RU2748043C1 - Watercraft aviation and rocket anti-satellite system - Google Patents
Watercraft aviation and rocket anti-satellite system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2748043C1 RU2748043C1 RU2020110188A RU2020110188A RU2748043C1 RU 2748043 C1 RU2748043 C1 RU 2748043C1 RU 2020110188 A RU2020110188 A RU 2020110188A RU 2020110188 A RU2020110188 A RU 2020110188A RU 2748043 C1 RU2748043 C1 RU 2748043C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flight
- opks
- dpks
- control
- mentioned
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- B64C27/30—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft with provision for reducing drag of inoperative rotor
-
- 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)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к системам корабельным авиационно-ракетным с опционально и дистанционно пилотируемыми конвертируемыми самолетами с двунаправленным летающим крылом двусторонней симметрии в двух положениях на 90°, смонтированным на поворотном шарнире фюзеляжа-гондолы, имеющего два комбинированных газотурбинных двигателя со свободными силовыми турбинами, приводящими две пары несущих винтов (НВ) и/или в кольцевых обтекателях два турбовентилятора, создающих подъемную и/или пропульсивно-реактивную тягу с работающими/зафиксированными НВ при автоматически открытых/закрытых верхних и нижних продольных створках крыльевых кольцевых обтекателей в конфигурации реактивных самолетов с управляемыми ракетами, используемых с корабля измерительного комплекса.The invention relates to systems for shipborne aircraft missile systems with optionally and remotely piloted convertible aircraft with a bi-directional flying wing of bilateral symmetry in two positions at 90 °, mounted on a pivot hinge of a fuselage-nacelle, having two combined gas turbine engines with free power turbines, driving two pairs of carriers propellers (HB) and / or in annular fairings two turbofans creating lift and / or propulsion-jet thrust with operating / fixed HB with automatically open / closed upper and lower longitudinal flaps of the wing annular fairings in the configuration of jet aircraft with guided missiles used with measuring complex ship.
Известен авиационный ракетный комплекс перехвата (АРКП), предназначенный для поражения искусственных спутников Земли (ИСЗ) противника на низких орбитах, созданный по программе ASAT (Anti-Satellite Missile) фирмой Vought (США), содержащий [1] истребитель-носитель типа F-15A со специальным подфюзеляжным пилоном, на котором подвешивалась двухступенчатая противоспутниковая ракета (ПСР) типа ALMV (Air-Launched Miniature Vehicle). В качестве первой ступени применен ракетный твердотопливный двигатель SR75-LP-1 тягой 4500 кгс, в качестве второй - ступень Vought Altair III с твердотопливным двигателем Thiokol FW-4 с тягой 2720 кгс. Авиационная ПСР типа ASM-135А имела длину 5420 мм, диаметр корпуса 510 мм, стартовый вес 1180 кг, дальность действия 560 км при высоте пуска 15…18 км и скорости полет 24000 км/ч и несла целевую нагрузку (ЦН) - малогабаритный перехватчик MHIV (Miniature Homing Intercept Vehicle), имеющий вес 15,4 кг, длину 460 мм и диаметр около 300 мм. Перехватчик MHIV включает несколько десятков небольших двигателей, инфракрасную систему самонаведения, лазерный гироскоп и бортовой компьютер. На его борту нет взрывчатого вещества, поскольку поражение цели ИСЗ противника осуществлялось за счет кинетической энергии при прямом попадании в нее. Наведение ракеты ASAT в расчетную точку пространства после ее отделения от самолета-носителя производится инерциальной системой. Она размещается на второй ступени ракеты, где для обеспечения управления по трем плоскостям установлены небольшие двигатели, работающие на гидразине. К концу работы второй ступени малогабаритный перехватчик с помощью специальной платформы раскручивается до 20 об/с.Это необходимо для нормальной работы инфракрасной системы самонаведения и обеспечения стабилизации перехватчика в полете. К моменту отделения перехватчика от ракеты его инфракрасные датчики, ведущие обзор пространства с помощью восьми оптических систем, захватывали цель. Моменты включения в работу двигателей для наведения перехватчика на цель рассчитаны так, чтобы сопла ориентировались в пространстве нужным образом. Для определения ориентации самого перехватчика служит кольцевой лазерный гироскоп, являющийся высокоточными часами, которые отсчитывают обороты. Принятые инфракрасными датчиками сигналы от цели, а также информация с лазерного гироскопа поступают в бортовой компьютер. Он устанавливает с точностью до микросекунд, какой двигатель должен включиться для обеспечения движения перехватчика по направлению к цели. Кроме того, бортовой компьютер рассчитывает последовательность включения двигателей, чтобы не нарушалось динамическое равновесие и не началась нутация перехватчика. АРКП аэродромного базирования, размещенные на континентальной части США, могли обеспечить перехват только 25% ИСЗ, находящихся на низких орбитах. Поэтому для создания глобальной противоспутниковой системы США планировали использование АРКП на иностранных территориях: Фолклендских островах и Новой Зеландии, а также создание АРКП морского базирования на авианосцах.Known aircraft intercept missile complex (ARKP), designed to destroy artificial earth satellites (AES) of the enemy in low orbits, created by the ASAT program (Anti-Satellite Missile) by Vought (USA), containing [1] fighter carrier type F-15A with a special ventral pylon on which a two-stage anti-satellite missile (PSR) of the ALMV (Air-Launched Miniature Vehicle) type was suspended. The SR75-LP-1 solid-propellant rocket engine with a thrust of 4500 kgf was used as the first stage, and the Vought Altair III stage with a Thiokol FW-4 solid-propellant engine with a thrust of 2720 kgf was used as the second stage. Aviation PSR of the ASM-135A type had a length of 5420 mm, a body diameter of 510 mm, a launch weight of 1180 kg, a range of 560 km at a launch height of 15 ... 18 km and a flight speed of 24000 km / h and carried a target load (TsN) - a small-sized interceptor MHIV (Miniature Homing Intercept Vehicle), having a weight of 15.4 kg, a length of 460 mm and a diameter of about 300 mm. The MHIV interceptor includes several dozen small engines, an infrared homing system, a laser gyroscope, and an on-board computer. There is no explosive on board, since the destruction of the enemy's satellites target was carried out at the expense of kinetic energy with a direct hit into it. Guidance of the ASAT rocket to the calculated point in space after its separation from the carrier aircraft is performed by an inertial system. It is located on the second stage of the rocket, where small hydrazine-fueled engines are installed to provide three-plane control. By the end of the operation of the second stage, the small-sized interceptor with the help of a special platform spins up to 20 rev / s. This is necessary for the normal operation of the infrared homing system and ensuring the stabilization of the interceptor in flight. By the time the interceptor separated from the missile, its infrared sensors, which survey space using eight optical systems, were capturing the target. The moments of turning on the engines to guide the interceptor to the target are calculated so that the nozzles are oriented in space in the right way. To determine the orientation of the interceptor itself, a ring laser gyroscope is used, which is a high-precision clock that measures revolutions. Target signals received by infrared sensors, as well as information from the laser gyroscope, are fed to the on-board computer. It sets, down to microseconds, which engine must turn on to move the interceptor towards the target. In addition, the on-board computer calculates the sequence of switching on the engines so that dynamic equilibrium is not disturbed and the interceptor nutation does not begin. Aerodrome-based ARKPs, located on the continental United States, could intercept only 25% of satellites in low orbits. Therefore, to create a global anti-satellite system, the United States planned to use ARKP in foreign territories: the Falkland Islands and New Zealand, as well as the creation of a sea-based ARKP on aircraft carriers.
