плане через центр масс, выполнены с возможностью дифференциального отклонения от центра ККО на углы вперед по полету -40° и назад +40° как поочередно в одном из ККО с одной стороны передних и задних их жалюзи-рулей, так и одновременно в паре ККО с двух сторон передних с задними жалюзи-рулей соответственно, а в полетной их конфигурации реактивного самолета изменение балансировки по тангажу, курсу и крену создается соответственно синфазным и дифференциальным 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, но и повышение путевой устойчивости при скорости их полета М=0,7…М=1,4 концевые части их ромбовидных консолей, смонтированных с ДНК по правилу площадей, отклоняются вниз на угол 30°, причем на режимах ВВП и зависания ОПКР и ДПКР при удельной нагрузке на мощность их комбинированной СУ, составляющей ρN=1,15 кг/л.с, каждая упомянутая ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего систему адаптивного управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности, например, в МПНС-Х2, составляющей с учетом потерь от обдува ребер жесткости ККО ρВТ=1,15, включает режимы работы ССТ как взлетный, так и чрезвычайный режим (BP и ЧР) при отборе потребной ее мощности на привод упомянутых ПВ соответственно как от четырех работающих ССТ, так и от трех из работающих ССТ с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности между ПВ 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 МПНС-Х2, составляющей ρВТ=1,07, обеспечит режим аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 минут, 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 ПФГ, и дисков вращения их ПВ 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 ПФГ с их колесным шасси и уровнем земли или поверхностью посадочной площадки; сравнить относительную позицию их ПФГ 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, при этом каждый ОПКР и ДПКР, выполненный соответственно без и с кабиной пилотов, снабженной внутри видеокамерами с автономными манипуляторами, подключаемыми к органам управления ОПКР и возможностью опционального его управления пилотами из кабины ПФГ, а нижние бомбоотсеки их ПФГ имеют внутреннее вооружение с автоматическими створками и их упомянутыми ПУ с закрепленными на них УР воздух-воздух и авиационными крылатыми ракетами (АКР), обеспечивающими соответственно борьбу с воздушной и наземной, надводной целью, а их комплекс вооружения имеет авиационную пушку, установленную в обтекателе сверху носовой части ПФГ, поражающую дозвуковые ударные БЛА и АКР, а их планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, причем тяжеловооруженные ДПКР и ОПКР, несущие в конфигурации реактивного самолета в бомбоотсеках их ПФГ соответственно АКР типа Х-555 и X101 для создания буферной безопасной авиазоны между головным ОПКР и ПВО цели, увеличивающей дальность действия до 4750/7750 км соответственно стратегических АКР типа Х-555/Х-101, образующими после их запуска автономные рои АКР с буксируемыми ложными их целями, а их ПФГ, имеющий от пирамидальной носовой его части скошенные по всей его длине их боковые стороны, образующие с упомянутыми воздухозаборниками при виде спереди пяти- или шестигранное поперечное его сечение, уменьшающее эффективную площадь рассеивания, а их ПФГ на конце хвостовых балок имеет либо цельно-поворотные кили, отклоненные вверх или вниз и наружу от плоскости симметрии под углом 47° к горизонтали, либо стреловидный стабилизатор с концевыми киль-шайбами, образующими при виде спереди U-образное оперение, а их ПФГ между сопел КГтД снабжен, вынесенным вдоль продольной его оси и от конца, кормовым обтекателем с отсеком, снабженным на его конце выдвижной буксируемой на тросе ложной целью, при этом электронно-оптический датчик (ЭОД), предназначенный для обнаружения и идентификации цели, имеет приемную часть ЭОД, которая закрывается сверху сапфировым стеклом, устанавливается внизу носовой части ПФГ головного ОПКР и с радаром последнего обеспечивает на больших, безопасных для ОПКР расстояниях целеуказание и управление оружейными нагрузками ОПКР и ДПКР с наведением на цель их АКР класса воздух-земля и их УР воздух-воздух, а управление ДПКР обеспечивается вторым пилотом ОПКР, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны ДПКР-станцию активных электронных помех, причем упомянутая БСУ головного ОПКР, 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 кабины, смонтированной в их ПФГ, имеющих катапультируемые в верхнюю полусферу кресла, срабатывающие автоматически при выполнении ВВП и зависания, но и его использования в составе авиагруппы в качестве головного с упомянутыми более чем двумя ДПКР, более чем один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет его системой автопилота в следящем полете маневры головного ОПКР, а другой - управляется вторым пилотом с головного ОПКР, а затем наоборот, причем при отсутствии вмешательства пилота система автопилота выполняет управление полетом ведомого ДПКР в соответствии с командами текущего состояния, повторяющими профиль полета и изменение маршрута головного ОПКР, при этом в случае возникновения внештатной ситуации, то для устранения непредвиденных проблем с безопасностью выполнения следящего полета пилот принимает на себя непосредственное управление ведомым ДПКР, 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 ДПКР, сконфигурированы для обнаружения данных, касающихся его положения относительно положения головного ОПКР, 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 ДПКР и головным ОПКР; сравнить относительную позицию с выбранной относительной позицией; определить скорость ведомого ДПКР, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовывать скорость следящего устройства во входы управления полетом; ограничивать прямое перемещение ведомого ДПКР относительно ОПКР, обеспечивающего через входы его компьютера управления полетом относительное их безопасное положение в совместном полете, при этом каждый сенсорный компьютер предыдущего и последующего из ведомых ДПКР, сконфигурированные для восприятия акустических сигналов, имеет память, содержащую: данные, представляющие по меньшей мере одну траекторию полета головного ОПКР и предыдущего ДПКР; 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 ДПКР 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 ее атаки, интегрированы к автономному стратегическому роению.In addition, in the above-mentioned OPKR and DPKR, in order to reduce by 1.8 ... 