Известен беспилотный самолет проекта "Х-plane" компании "Northrop Grumman" (США) [2], 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) [2], made according to the scheme of the flying wing of an asymmetrically variable sweep (CAIS), has two turbojet bypass engines (TRDD) in a nacelle with internal bomb bays and a tricycle retractable wheel chassis. For the X-plane supersonic flight, its General Electric J85-21 turbojet engine has 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 CAIS have a number of disadvantages, the main of which are: displacement of the aerodynamic focus with multidirectional sweep, which leads to an increase in balancing resistance; an increase in the mass of the structure due to the presence of pivot hinges of the consoles. In addition, at a large 45 ° sweep angle, a straight swept cantilever has a greater effective angle of attack than a reverse swept cantilever, which leads to asymmetry of 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 by using a bidirectional wing.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является палубный авиационный комплекс (ПАК) "Icara" (Англия) с реактивным беспилотным летательным аппаратом (БЛА) [3], имеющим крыло, фюзеляж с пусковым устройством (ПУ) управляемой ракеты (УР), двигатель силовой установки (СУ) и бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую управление с командного пункта корабля-носителя.Closest to the proposed invention is a carrier-based aircraft complex (PAK) "Icara" (England) with a jet unmanned aerial vehicle (UAV) [3], which has a wing, a fuselage with a launcher (PU) of a guided missile (UR), a power plant engine ( SU) and an onboard control system (BSU), providing control from the command post of the carrier ship.
Признаки, совпадающие - БЛА с габаритами без корабельного ПУ: длина 3,42 м, размах крыльев 1,52 м, высота 1,57 м, несет самонаводящуюся противолодочную торпеду (ПЛТ) типа Mk.44, имеющую при ее массе 196 кг, длине 2,57 м и диаметре 324 мм, скорость 30 узлов и дальность хода 5 км. БЛА с торпедой Mk.44 имеет максимальную/минимальная высоту полета 300/20 м и значительный вес, составляющий 1480 кг, что ограничивает дальность до 24 км и скорость полета до 140…240 м/с.Signs that coincide - a UAV with dimensions without a ship's launcher: length 3.42 m, wingspan 1.52 m, height 1.57 m, carries a homing anti-submarine torpedo (PLT) of the Mk.44 type, having a mass of 196 kg, length 2.57 m and a diameter of 324 mm, a speed of 30 knots and a cruising range of 5 km. A UAV with a Mk.44 torpedo has a maximum / minimum flight altitude of 300/20 m and a significant weight of 1480 kg, which limits the range to 24 km and the flight speed to 140 ... 240 m / s.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что пуск дозвукового БЛА осуществлялся в направлении, максимально приближающем к цели. 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 в полете передавал их через БСУ на БЛА. По прибытии БЛА в район нахождения цели торпеда Mk.44, полуутопленная 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 его от места приводнения самонаводящейся ПЛТ, 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. 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 are constantly updated in the fire control system computer, which then transmitted them through the BSU to the UAV in flight. Upon the arrival of the UAV in the area where the target was located, the Mk.44 torpedo, 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 landing site of the homing submarine, 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 и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, а также вероятности поражения спутника цели, расположенной на низкой орбите 120…200 км, но и возврата на вертолетную площадку корабля исследовательского комплекса (КИК) для повторного использования.The proposed invention solves the problem in the above-mentioned known British PAK model "Icara" to increase the target load and weight return, increase the speed and range of flight, as well as the likelihood of hitting a satellite target located in a low orbit 120 ... 200 km, but also returning to the helipad of the ship research complex (KIK) for reuse.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного британского ПАК модели "Icara", наиболее близкой к нему, являются наличие того, что океаническая система корабельная авиационно-ракетная противоспутниковая (СКАРП) имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП) корабельного базирования, включающую более чем один опционально пилотируемый конвертируемый самолет (ОПКС) с более чем одним дистанционно пилотируемым конвертируемым самолетом (ДПКС), используемую более чем с одной вертолетной площадки КИК, причем каждый ДПКС и ОПКС в аэродинамической компоновке с изменяемой геометрией планера, включающей поворотное двунаправленное летающее крыло (ДЛК) с двусторонней симметрией в двух перпендикулярных плоскостях, имеющее в любом из двух положений на 90° разновеликие по размаху трапециевидные либо ромбовидные консоли с соответствующими треугольными их законцовками, либо в их комбинации, образующей, например, ромбовидное меньшее/трапециевидное большее крылья (РМК/ТБК), последнее из которых имеет многовинтовую поперечно-несущую систему (МПНС), используемую при ее установке с консолями ТБК перпендикулярно к плоскости симметрии на переходных и разгонных режимах полета, выполнении ВВП, короткого взлета и посадки или вертикальной посадки (КВП или КВВП), включающую с изменяемым шагом два передних и два задних двух- или трехлопастных несущих винта (НВ), оси вращения которых равноудалены в плане от центра масс так, что первые из них размещены от плоскости симметрии дальше, чем вторые задние из них, образуя линию, соединяющую их центры вращения, которая при этом расположена под обратным углом -45° к плоскости симметрии и смонтированы с компланарным перекрытием равным а=1,22 или а=1,24 в соответствующих парах крыльевых кольцевых обтекателей (ККО), имеющих планформу овала или цифры восемь и автоматически открываемые/закрываемые продольные верхние и нижние или полукруглые створки, или жалюзи-створки, или их комбинации, обеспечивающие свободный доступ воздуха в ККО и выхода из них воздушного потока и образующие после их закрывания влево или вправо от центра их ККО соответствующие поверхности ТБК в ДЛК, центроплан последнего интегрирован с коротким надкрыльным фюзеляжем-гондолой (НФГ) и его нижним шарниром, механизм следящего привода которого от исходного положения в плане, например, с размещением ТБК/РМК и их удлинением λ=3,9/λ=2,5 соответственно перпендикулярно к оси/по оси симметрии, обеспечивает после выполнения ВВП, зависания и разгонного режимов полета при закрытых створках ККО последующий против часовой стрелки в плане поворот ДЛК в горизонтальной плоскости на угол 90° так, что ТБК/РМК фиксируются соответственно по оси/перпендикулярно к оси симметрии для высокоскоростных режимов полета или обратно по часовой стрелки в исходное положение, но и снабжен в боковых мотогондолах НФГ по меньшей мере двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), оснащенными лобовыми воздухозаборниками, выполнены в виде двухконтурных реактивных двигателей, каждый из которых имеет однорядный турбовентилятор (ОТВ) в кольцевом обтекателе (КО) и более чем одну свободную силовую турбину (ССТ), передающую взлетную мощность СУ на соответствующие НВ в их ККО и/или ОТВ в КО, создающие в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную тягу при выполнении ВВП, КВП и КВВП или горизонтальном полете, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения вертикального или короткого взлета с соответствующего самолета, например, с двумя КГтД, приводящими в МПНС-Х4 две пары НВ и/или два ОТВ в ПРС-R2, создающие при этом подъемную и/или маршевую тягу с работающими/зафиксированными НВ при автоматически открытых/закрытых верхних и нижних, например, жалюзи-створках их ККО в сверх- или трансзвуковой реактивный самолет соответственно при нормальном или максимальном взлетном весе и фиксации ТБК по оси симметрии, но и обратно, при этом в системе трансмиссии ее КГтД размещены по обе стороны от оси симметрии в НФГ, например, в двухдвигательной мотогондоле, в каждой из которых между их ОТВ и ССТ смонтирован соосно с двумя последними Т-образный в плане осевой редуктор, имеющий продольные 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 вал- на Т-образный при виде сзади главный редуктор, выходной вертикальный вал которого вращательно связан через муфту сцепления с Т-образным крыльевым редуктором, вертикальная колонка выходного вала которого, являясь жесткой осью поворотного шарнира ДЛК, размещена соосно с последним, имеет выходные валы, вращательно связанные с двумя консольными Т-образными в плане редукторами, передающими их выходными валами, проложенными соответственно внутри ТБК и ребер жесткости односторонних ККО, распределенную мощность в МПНС-Х4 на угловые вертикальные редукторы соответствующих передних и задних НВ (ПНВ и ЗНВ).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 oceanic shipborne anti-satellite missile system (SCARP) has a group of ship-based vertical takeoff and landing (VLT) vehicles, including more than one optionally piloted convertible aircraft (OPKS) with more than one remotely piloted convertible aircraft (RPC), used from more than one KIK helipad, with each DPC and OPK in an aerodynamic configuration with a variable airframe geometry, including a rotary bi-directional flying wing (DLK ) with bilateral symmetry in two perpendicular planes, having in any of two positions at 90 ° trapezoidal or diamond-shaped consoles of different sizes in span with their respective triangular tips, or in their combination, forming, for example, a diamond-shaped smaller / trapezoidal larger cr silts (RMK / TBC), the last of which has a multi-screw transverse-carrying system (MPSS), used when it is installed with the TBC consoles perpendicular to the plane of symmetry in transient and accelerating flight modes, running GDP, short takeoff and landing or vertical landing (KVP or KVVP), which includes with a variable pitch two front and two rear two- or three-bladed rotor (HB), the axes of rotation of which are equidistant in plan from the center of mass so that the first of them are located from the plane of symmetry further than the second rear ones, forming a line connecting their centers of rotation, which is at the same time located at an inverse angle of -45 ° to the plane of symmetry and mounted with a coplanar overlap equal to a = 1.22 or a = 1.24 in the corresponding pairs of wing annular fairings (KCO) having a planform oval or number eight and automatically opening / closing longitudinal upper and lower or semicircular sashes, or louvre-sashes, or their combinations, providing free air access to the CCO and the air flow out of them and forming, after they are closed to the left or to the right of the center of their CCO, the corresponding surfaces of the TBK in the DLK, the center section of the latter is integrated with a short winged fuselage-nacelle (NFG) and its lower hinge, the tracking drive mechanism of which is from the initial position in the plan, for example, with the placement of the TBC / RMK and their elongation λ = 3.9 / λ = 2.5, respectively, perpendicular to the axis / along the axis of symmetry, provides after the execution of the GDP, hovering and acceleration flight modes with the closed doors of the KKO counterclockwise in plan, rotation of the DLK in the horizontal plane at an angle of 90 ° so that the TBC / RMK are fixed, respectively, along the axis / perpendicular to the axis of symmetry for high-speed flight modes or back clockwise to the initial position, but it is also equipped in the side nacelles with NFG along at least two combined gas turbine engines (KGTD), equipped with frontal air intakes, are made in the form of double-circuit jet engines, each of which has 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 control system to the corresponding NV in their KCO and / or OTV in the KO, creating in the propulsion- jet system (PRS) synchronous jet thrust when performing GDP, KVP and KVVP or horizontal flight, but it is also made with the possibility of converting its flight configuration after performing a vertical or short takeoff from the corresponding aircraft, for example, with two KGTD, leading to the MPNS-X4 two pairs of NV and / or two OTV in PRS-R2, creating a lift and / or sustainer thrust with working / fixed NV with automatically open / closed upper and lower, for example, louvers-valves of their KKO in a supersonic or transonic jet aircraft, respectively at normal or maximum takeoff weight and fixing the TBC along the axis of symmetry, but also vice versa, while in the transmission system its KGTDs are located on both sides of the axis symmetry in UFG, for example, in a twin-engine engine nacelle, in each of which between their OTB and SST is mounted coaxially with the last two T-shaped axial gearbox in plan, having longitudinal input shafts, 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 shaft to the T-shaped main gearbox when viewed from behind, the output vertical shaft of which is rotationally connected through the clutch to the T-shaped wing gearbox, the vertical column of the output shaft of which, being rigid axis of the pivot hinge of the DLK, located coaxially with the latter, has output shafts rotationally connected with two cantilever T-shaped gearboxes, transmitting them to the output shafts, laid respectively inside the TBK and the stiffeners of the one-sided KKO, the distributed power in MPNS-X4 to angular vertical gearboxes of the corresponding front and rear NVs (PNV and ZNV).