2.3 times their parking area from the take-off, the end parts of the diamond-shaped DNA consoles are made folding downward with the fixation of the trapezoidal DNA consoles mentioned along the axis of symmetry, and their air flow control system, providing direction from the compressor of each KGTD of supersonic air flows, which in the modes of GDP and hovering to change the balance in pitch are fed to the jet rudders along the longitudinal air ducts to their valves and are blown out alternately from the jet upper or lower aft nozzle (CS) with the corresponding automatic flap open, forming, when it is closed, the corresponding surface of the aft fairing, and in the modes of their GDP and hovering for lifting and changing the balancing both along the roll and the course, the said louvers-rudders, for example, in their left and right KKO, which are installed on the transverse centerline of the mentioned trapezoidal consoles of DNA passing in plan through the center of mass, made with the possibility of a differential deviation from the center of the CCO by angles forward along the flight of -40 ° and backward + 40 ° as alternately in one of the CCOs on one side of their front and rear louvers-rudders, and simultaneously in a pair of CCOs with two sides of the front with rear louvers-rudders, respectively, and in their flight configuration of a jet aircraft, a change in the balance in pitch, heading and roll is created, respectively, by in-phase and differential deviation in two KGTD of their jet nozzles with the mentioned VUVT both vertically up and down, both horizontally to the left - to the right and vertically one up, and the other down, but also an increase in directional stability at a speed of their flight M = 0.7 ... M = 1.4, the end parts of their diamond-shaped consoles, mounted with DNA according to the area rule, deviate downward at an angle of 30 °, moreover, in the modes of GDP and hovering of the OPKR and DPKR with a specific load on the power of their combined CS, which is ρ N = 1.15 kg / hp, each mentioned SS is made with digital elements th program control, combining the system of adaptive control of the formation of a safe flight (UFBP) with a specific vertical thrust-to-weight ratio, for example, in the MPNS-X2, which, taking into account the losses from blowing the stiffeners of the stiffeners, KCO ρ VT = 1.15, includes the SST operating modes both takeoff and and emergency mode (BP and PD) when the required power is taken to drive the said PV, respectively, both from four operating SSTs and from three of the operating SSTs with automatic equalization and equal redistribution of the remaining power between the PS in case of failure of the corresponding SST in KGTD, for example, even in the latter case, after the automatic switching on of the PD, the operation of the SST remaining in operation, which, with a specific vertical thrust-to-weight ratio in the MPNS-X2 of ρ VT = 1.07, will provide an emergency vertical landing mode for 2.5 minutes, and in each of their SST the system UVBP contains: one or more sensors that are configured to detect data related to air flow (G B , kg / s) through the SST compressor, the gas temperatures ( TG , K) in front of the SST turbine, the total compression ratio (K) of the compressor, as well as one or more sensors that are configured to detect the relative position and their PFG, and the rotation discs of their PV for their relative position relative to the ground level or the surface of the landing site, as well as various obstacles in the path of their tracking safe descent; a flight control computer located in their BSU and operational with one or more sensors; the flight control computer is configured to: determine the relative position between their PFGs with their wheeled chassis and the ground level or surface of the landing pad; compare the relative position of their PFG and their carrier system with their selected relative position; determine the speed of the controlled descent required to move them to the selected relative position; convert tracker speed to flight control inputs; and also to provide a direct controlled safe descent to the selected relative position through the flight control inputs, while each OPKR and DPKR, made respectively without and with a cockpit, equipped inside with video cameras with autonomous manipulators connected to the OPKR controls and the possibility of its optional control by pilots from the PFG cabins, and the lower bomb bays of their PFGs have internal armament with automatic flaps and their mentioned launchers with air-to-air missiles and aviation cruise missiles (AKR) attached to them, which provide, respectively, the fight against air and ground, surface targets, and their weapons complex has an aircraft cannon installed in the fairing on top of the PFG nose, striking subsonic shock UAVs and AKRs, and their airframe is made of aluminum-lithium alloys and composite materials using an inconspicuous technology with a radio-absorbing coating, moreover, the heavily armed DPKR and OPKR, carrying a jet aircraft configuration air in the bomb bays of their PFG, respectively, AKR type Kh-555 and X101 to create a buffer safe air zone between the head OPKR and air defense targets, increasing the range to 4750/7750 km, respectively, strategic AKR type Kh-555 / Kh-101, forming autonomous swarms of ACRs with towed false targets, and their PFG, having their sides beveled from the pyramidal nose along its entire length, forming with the mentioned air intakes when viewed from the front, its five- or hexagonal cross-section, which reduces the effective scattering area, and their PFG at the end of the tail booms it has either one-piece rotatable keels, deflected up or down and outward from the plane of symmetry at an angle of 47 ° to the horizontal, or a swept stabilizer with end keel washers, forming a U-shaped tail when viewed from the front, and their PFG between the nozzles The KGTD is equipped with a stern fairing with a compartment, extended along its longitudinal axis and from the end, equipped at its end with a retractable towed on the cable with a false target, while the electro-optical sensor (EOD), designed for detecting and identifying the target, has a receiving part of the EOD, which is closed from above with a sapphire glass, is installed at the bottom of the nose of the PFG of the head OPKR and, with the latter's radar, provides on large, safe for OPKR distances, target designation and control of weapons loads OPKR and DPKR with aiming at the target of their air-to-ground missile defense system and their air-to-air missile defense system, and DPKR control is provided by the OPKR co-pilot, using a low-altitude flight profile and