Кроме того, в упомянутых ОПКС и ДПКС при выполнении взлетно-посадочных режимов полета упомянутые их центроплан ДЛК и концевые части ТБК оснащены соответственно главными передней/задней и левой/правой вспомогательными стойками четырехопорного велосипедного типа колесного шасси, складывающегося соответственно от средней линии РМК вправо/влево по полету и от средней линии ТБК назад по полету убирающегося в соответствующие с автоматическими пилообразными створками их отсеки, размещенные в плане перпендикулярно оси симметрии и параллельно продольной оси ККО, а упомянутое их РМК при соответствующей фиксации с упомянутым размещением его концевых частей, выполненных на стоянке складывающимися вверх к средней линии ТБК для уменьшения в 1,8…2,0 раза стояночной их площади от взлетной с одновременным при этом поворотом на угол 90° в вертикальной плоскости вспомогательных и главных стоек шасси так, что диски их колес размещаются в плане соответственно вдоль и параллельно средней линии ТБК, а на режимах их ВВП и зависания продольное управление осуществляется посредством изменения шага пары ПНВ и пары ЗНВ, поперечное управление- изменением шага двух левых ПНВ с ЗНВ и двух правых ПНВ с ЗНВ, путевое управление- изменением крутящих моментов в диагонально расположенных левом ПНВ с правым ЗНВ и в правом ПНВ с левым ЗНВ, которые в плане вращаются в одном направлении, например, по часовой и против часовой стрелки, а на их режимах ВВП и зависания 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 в МПНС-Х4, 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 ПНВ и ЗНВ соответственно как от четырех работающих ССТ, так и от трех из работающих ССТ с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности между ПНВ и ЗНВ 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-Х4, 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 их НФГ 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 упомянутой БСУ и находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, компьютер управления полетом сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между их НФГ с колесным шасси и уровнем земли или поверхностью посадочной площадки; сравнить относительную позицию их НФГ 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 также обеспечить прямое управляемое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом; а также обеспечить прямое управляемое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, при этом каждый ОПКС и ДПКС, выполненный соответственно без и с кабиной пилота, снабженной внутри видеокамерами с автономными манипуляторами, подключаемыми к органам управления ОПКС и возможностью опционального его управления пилотом из кабины, а нижние бомбоотсеки их умеренного удлинения ТБК, выполняющего роль несущего фюзеляжа, имеют внутреннее вооружение с автоматическими створками и их упомянутыми ПУ с закрепленными на них авиационными УР класса воздух-воздух и противоспутниковыми ракетами (ПСР), смонтированными по обе стороны от средней лини ТБК и между ККО соответственно ЗНВ и ПНВ, поражающими соответственно воздушную цель и кинетическим перехватчиком искусственный спутник Земли (ИСЗ), действующий на низких орбитах 120…200 км, а их комплекс вооружения для поражения дозвуковых ударных БЛА и крылатых ракет имеет авиационную пушку, установленную в обтекателе сбоку носовой части НФГ, интегрированной с формированием между ней и центропланом ДЛК щели для слива пограничного слоя, а их планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а их упомянутые КГтД, имеющие лобовые воздухозаборники с регулируемым коническим центральным телом, повышающим коэффициент восстановления полного давления и экранирующим в передней полусфере лопатки ОТВ, причем тяжеловооруженные ДПКС и ОПКС, несущие в конфигурации реактивного самолета ВВП в бомбоотсеках их ТБК по одной ПСР для поражения ИСЗ противника, увеличивающие, используя транс-/сверхзвуковую скорость полета, дальность действия ПСР типа 95М6 «Контакт» [4] с 600 км соответственно до 3100/2124 км от упомянутого КИК, причем электронно-оптический датчик (ЭОД), предназначенный для обнаружения и идентификации цели, имеет приемную часть ЭОД, которая закрывается сверху сапфировым стеклом, устанавливается в обтекателе сверху носовой части НФГ головного ОПКС, снабженного спереди радаром, обеспечивающего совместно с ЭОД на больших, безопасных для ОПКС расстояниях целеуказание и управление оружейными нагрузками ОПКС и ДПКС с наведением на цель их УР класса воздух-воздух, а управление ДПКС обеспечивается пилотом ОПКС, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны ДПКС- станцию активных электронных помех, причем упомянутая БСУ головного ОПКС, 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 пилотом из кабины, смонтированной в верхней носовой части НФГ, имеющей катапультируемое в верхнюю полусферу кресло, срабатывающее автоматически после отстрела фонаря кабины при выполнении ВВП или зависания, но и его использования в составе авиагруппы в качестве головного с упомянутым ДПКС, который, являясь ведомым, автоматически повторяет его системой автопилота в следящем полете маневры головного ОПКС, или управляется пилотом с головного ОПКС, причем при отсутствии вмешательства пилота система автопилота выполняет управление полетом ведомого ДПКС в соответствии с командами текущего состояния, повторяющими профиль полета и изменение маршрута головного ОПКС, при этом в случае возникновения внештатной ситуации, то для устранения непредвиденных проблем с безопасностью выполнения следящего полета пилот принимает на себя непосредственное управление ведомым ДПКС, 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 ДПКС, сконфигурированы для обнаружения данных, касающихся его положения относительно положения головного ОПКС, 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 ДПКС и головным ОПКС; сравнить относительную позицию с выбранной относительной позицией; определить скорость ведомого ДПКС, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовывать скорость следящего устройства во входы управления полетом; ограничивать прямое перемещение ведомого ДПКС относительно ОПКС, обеспечивающего через входы его компьютера управления полетом относительное их безопасное положение в совместном полете, при этом сенсорный компьютер ведомого ДПКС, сконфигурированный 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 автоматическому сверхзвуковому подъему с углом наклона траектории 65° и получением команд на выполнение отделения ракеты 95М6 «Контакт» от носителя, запуск ее с разделением ступеней, которые подаются с радиолокационно-оптического комплекса (РЛОК) распознавания спутников и космических объектов, базируемого на упомянутом КИК и его опорно-поворотном устройстве типа СМ-830, который включает в себя силовой следящий привод с возможностью наведения и работы антенного и передающего устройства в условиях качки корабля, обеспечения всех видов работ, проводимых РЛОК, например, корабельного типа «Крона» [4], причем упомянутый КИК, например, проекта 1914.1 [5], снабженный артиллерийскими установками и ракетными комплексами противоторпедной защиты, так и зенитно-ракетными комплексами ПВО, имеет в кормовой надстройке авиационные многоуровневые ангары со средствами, как-то: краны, лифты-подъемники, системы выкатки и фиксации ОПКС и ДПКС на его кормовых вертолетных площадках для выполнения технологии вертикального взлета, а после выполнения ими миссии- вертикальной одновременной или поочередной их посадки на соответствующие вертолетные площадки палубы КИК.In addition, in the aforementioned OPKS and DPKS, when performing takeoff and landing flight modes, their mentioned center section of the DLK and the end parts of the TBK are equipped, respectively, with the main front / rear and left / right auxiliary struts of a four-bearing bicycle-type wheeled chassis, folding, respectively, from the center line of the RMK to the right / left along the flight and from the center line of the TBC backward along the flight, retracting into their respective compartments with automatic sawtooth flaps, located in the plan perpendicular to the axis of symmetry and parallel to the longitudinal axis of the KKO, and the mentioned RMK, with appropriate fixation with the mentioned placement of its end parts made in the parking lot, folding up to the center line of the TBK to reduce by 1.8 ... 2.0 times their parking area from the take-off area with simultaneous rotation at an angle of 90 ° in the vertical plane of the auxiliary and main landing gear so that the disks of their wheels are placed in the plan, respectively, along and parallel to the midline of the TBK, and on the dir in their GDP and hovering, longitudinal control is carried out by changing the step of a pair of night vision devices and a pair of ZNVs, lateral control - by changing the pitch of two left night vision devices with a ZNV and two right night vision devices with a ZNV, directional control - by changing the torques in the diagonally located left night vision devices with a right ZNV and in the right night vision device with the left ZNV, which in the plan rotate in one direction, for example, clockwise and counterclockwise, and in their modes of GDP and hovering at the specific load on the power of their combined control system, which is ρ N = 1.15 kg / l. s, each mentioned SST is made with elements of digital program control, combining an adaptive control system for the formation of a safe flight (UFBP) with a specific vertical thrust-to-weight ratio in MPNS-X4, which, taking into account losses from blowing stiffening ribs, KKR ρ VT = 1.15, includes operating modes SST both takeoff and emergency mode (BP and CR) with the selection of its required power to drive the mentioned NVD and ZNV, respectively, from four jobs from the operating SST, and from three of the operating SSTs with automatic leveling and equal redistribution of the remaining power between the night vision device and the ZNV in case of failure of the corresponding SST in the CGTD, for example, even in the latter case, after the automatic switching on of the PD, the work of the SSTs remaining in operation, which, with a specific vertical thrust-to-weight ratio in MPNS-X4, which is ρ VT = 1.07, will provide an emergency vertical landing mode for 2.5 minutes, and in each of their SSTs, the UFBP system contains: one or more sensors that are configured to detect data related to the air flow rate (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 of their UFH and their NV discs for their relative position relative to ground level or the surface of the landing site, as well as various obstacles in the path of tracking them safely below niya; a flight control computer located in their said BSU and operating with one or more sensors, the flight control computer is configured to: determine the relative position between their UFG with a wheeled chassis and the ground level or surface of the landing pad; compare the relative position of their UFG 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 provide a direct controlled safe descent to the selected relative position through the flight control inputs, as well as provide a direct controlled safe descent to the selected relative position through the flight control inputs; and also to provide a direct controlled safe descent to the selected relative position through the flight control inputs, while each OPKS and DPKS, made respectively without and with a pilot's cabin, equipped inside with video cameras with autonomous manipulators connected to the OPKS controls and the possibility of its optional control by the pilot from the cockpits, and the lower bomb compartments of their moderate elongation of the TBC, which acts as a supporting fuselage, have internal armament with automatic doors and their mentioned launchers with air-to-air missiles attached to them and anti-satellite missiles (PSR) mounted on both sides of the middle line of the TBC and between the KKO, respectively, ZNV and NVV, respectively, striking an air target and a kinetic interceptor, an artificial Earth satellite (AES) operating in low orbits 120 ... 