a self-defense system DPKR-station of active electronic interference, and the mentioned BSU of the head OPKR, made with a fly-by-wire control system that responds to at least one of the systems of autonomous flight control, remote operator control, pilot control and / or their combination, is equipped with the possibility of its optional control by pilots from the cockpit mounted in their PFG having ejected to the upper floor armchairs, which are triggered automatically when performing GDP and hovering, but also using it as part of an air group as a head with the above-mentioned more than two DPKR, more than one of which, being a slave, automatically repeats it by the autopilot system in tracking flight the maneuvers of the head OPKR, and the other is controlled by the co-pilot from the head OPKR, and then vice versa, and in the absence of pilot intervention, the autopilot system performs flight control of the slave DPKR in accordance with the commands of the current state, repeating the flight profile and changing the route of the head OPKR, while in the event of an emergency situation, then To eliminate unforeseen problems with the safety of the tracking flight, the pilot takes over direct control of the slave DPKR, canceling the current state commands issued by the autopilot during autonomous operation of the tracking flight, and the control system for the formation of a relative position in the tracking flight, containing one or multiple sensors located on the slave DPKR configured to detect data relating to its position relative to the position of the head OPKR having a flight control computer operational with one or more sensors, containing an additional sensor computer that is configured to: determine the relative position between slave DPKR and head OPKR; compare the relative position with the selected relative position; determine the speed of the slave DPKR required to move it to the selected relative position; convert tracker speed to flight control inputs; to restrict the direct movement of the slave DPKR relative to the OPKR, which provides through the inputs of its flight control computer their relative safe position in a joint flight, while each touch computer of the previous and subsequent slave DPKR, configured to perceive acoustic signals, has a memory containing: data representing at least one flight trajectory of the head OPKR and the previous DPKR; data representing at least one profile of their joint flight; program instructions executed by the processor for calculating their group flight in order to execute at least the current flight route and at least its flight profile, and store the current flight in memory; program instructions executed by the processor for the flight of each DPKR in accordance with the current flight profile; multimodal logic executed by the processor to calculate the ability to dynamically adapt to changing conditions or parameters, including the ability to coordinate an air group, distributed tactical control, distributed over the targets of the air group and / or completely, increasing the effectiveness of its attack, are integrated into autonomous strategic swarming.
Кроме того, в упомянутых ОПКР и ДПКР система управления формированием их относительной позиции в полете с один или несколькими датчиками, включают в себя один или несколько инфракрасных (ИК) датчиков, видеодатчиков, радиолокационных, лазерных и ультразвуковых датчиков, гидролокаторов, датчиков глобального позиционирования, при этом упомянутый компьютер управления полетом выполнен как с дополнительным компьютером суммирования данных датчиков и каналом приема-передачи данных, расположенным на головном ОПКР для получения глобальных данных о местоположении от ведомого ДПКР, так 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 дополнительный компьютер суммирования данных датчиков и каналом передачи данных имеет многополосное радиочастотное оборудование с направленной антенной, способной по каналам закрытой связи передавать несколько видеопотоков, обеспечивать сбор данных от каждого видеодатчика, а также обеспечивать преобразование изображений с каждого видеодатчика в относительное положение, которое определяет на основе глобального положения головного ОПКР, передаваемого на ведомый ДПКР, при этом компьютер суммирования данных полностью интегрирован в интерфейс пилота и системой управления ОПКР, обеспечивающей упомянутый следящий полет ведомого ДПКР, 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 ОПКР небезопасен для относительного его положения от ведомого ДПКР, но и отключающего формирование упомянутого следящего полета ведомым ДПКР через компьютер управления полетом.In addition, in the above-mentioned OPKR and DPKR, the control system for the formation of their relative position in flight with one or more sensors includes one or more infrared (IR) sensors, video sensors, radar, laser and ultrasonic sensors, sonars, global positioning sensors, when the above-mentioned flight control computer is made both with an additional computer for summing sensor data and a data reception and transmission channel located on the head OPKR to obtain global position data from the slave DPKR, and with the possibility of converting images from each video sensor, which ensures the determination of the relative position, which by means of triangulation, it includes the determination of the relative range, azimuth and elevation angle, and the additional computer for summing the sensor data and the data transmission channel has multiband radio frequency equipment with a directional antenna capable of being closed communication, transmit several video streams, ensure the collection of data from each video sensor, and also ensure the conversion of images from each video sensor to a relative position, which is determined based on the global position of the head OPKR transmitted to the slave DPKR, while the data summation computer is fully integrated into the pilot interface and a control system of the OPKR, which provides the mentioned tracking flight of the slave DPKR, which, if necessary, can be disabled by means of one of the inputs of the pilot interface for flight control, activation by the pilot of a button or control switch, and the data summation computer is additionally equipped with the possibility of its independent action, which determines that the flight The OPKR is unsafe for its relative position from the slave DPKR, but also disables the formation of the said tracking flight by the slave DPKR through the flight control computer.