200 km, and their weapons complex for destroying subsonic attack UAVs and cruise missiles has an aircraft cannon installed in the fairing on the side of the nose of the UFG, integrated with the formation of a gap between it and the center section of the DLK for draining the boundary layer, and their airframe is made of aluminum-lithium alloys and composite materials using an inconspicuous technology with a radio-absorbing coating, and their mentioned KGTD, having frontal air intakes with an adjustable conical central body, increasing the coefficient of recovery of the total pressure and shielding in the front hemisphere of the OTV blades, moreover, heavily armed DPKS and OPKS, carrying in the configuration of a jet aircraft GDP in the bomb compartments of their TBK, one PSR to defeat the enemy's satellites, increasing, using trans- / supersonic flight speed, range the actions of the PSR type 95M6 "Contact" [4] from 600 km, respectively, to 3100/2124 km from the said KIK, moreover, the electro-optical sensor (EOD), designed for target detection and identification, has an EOD receiving part, which is closed from above with a sapphire glass, installed in the fairing on top of the nose part and the NFG of the head OPKS equipped with a radar in front, which, together with EDI, at large, safe for OPKS distances, target designation and control of weapon loads of the OPKS and DPKS with aiming at the target of their air-to-air missile launchers, and the DPKS is controlled by the OPKS pilot using a low-altitude flight profile and a self-defense system DPKS-station of active electronic interference, and the said BSU of the head OPKS, made with a fly-by-wire control system that responds to at least one of the autonomous flight control systems, remote operator control, pilot control and / or their combination, is equipped with the option of its optional control of the pilot from the cockpit, mounted in the upper nose of the UFG, which has a seat ejected into the upper hemisphere, which is triggered automatically after the cockpit canopy is fired when performing GDP or hovering, but also its use as part of the air group as the head with the above-mentioned DPKS, which, being led ym, automatically repeats it by the autopilot system in tracking flight, the maneuvers of the head OPSS, or is controlled by the pilot from the head OPSS, and in the absence of pilot intervention, the autopilot system performs flight control of the slave OPSS in accordance with the commands of the current state, repeating the flight profile and changing the route of the head OPSS, when In this case, in the event of an emergency situation, then in order to eliminate unforeseen problems with the safety of the tracking flight, the pilot takes over direct control of the slave DPKS, canceling the commands of the current state 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 more sensors located on the slave OPCS are configured to detect data concerning its position relative to the position of the head OPCS, which has a flight control computer operating with one or several Multiple sensors, containing an additional touch computer, which is configured to: determine the relative position between the slave DPKS and the head OPKS; compare the relative position with the selected relative position; determine the speed of the slave DPKS required to move it to the selected relative position; convert tracker speed to flight control inputs; to restrict the direct movement of the slave DPKS relative to the OPKS, providing through the inputs of his flight control computer their relative safe position in a joint flight, while the sensor computer of the slave DPKS configured 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 automatic supersonic ascent with a trajectory inclination angle of 65 ° and receiving commands to separate the 95M6 Contact missile from the carrier, launch it with separation of stages, which are fed from a radar-optical complex (RLOK) for the recognition of satellites and space objects, based on the aforementioned KIK and its rotary support device of the CM-830 type, which includes a power tracking drive with the ability to guide and operate the antenna and a rocking device in the conditions of the ship's rocking, providing all types of work carried out by the RLOK, for example, the ship-type "Krona" [4], and the mentioned KIK, for example, of the project 1914.1 [5], equipped with artillery mounts and anti-torpedo missile systems, and anti-aircraft - missile air defense systems, has in the aft superstructure multi-level aviation hangars with means, such as: cranes, elevators, hoists, roll-out and fixation systems for OPKS and DPKS on its aft helipads for performing vertical take-off technology, and after they have completed their mission, vertical their simultaneous or alternate landing on the appropriate helipads of the KIK deck.
Кроме того, в упомянутых ОПКС и ДПКС система управления формированием их относительной позиции в полете с один или несколькими датчиками, включают в себя один или несколько 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 ОПКС для получения глобальных данных о местоположении от ведомого ДПКС, 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 ОПКС, передаваемого на ведомый ДПКС, при этом компьютер суммирования данных полностью интегрирован в интерфейс пилота и системой управления ОПКС, обеспечивающей упомянутый следящий полет ведомого ДПКС, 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 ОПКС небезопасен для относительного его положения от ведомого ДПКС, но и отключающего формирование упомянутого следящего полета ведомым ДПКС через компьютер управления полетом.In addition, in the above-mentioned OPKS and DPKS, 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, while the mentioned the 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 OPCS to obtain global position data from the slave DPKS, and with the ability to convert images from each video sensor, which ensures the determination of the relative position, which is by means of triangulation includes the determination of the relative range, azimuth and elevation, and an additional computer for summing sensor data and a data transmission channel has multiband radio frequency equipment with a directional antenna capable of transmitting through closed communication channels to provide several video streams, to provide data collection from each video sensor, as well as to ensure the conversion of images from each video sensor to a relative position, which is determined based on the global position of the head OPCS transmitted to the slave DPKS, while the data summing computer is fully integrated into the pilot interface and control system OPKS, providing the mentioned tracking flight of the slave DPKS, 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 summing computer is additionally equipped with the possibility of its independent action, which determines that the OPKS flight is unsafe for its relative position from the slave DPKS, but also disables the formation of the said tracking flight by the slave DPKS through the flight control computer.