Кроме того, в упомянутых ОПСВ и ДПСВ их ДНК с трапециевидными консолями, выполненными с относительной толщиной их профиля 
Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить стратегическую АТАС, имеющую группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП) корабельного базирования, включающую более чем один опционально пилотируемый конвертоплан-ракетоносец (ОПКР) с более чем одним дистанционно пилотируемым конвертопланом-ракетоносцем (ДПКР), используемую более чем с одной вертолетной площадки атомного АНЛ, причем каждый ДПКР и ОПКР выполнен по гибридной компоновке, по меньшей мере, с одним двунаправленным крылом (ДНК), имеющим двустороннюю симметрию в двух перпендикулярных плоскостях и в любом из двух положений на 90° равно- или разновеликие по размаху трапециевидные и ромбовидные консоли соответственно с округлыми и треугольными их законцовками, интегрированным с подкрыльным фюзеляжем-гондолой (ПФГ) и его шарниром, обеспечивающим механизмом следящего привода от исходного по оси симметрии положения в плане ромбовидных консолей ДНК их поворот в горизонтальной плоскости на угол 90° против или обратно по часовой стрелки так, что трапециевидные/ромбовидные и ромбовидные/трапециевидные консоли ДНК устанавливаются в плане соответственно по оси/перпендикулярно к оси симметрии, фиксируются в последнем положении, например, трапециевидные большие/ромбовидные меньшие консоли ДНК с соответствующим их удлинением λ=3,3…4,3λ=2,5, но и содержит на трапециевидных консолях ДНК многовентиляторную поперечную несущую систему (МПНС), используемую при ее установке с этими консолями перпендикулярно к плоскости симметрии на переходных и разгонных режимах полета, выполнении ВВП, короткого взлета и посадки или вертикальной посадки (КВП или КВВП), но и включающую, по меньшей мере, два подъемных вентилятора (ПВ), равноудаленных в плане от центра масс, смонтированных в крыльевых кольцевых обтекателях (ККО), имеющих автоматически открываемые/закрываемые поперечные как верхние жалюзи-створки, так и нижние жалюзи-рули, обеспечивающие свободный доступ воздуха в соответствующие ККО и выхода из них воздушного потока, не обдувающего ПФГ, и образующие после их закрывания назад по полету соответствующие поверхности ДНК, но и снабжен по меньшей мере двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), смонтированными в кормовой части ПФГ, оснащены боковыми воздухозаборниками и круглыми соплами со всеракурсным управлением вектором тяги (ВУВТ) и выполнены в виде двухконтурных реактивных двигателей, имеющих однорядный турбовентилятор (ОТВ) в кольцевом обтекателе (КО) и более чем одну свободную силовую турбину (ССТ), передающую взлетную мощность СУ на соответствующие ПВ в ККО и/или ОТВ в КО, создающие в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную тягу при выполнении ВВП, КВП и КВВП или горизонтальном поступательном полете, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения вертикального или короткого взлета с соответствующего самолета с КГтД, приводящими, например, в МПНС-Х2 пару ПВ и/или два ОТВ в ПРС-R2, создающие при этом подъемную и/или пропульсивно-реактивную тягу с работающими/зафиксированными ПВ при автоматически открытых/закрытых верхних створках и нижних жалюзи-рулей их ККО в конфигурации реактивных сверх- или трансзвукового самолета соответственно при нормальном или максимальном взлетном весе, но и обратно, при этом в системе трансмиссии каждый ее КГтД размещен в кормовой гондоле ПФГ, в которой между ОТВ и ССТ смонтирован соосно с двумя последними Т-образный в плане редуктор, имеющий продольные по его оси входные валы, например, от двух ССТ, но и продольный и поперечный выходные валы, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ОТВ, а второй синхронизирующий вал передает крутящий момент на Т-образный в плане главный редуктор, выходной вал которого через муфту сцепления вращательно связан с угловым редуктором, вертикальная колонка выходного вала которого, являясь жесткой осью поворотного шарнира ДНК, размещена соосно с последним, имеет вал, который вращательно связан через муфту сцепления с Т-образным при виде сзади редуктором, передающим его выходными валами, проложенными внутри трапециевидных консолей ДНК и ребер жесткости ККО, равновеликую мощность на угловые редукторы ПВ. Все это позволит в тяжеловооруженных ОПКР и ДПКР с ДНК двусторонней симметрии и при наличии ВУВТ круглых реактивных сопел их КГтД упростить управляемость и обеспечить ее стабильность. Размещение поперечных ПВ в ККО трапециевидных консолей ДНК вблизи центра масс обеспечивает предсказуемость и стабильность управления при висении, а оснащение на выходе ККО нижними жалюзи-рулями позволит упростить управление, уменьшить вес планера, улучшить весовую отдачу и повысить дальность полета реактивных ОПКР и ДПКР, выполненных по малозаметной технологии, но и без застекленной поверхности кабины ОПКР, содержащей средства отображения цифрового изображения на дисплеях кабины или на нашлемных дисплеях пилотов. Последнее увеличивает вероятность поражения цели, повышает эффективность применения палубных ОПКР и ДПКР, особенно, при барражирующем трансзвуковом их полете. В случае отказа в комбинированной СУ одной из ССТ на режиме зависания реактивных ОПКР и ДПКР их КГтД выполнены с автоматическим выравниванием и равным перераспределением при этом оставшейся мощности ССТ между ПВ, что повышает безопасность. Использование поворотного ДНК позволит уменьшить аэродинамическое сопротивление в конфигурации реактивного самолета и на безфорсажных режимах работы КГтД достичь на высоте 11 км транс- и сверхзвуковой скорости соответственно 1000 км/ч и 1275…1488 км/ч.Due to the presence of these features, which will make it possible to master the strategic ATAS, which has a group of ship-based vertical take-off and landing (VLT) vehicles, including more than one optionally piloted missile carrier tiltrotor (OPKR) with more than one remotely piloted missile carrier (DPKR) tiltrotor, used from more than one helipad of an atomic ANL, and each DPKR and OPKR is made according to a hybrid layout, with at least one bidirectional wing (DNA) having bilateral symmetry in two perpendicular planes and in any of two positions at 90 ° equal or trapezoidal and diamond-shaped consoles of different sizes in scope, respectively, with their rounded and triangular tips, integrated with the underwing fuselage-nacelle (PFG) and its hinge, which provides the follower mechanism from the initial position along the symmetry axis in terms of the diamond-shaped DNA consoles, their rotation in the horizontal plane at an angle 90 ° against or back clockwise so that trapezoidal / diamond-shaped and diamond-shaped / trapezoidal DNA consoles are set in plan, respectively, along the / axis perpendicular to the axis of symmetry, are fixed in the last position, for example, trapezoidal large / diamond-shaped smaller DNA consoles with their corresponding elongation λ = 3.3 ... 4.3λ = 2.5, but also contains on the trapezoidal consoles of DNA a multi-fan transverse carrying system (MPSS), which is used when it is installed with these consoles perpendicular to the plane of symmetry at transient and accelerating flight modes, performing GDP, short takeoff and landing or vertical landing (KVP or KVVP), but also including at least two lifting fans (PV), equidistant in plan from the center of mass, mounted in wing annular fairings (KKO), with automatically opening / closing transverse like upper louvres-flaps and the lower louvers-rudders, providing free access of air to the corresponding KKO and the exit of air from them ka, which does not blow off the PFG, and after they are closed back in flight, the corresponding DNA surfaces, but is also equipped with at least two combined gas turbine engines (CGTD), mounted in the aft part of the PFG, are equipped with side air intakes and round nozzles with all-aspect thrust vector control ( VUVT) and are made in the form of two-circuit jet engines with a single-row turbofan (OTV) in an annular fairing (KO) and more than one free power turbine (SST), which transfers the takeoff power of the CS to the corresponding PS in the KKO and / or OTV in the KO, creating in a propulsive-reactive system (PRS) synchronous jet thrust during the performance of GDP, KVP and KVVP or horizontal translational flight, but also made with the possibility of converting its flight configuration after performing a vertical or short take-off from the corresponding aircraft with KGTD, leading, for example, to the MPS -X2 pair of PV and / or two OTV in PRS-R2, creating a lifting and / or passage lsive-jet thrust with working / fixed PV with automatically open / closed upper flaps and lower louvers-rudders of their KKO in the configuration of jet supersonic or transonic aircraft, respectively, at normal or maximum takeoff weight, but also vice versa, while in the transmission system each of them The KGTD is located in the PFG aft nacelle, in which between the OTV and the SST is mounted coaxially with the last two T-shaped gearbox in plan, having input shafts longitudinal along its axis, for example, from two SST, but also longitudinal and transverse output shafts, the first of which transmits power through the clutch to the OTV, and the second synchronizing shaft transmits torque to the T-shaped main gearbox, the output shaft of which through the clutch is rotationally connected to the angular gearbox, the vertical column of the output shaft of which, being a rigid axis of the DNA pivot joint, is located coaxial with the latter, has a shaft that is rotationally connected through a clutch with a T-shaped when viewed from the rear by a reducer transmitting it by output shafts laid inside the trapezoidal DNA consoles and KKO stiffeners, equal power to the PV angle reducers. All this will make it possible to simplify controllability and ensure its stability in heavily armed OPKR and DPKR with DNA of bilateral symmetry and in the presence of VUVT round jet nozzles of their KGTD. The placement of transverse PV in the KKO trapezoidal consoles of DNA near the center of mass ensures predictability and stability of control during hovering, and equipping the KKO with lower rudder louvers at the exit will simplify control, reduce the weight of the airframe, improve the weight return and increase the flight range of reactive OPKR and DPKR made according unobtrusive technology, but also without the glazed surface of the OPKR cockpit, containing the means of displaying digital images on cockpit displays or on helmet-mounted displays of pilots. The latter increases the likelihood of hitting a target, increases the effectiveness of the use of deck-based OPKR and DPKR, especially during their patrolling transonic flight. In the event of a failure in the combined control system of one of the SSTs in the hovering mode of the reactive OPKR and DPKR, their CGTDs are made with automatic leveling and equal redistribution of the remaining power of the SST between the PS, which increases safety. The use of rotary DNA will make it possible to reduce the aerodynamic drag in the configuration of a jet aircraft and, in non-afterburning modes of the KGTD operation, at an altitude of 11 km, trans- and supersonic speeds, respectively, 1000 km / h and 1275 ... 1488 km / h.
Предлагаемое изобретение АТАС с реактивными ОПКР и ДПКР, имеющими ДНК с разновеликими консолями, КГтД с ВУВТ реактивных их сопел, приводящие в МПНС-Х2 пару ПВ в ККО и два ОТВ в КО кормовых гондол ПФГ в ПРС-R2, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах спереди, сверху и сбоку соответственно a), б) и в):The proposed invention ATAS with reactive OPKR and DPKR having DNA with different-sized consoles, KGTD with VUVT of their jet nozzles, leading to the MPNS-X2 a pair of PV in the KCO and two OTV in the KO of the PFG aft nacelles in PRS-R2, is illustrated in Fig. 1 and general front, top and side views, respectively a), b) and c):
а) в конфигурации самолета КВП с КГтД, питающими КС 7-8, приводящими ПВ с ОТВ и отклоненными как предкрылками и закрылками трапециевидных консолей ДНК, так и жалюзи-рулями назад по полету и соплами с ВУВТ вниз под углом 15°;a) in the configuration of the KVP aircraft with the KGTD feeding the KS 7-8, leading the PV with the OTV and deflected both by the slats and flaps of the trapezoidal consoles of the DNA, and by the louvers-rudders backward in flight and nozzles with the VUVT downward at an angle of 15 °;
б) в конфигурации самолета ВВП с КГтД, питающими два КС 7-8, приводящими два ПВ с открытыми верхними створками и нижними жалюзи-рулями их ККО в ДНК, показанным в промежуточном положении пунктиром под углом 45° к оси симметрии;b) in the configuration of the aircraft, the GDP with the KGTD, feeding two KS 7-8, bringing two PWs with open upper flaps and lower louvers-rudders of their KCO in DNA, shown in an intermediate position by a dotted line at an angle of 45 ° to the axis of symmetry;
в) в конфигурации сверхзвукового самолета с закрытыми верхними створками и нижними жалюзи-рулями ККО, организующими соответствующие поверхности ДНК и размещением перпендикулярно к оси симметрии меньших их консолей, отклоненных с их концевыми частями вниз под углом 30° при скорости полета М=0,7-М=1,4.c) in the configuration of a supersonic aircraft with closed upper flaps and lower KKO louvers, organizing the corresponding DNA surfaces and placing their smaller consoles perpendicular to the symmetry axis, deflected with their end parts downward at an angle of 30 ° at a flight speed of M = 0.7- M = 1.4.