Кроме того, в упомянутых ОПКС и ДПКС их ДЛК с упомянутым ТБК, оснащенным по всему размаху предкрылками и закрылками с внешними флапперонами, выполненным с относительной толщиной их профиля 
Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить океаническую ударную СКАРП, имеющую группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП) корабельного базирования, включающую более чем один опционально пилотируемый конвертируемый самолет (ОПКС) с более чем одним дистанционно пилотируемым конвертируемым самолетом (ДПКС), используемую более чем с одной вертолетной площадки КИК, причем каждый ДПКС и ОПКС в аэродинамической компоновке с изменяемой геометрией планера, включающей поворотное двунаправленное летающее крыло (ДЛК) с двусторонней симметрией в двух перпендикулярных плоскостях, имеющее в любом из двух положений на 90° разновеликие по размаху трапециевидные либо ромбовидные консоли с соответствующими треугольными их законцовками, либо в их комбинации, образующей, например, ромбовидное меньшее/трапециевидное большее крылья (РМК/ТБК), последнее из которых имеет многовинтовую поперечно-несущую систему (МПНС), используемую при ее установке с консолями ТБК перпендикулярно к плоскости симметрии на переходных и разгонных режимах полета, выполнении ВВП, короткого взлета и посадки или вертикальной посадки (КВП или КВВП), включающую с изменяемым шагом два передних и два задних двух- или трехлопастных несущих винта (НВ), оси вращения которых равноудалены в плане от центра масс так, что первые из них размещены от плоскости симметрии дальше, чем вторые задние из них, образуя линию, соединяющую их центры вращения, которая при этом расположена под обратным углом -45° к плоскости симметрии и смонтированы с компланарным перекрытием равным а=Т,22 или а=1,24 в соответствующих парах крыльевых кольцевых обтекателей (ККО), имеющих планформу овала или цифры восемь и автоматически открываемые/закрываемые продольные верхние и нижние или полукруглые створки, или жалюзи-створки, или их комбинации, обеспечивающие свободный доступ воздуха в ККО и выхода из них воздушного потока и образующие после их закрывания влево или вправо от центра их ККО соответствующие поверхности ТБК в ДЛК, центроплан последнего интегрирован с коротким надкрыльным фюзеляжем-гондолой (НФГ) и его нижним шарниром, механизм следящего привода которого от исходного положения в плане, например, с размещением ТБК/РМК и их удлинением λ=3,9/λ=2,5 соответственно перпендикулярно к оси/по оси симметрии, обеспечивает после выполнения ВВП, зависания и разгонного режимов полета при закрытых створках ККО последующий против часовой стрелки в плане поворот ДЛК в горизонтальной плоскости на угол 90° так, что ТБК/РМК фиксируются соответственно по оси/перпендикулярно к оси симметрии для высокоскоростных режимов полета или обратно по часовой стрелки в исходное положение, но и снабжен в боковых мотогондолах НФГ по меньшей мере двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), оснащенными лобовыми воздухозаборниками, выполнены в виде двухконтурных реактивных двигателей, каждый из которых имеет однорядный турбовентилятор (ОТВ) в кольцевом обтекателе (КО) и более чем одну свободную силовую турбину (ССТ), передающую взлетную мощность СУ на соответствующие НВ в их ККО и/или ОТВ в КО, создающие в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную тягу при выполнении ВВП, КВП и КВВП или горизонтальном полете, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения вертикального или короткого взлета с соответствующего самолета, например, с двумя КГтД, приводящими в МПНС-Х4 две пары НВ и/или два ОТВ в ПРС-R2, создающие при этом подъемную и/или маршевую тягу с работающими/зафиксированными НВ при автоматически открытых/закрытых верхних и нижних, например, жалюзи-створках их ККО в сверх- или трансзвуковой реактивный самолет соответственно при нормальном или максимальном взлетном весе и фиксации ТБК по оси симметрии, но и обратно, при этом в системе трансмиссии ее КГтД размещены по обе стороны от оси симметрии в НФГ, например, в двухдвигательной мотогондоле, в каждой из которых между их ОТВ и ССТ смонтирован соосно с двумя последними Т-образный в плане осевой редуктор, имеющий продольные 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 вал- на Т-образный при виде сзади главный редуктор, выходной вертикальный вал которого вращательно связан через муфту сцепления с Т-образным крыльевым редуктором, вертикальная колонка выходного вала которого, являясь жесткой осью поворотного шарнира ДЛК, размещена соосно с последним, имеет выходные валы, вращательно связанные с двумя консольными Т-образными в плане редукторами, передающими их выходными валами, проложенными соответственно внутри ТБК и ребер жесткости односторонних ККО, распределенную мощность в МПНС-Х4 на угловые вертикальные редукторы соответствующих передних и задних НВ (ПНВ и ЗНВ). Все это позволит в палубных ОПКС и ДПКС с ДЛК двусторонней симметрии и двумя КГтД, приводящими две пары НВ в МПНС-Х4, упростить управляемость и обеспечить ее стабильность. Размещение НВ в ККО ТБК вблизи центра масс обеспечивает предсказуемость и стабильность управления при ВВП и висении, а выполнение НВ с изменяемым шагом позволит упростить управление, улучшить весовую отдачу и повысить дальность полета ОПКС, выполненного без застекленной поверхности окон кабины пилота, содержащей средства отображения цифрового изображения на дисплеях кабины или на нашлемном дисплее пилота. В случае отказа в СУ одной из ССТ на режиме зависания ее КГтД выполнены с автоматическим выравниванием и равным перераспределением при этом оставшейся мощности ССТ между НВ, что повышает безопасность реактивных ОПКС и ДПКС. Использование поворотного ДЛК позволит уменьшить аэродинамическое сопротивление в конфигурации сверхзвукового самолета и на безфорсажных или форсажных режимах работы КГтД достичь на высоте 15 км сверхзвуковой соответствующей скорости полета 1150 км/ч или 2232 км/ч.Due to the presence of these features, which will make it possible to master the oceanic strike SCARP, which has a group of ship-based vertical