Стратегическая АТАС с реактивными ОПКР и ДПКР представлена на фиг. 1 одним ОПКР, выполненным по концепции МПНС-Х2 и ПРС-R2 с планером по малозаметной технологии из алюминиевых сплавов и композитного углепластика, имеет ПФГ 1, поворотный шарнир 2 ДНК с меньшими 3 и большими 4 консолями, последние из них имеют по всему размаху предкрылки 5, закрылки 6. Струйная система подает от компрессоров КГтД сверхзвуковой воздушный поток к реактивным нижнему 7 или верхнему 8 КС, установленным по продольной оси ПФГ 1 в кормовом обтекателе 9 с отсеком, имеющим на его конце выдвижную буксируемую на тросе ложную цель (на фиг. 1 не показаны). Концевые части 10 меньших ромбовидных консолей 3 выполнены складывающимися вниз в полете и на стоянке (см. рис. 1в). ПФГ 1 имеет цельно-поворотные кили 11, колесное убирающееся трехопорное шасси и боковые воздухозаборники с S-образными воздуховодами, экранирующими ОТВ (на фиг. 1 не показаны). Каждый КГтД с ОТВ и ССТ имеет ВУВТ круглого реактивного сопла 12. Внутри больших трапециевидных консолей 4 ДНК 3-4 с двусторонней симметрией смонтированы два ККО 13 с левым 14 и правым 15 поперечными ПВ, равноудаленными в плане от центра масс. Каждый ККО 13 снабжен поперечными сверху жалюзи-створками 16 и снизу управляемыми жалюзи-рулями 17, организующими после закрытия соответствующие поверхности ДНК 3-4. Два КГтД в комбинированной СУ содержат реактивные круглые сопла 12 с ВУВТ, имеют отбор воздуха от компрессоров КГтД для реактивных КС 7-8 и передний вывод вала для отбора мощности и ее передачи на Т-образный в плане редуктор с продольным и поперечным валами (на фиг. 1 не показаны), передающими крутящий момент на ОТВ и Т-образный в плане главный редуктор, связанный через муфту сцепления, угловой и Т-образный редукторы и его поперечные валы с угловыми редукторами ПВ 14-15, перераспределяет от взлетной мощности СУ по 50% между ПВ 14-15 или 22% и 30% между двумя ОТВ в КО соответственно при выполнении ВВП, зависания или горизонтального полета.A strategic ATAS with reactive OPKR and RPKR is shown in FIG. 1 with one OPKR, made according to the concept of MPNS-X2 and PRS-R2 with an airframe using an inconspicuous technology of aluminum alloys and composite carbon fiber, has a
Управление палубным ОПКР обеспечивается из двухместной без застекленной поверхности кабины 18, а целеуказание - его радаром с АФАР и ОЭД 19 (см. фиг. 1в). При полете как реактивного самолета подъемная сила создается соответственно ДНК 3-4 с зафиксированными меньшими или большими консолями ДНК по оси симметрии при закрытых жалюзи-створках 16 с жалюзи-рулями 17 в ККО 13 (см. фиг. 1б), маршевая реактивная тяга - системой ПРС-R2 через реактивные сопла 12 с ВУВТ в КГтД, смонтированных в кормовых гондолах ПФГ 1, на режиме перехода - ДНК 3-4 с ПВ 14-15. После создания подъемной тяги ПВ 14-15 обеспечиваются режимы ВВП и зависания или КВП при создании реактивными соплами 12 с ВУВТ в КГтД требуемой маршевой тяги для поступательного полета (см. рис. 1а). При выполнении ВВП и зависания для изменения балансировки по крену или курсу поперечные нижние жалюзи-рули 17 в каждом ККО 13 выполнены с возможностью их дифференциального поочередного или одновременного отклонения на углы вперед по полету -40° и назад +40° соответственно, но и тангажу - поочередной работой нижнего 7 или верхнего 8 КС на кормовом обтекателе 9 (см. рис. 1в). После вертикального взлета и набора высоты выполняется разгонный полет на скоростях 250 км/ч и осуществляется отклонение назад створок 16 жалюзи-рулей 17 и перераспределение мощности с ПВ 14-15 на ОТВ КГтД. По мере разгона с ростом подъемной силы ДНК 3-4 подъемная сила ПВ 14-15 уменьшается. При достижении скоростей полета 280 км/ч и для перехода на самолетный режим полета ПВ 14-15 останавливаются, фиксируются при синхронно закрытых назад по полету поперечных жалюзи-створках 16 и жалюзи-рулей 17 их ККО 13 (см. фиг. 1б). При создании реактивной тяги соплами 12 и фиксации поперечной средней линии больших консолей 4 ДНК 3-4 по оси симметрии и правой законцовки в переднем обтекателе 20 производится транс- или сверхзвуковой полет ОПКР, при котором изменение балансировки по тангажу, крену и курсу обеспечивается соответствующим отклонением реактивных сопел 12 с ВУВТ каждого КГтД и килей 11.Control of the deck OPKR is provided from a two-seat cockpit without a
Таким образом, стратегическая АТАС с ОПКР и ДПКР с ДНК и двумя КГтД, имеющими для создания вертикальной тяги ПВ в ККО и/или горизонтальной тяги ОТВ в КО в ПФГ с работающими или зафиксированными ПВ, представляет собой реактивный конвертоплан с системой холодного потока воздуха от ПВ в МПНС-Х2/Х4 при ВВП, зависании и горячего выхлопа реактивной струи в ПРС-R2 при горизонтальном полете. Поворотное ДНК с двусторонней симметрией при фиксации трапециевидных консолей ДНК по оси симметрии увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ в конфигурации сверхзвукового самолета с ромбовидным крылом и отклоненными его концевыми частями вниз. Последнее позволит повысить на 30% аэродинамическое качество, экономию топлива - на 20% или дальность полета - на 29% при выполнения трансзвукового полета в конфигурации самолета со скоростью 880…1000 км/ч, но и на сверхзвуковых скоростях уменьшить лобовое сопротивление на 12…20%, волновое сопротивление - на 26% и достичь с безфорсажной маршевой тяговооруженностью Кмт=0,54/0,68 комбинированной СУ скорость 1275/1488 км/ч. Кроме того, круглые сопла КГтД с ВУВТ для управления горизонтальным полетом устраняют традиционную необходимость в сложных механических подвижных частях их несущих поверхностей, используемых для отклонения рулей направления, элеронов и элевонов управления. Система радиоэлектронной борьбы и противодействия представляет собой интегрированный набор аппаратного и программного обеспечения ОПКР и ДПКР, оптимизированного с высоким уровнем обнаружения и самозащиты, обеспечивающим идентифицировать, найти и противостоять угрозам с функциями: радиолокационное предупреждение; излучатель геолокации; местоположение излучателя на нескольких кораблях-целях, включая широкий частотный охват, быстрое время реакции и меры противодействия для самозащиты.Thus, a strategic ATAS with OPKR and DPKR with DNA and two CGTDs, which have to create a vertical thrust of the PV in the CCO and / or horizontal thrust of the PT in the CC in the PFG with working or fixed PV, is a jet tiltrotor with a system of cold air flow from the PV in MPNS-X2 / X4 with GDP, hovering and hot exhaust of a jet stream in PRS-R2 during horizontal flight. Rotational DNA with bilateral symmetry when fixing trapezoidal DNA consoles along the axis of symmetry increases the aerodynamic and structural advantages in the configuration of a supersonic aircraft with a diamond-shaped wing and its ends deflected downward. The latter will increase the aerodynamic quality by 30%, fuel economy - by 20% or the flight range - by 29% when performing a transonic flight in an aircraft configuration at a speed of 880 ... 1000 km / h, but also at supersonic speeds to reduce drag by 12 ... 20 %, wave resistance - by 26% and achieve a speed of 1275/1488 km / h with a non-afterburner thrust-to-weight ratio K mt = 0.54 / 0.68. In addition, KGTD circular nozzles with VUHT for horizontal flight control eliminate the traditional need for complex mechanical moving parts of their bearing surfaces used to deflect rudders, ailerons and control elevons. The electronic warfare and countermeasures system is an integrated set of hardware and software OPKR and DPKR, optimized with a high level of detection and self-defense, providing identification, find and counter threats with the following functions: radar warning; geolocation emitter; emitter location on multiple target ships, including wide frequency coverage, fast response times and countermeasures for self-defense.
Авиационная группа в составе АТАС, включающая тяжеловооруженные ОПКР и ДПКР, используемые с вертолетной площадки АНЛ, несущие в бомбоотсеках их ПФГ (см. табл. 1) ДПКР-2,2/ОПКР-2,75 по 1/1 АКР типа Х-555/Х-101. Головной ОПКР, который полностью оцифрован с использованием новейших технологий, включая и совместное использование авиагруппы БЛА, так называемое manned and unmanned teaming (MUM-T), которое позволяет пилотам головного ОПКР контролировать траекторию полета группы ведомых ДПКР и их боевые нагрузки. Четвертый уровень MUM-T позволяет пилотам ОПКР не только получать реальные сенсорные изображения с авиагруппы ведомых ДПКР и управлять оружейными нагрузками, их навигацией и глобальным позиционированием с созданием буферной авиазоны между ПВО-цели и ОПКР, используя ВВП/КВВП, увеличивают дальность полета АКР типа Х-102 до 7750/9812 км, которая сопоставима с дальностью действия МБР типа «Булава-30», образуя после запуска ряда АКР типа Х-102 автономные рои с буксируемыми ложными их целями, повышающими поражающую возможность и боевую устойчивость ударного АНЛ-вертолетоносца, освоенного на базе атомного ледокола «Лидер» проекта 10510 с передовыми адаптируемыми возможностями, позволяющими использовать большое водоизмещение 71380 тонн для увеличения ледопроходимости до 4,3 м.Aviation group consisting of ATAS, including heavily armed OPKR and DPKR, used from the ANL helipad, carrying their PFGs in bomb compartments (see Table 1) DPKR-2.2 / OPKR-2.75 each 1/1 AKR type Kh-555 / X-101. The head OPKR, which is fully digitized using the latest technologies, including the joint use of the UAV air group, the so-called manned and unmanned teaming (MUM-T), which allows the pilots of the head OPKR to control the flight path of a group of slave DPKR and their combat loads. The fourth level MUM-T allows OPKR pilots not only to receive real sensor images from the air group of the slave DPKR and to control weapon loads, their navigation and global positioning with the creation of a buffer air zone between the air defense target and the OPKR, using the GDP / KVVP, increase the flight range of the AKR type X -102 to 7750/9812 km, which is comparable with the range of action of ICBMs of the Bulava-30 type, after the launch of a number of AKR type X-102 autonomous swarms with towed false targets, increasing the destructive capability and combat stability of the attack ANL-helicopter carrier, mastered based on the nuclear-powered icebreaker "Leader" of project 10510 with advanced adaptable capabilities, allowing the use of a large displacement of 71,380 tons to increase icebreaking capacity up to 4.3 m.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020100509A RU2736530C1 (en) | 2020-01-09 | 2020-01-09 | Strategic aviation trans-arctic system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020100509A RU2736530C1 (en) | 2020-01-09 | 2020-01-09 | Strategic aviation trans-arctic system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2736530C1 true RU2736530C1 (en) | 2020-11-17 |
Family
ID=73460841
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020100509A RU2736530C1 (en) | 2020-01-09 | 2020-01-09 | Strategic aviation trans-arctic system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2736530C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2753818C1 (en) * | 2021-02-01 | 2021-08-23 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Oceanic ship-aircraft missile system |
| RU208980U1 (en) * | 2021-02-03 | 2022-01-25 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный университет" Министерства обороны Российской Федерации | DEVICE FOR COMBAT WITH A SWARM OF SMALL-SCALE UNMANNED AERIAL VEHICLES BY CREATING A Fragmentation Field |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3335977A (en) * | 1965-06-16 | 1967-08-15 | Ludwig F Meditz | Convertiplane |
| RU2014247C1 (en) * | 1990-02-07 | 1994-06-15 | Киселев Валентин Афанасьевич | Flying vehicle |
| US6561456B1 (en) * | 2001-12-06 | 2003-05-13 | Michael Thomas Devine | Vertical/short take-off and landing aircraft |
| RU2623370C1 (en) * | 2016-06-27 | 2017-06-23 | Игорь Александрович Орестов | Vertical takeoff and landing aircraft implemented according to canard configuration |
| RU2684160C1 (en) * | 2017-11-20 | 2019-04-04 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Deck-based aircraft unmanned anti-submarine complex (dauac) |
-
2020
- 2020-01-09 RU RU2020100509A patent/RU2736530C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3335977A (en) * | 1965-06-16 | 1967-08-15 | Ludwig F Meditz | Convertiplane |
| RU2014247C1 (en) * | 1990-02-07 | 1994-06-15 | Киселев Валентин Афанасьевич | Flying vehicle |
| US6561456B1 (en) * | 2001-12-06 | 2003-05-13 | Michael Thomas Devine | Vertical/short take-off and landing aircraft |
| RU2623370C1 (en) * | 2016-06-27 | 2017-06-23 | Игорь Александрович Орестов | Vertical takeoff and landing aircraft implemented according to canard configuration |
| RU2684160C1 (en) * | 2017-11-20 | 2019-04-04 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Deck-based aircraft unmanned anti-submarine complex (dauac) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2753818C1 (en) * | 2021-02-01 | 2021-08-23 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Oceanic ship-aircraft missile system |
| RU208980U1 (en) * | 2021-02-03 | 2022-01-25 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный университет" Министерства обороны Российской Федерации | DEVICE FOR COMBAT WITH A SWARM OF SMALL-SCALE UNMANNED AERIAL VEHICLES BY CREATING A Fragmentation Field |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107985605B (en) | Control system of surrounding scouting and batting integrated airplane | |
| RU2684160C1 (en) | Deck-based aircraft unmanned anti-submarine complex (dauac) | |
| RU2721808C1 (en) | Surface-submerged ship with deck air strike complex | |
| RU2736530C1 (en) | Strategic aviation trans-arctic system | |
| RU2708782C1 (en) | Unmanned aircraft-helicopter-missile carrier | |
| RU2768999C1 (en) | Coastal air-rocket reusable autonomous complex | |
| RU2706295C2 (en) | Anti-ship missile system with flying rockets robot-carrier and method for use thereof | |
| RU2720592C1 (en) | Adaptive airborne missile system | |
| RU2717280C1 (en) | Aeronautical reconnaissance-strike system | |
| RU2722609C1 (en) | Stealthy rocket and aircraft complex | |
| RU2749162C1 (en) | Anti-ship aircraft strike complex | |
| RU2711430C2 (en) | Flying robot-carrier of shipborne and airborne missiles | |
| RU2721803C1 (en) | Aircraft-missile strike system | |
| RU2738224C2 (en) | Multipurpose missile aviation system | |
| RU2725372C1 (en) | Unobtrusive aircraft-missile system | |
| RU2733678C1 (en) | Unmanned impact helicopter aircraft | |
| RU2753894C1 (en) | Aircraft ship arctic system | |
| RU2743262C1 (en) | Air ballistic attack system | |
| RU2748043C1 (en) | Watercraft aviation and rocket anti-satellite system | |
| RU2753779C1 (en) | Ship and aircraft missile-striking system | |
| RU2743311C1 (en) | Modular x-wing aircraft for arctic rocket aviation complexes | |
| RU2725563C1 (en) | Aircraft reconnaissance-damaging system | |
| RU2699514C1 (en) | Unmanned convertiplane rocket carrier and method for use thereof | |
| RU2748042C1 (en) | Modular composite aircrafts for watercraft and aircraft missile systems | |
| RU2720569C1 (en) | Adaptive aviation-missile system |