take-off and landing (VLT) vehicles, including more than one optionally piloted convertible aircraft (OPKS) with more than one remotely piloted convertible aircraft (DPKS), used by more than than from one KIK helipad, and each DPKS and OPKS in an aerodynamic configuration with a variable geometry of the airframe, including a rotary bidirectional flying wing (DLK) with bilateral symmetry in two perpendicular planes, having trapezoidal or diamond-shaped consoles with their corresponding triangular tips, or in their combination, forming, for example, a diamond-shaped smaller / trapezoidal larger wings (RMK / TBK), the latter of which has a multi-screw transverse-carrying system (MPNS), used when it is installed with the TBK consoles perpendicularly to pl symmetry axes in transient and accelerating flight modes, performing runoff, short takeoff and landing or vertical landing (stol or stol), including with variable pitch two forward and two rear two- or three-bladed rotors (HB), the axes of rotation of which are equidistant in plan from the center of mass so that the first of them are located from the plane of symmetry farther than the second rear ones, forming a line connecting their centers of rotation, which is at the same time located at an inverse angle of -45 ° to the plane of symmetry and mounted with coplanar overlap equal to a = T, 22 or a = 1.24 in the corresponding pairs of wing annular fairings (CCO) having an oval plan or the number eight and automatically opening / closing longitudinal upper and lower or semicircular flaps, or louvered flaps, or combinations thereof, providing free access air in the CCO and the air flow out of them and forming, after they are closed to the left or right of the center of their CCO, the corresponding surfaces of the TBK in D LK, the center section of the latter is integrated with a short wing fuselage-nacelle (NFG) and its lower hinge, the follower mechanism of which is from the initial position in the plan, for example, with the placement of the TBC / RMK and their elongation λ = 3.9 / λ = 2.5 respectively, perpendicular to the axis / along the axis of symmetry, provides after the execution of the GDP, hovering and accelerating flight modes with the closed flaps of the KKO, the subsequent counterclockwise rotation in the plan in the horizontal plane at an angle of 90 ° so that the TBC / RMK are fixed respectively along the axis / perpendicular to the axis of symmetry for high-speed flight modes or back clockwise to the initial position, but it is also equipped in the side engine nacelles of the NFG with at least two combined gas turbine engines (KGTD), equipped with frontal air intakes, made in the form of double-circuit jet engines, each of which has a single-row a turbofan (OTV) in an annular fairing (KO) and more than one free power turbine (SST) transmitting the takeoff power of the control system to the corresponding NV in their CCO and / or OTV in the SC, creating synchronous jet thrust in the propulsion-reactive system (PRS) when performing the GDP, KVP and KVVP or horizontal flight, but also made with the possibility of converting its flight configuration after performing a vertical or short take-off from the corresponding aircraft, for example, with two KGTDs, bringing two pairs of NV and / or two OTVs to the PRS-R2 to the MPNS-X4, creating a lifting and / or sustainer thrust with operating / fixed NVs when automatically open / closed upper and lower, for example, shutters-flaps of their KCO in a supersonic or transonic jet aircraft, respectively, at normal or maximum takeoff weight and fixing the TBC along the axis of symmetry, but also vice versa, while in the transmission system its KGTD are placed on both sides from the axis of symmetry in the UFG, for example, in a twin-engine engine nacelle, in each of which between their OTB and SST it is mounted coaxially with the last two T-shaped in the plan o axial gearbox having longitudinal input shafts, for example, from two SST, but also longitudinal and transverse output shafts, the first of which transmits power through the clutch to the OTB, and the second shaft - to the T-shaped main gearbox when viewed from behind, the output vertical shaft which is rotationally connected through a clutch with a T-shaped wing gearbox, the vertical column of the output shaft of which, being a rigid axis of the pivot hinge of the DLK, is located coaxially with the latter, has output shafts rotationally connected with two cantilever T-shaped gearboxes transmitting them to the output shafts, laid respectively inside the TBC and the stiffening ribs of the one-sided CCO, the distributed power in the MPNS-X4 to the angular vertical gearboxes of the corresponding front and rear NV (PNV and ZNV). All this will make it possible to simplify controllability and ensure its stability in deck-mounted OPKS and DPKS with DLK of bilateral symmetry and two KGTD, bringing two pairs of NV to MPNS-X4. The placement of the NV in the KKO TBK near the center of mass ensures predictability and stability of control during the GDP and hovering, and the implementation of the NV with a variable step will simplify control, improve the weight return and increase the flight range of the OPKS, performed without the glazed surface of the cockpit windows containing digital image display means on the cockpit displays or on the pilot's helmet display. In the event of a failure in the control system of one of the CSTs in the hover mode, its CGTDs are made with automatic leveling and equal redistribution of the remaining power of the CST between the NV, which increases the safety of the reactive OPKS and DPKS. The use of a rotary DLK will make it possible to reduce aerodynamic drag in the configuration of a supersonic aircraft and, in non-afterburner or afterburner modes of the KGTD operation, at an altitude of 15 km, a supersonic corresponding flight speed of 1150 km / h or 2232 km / h will be achieved.
Предлагаемое изобретение океанической СКАРП с палубными ОПКС и ДПКС, имеющими поворотное ДЛК с РМК и ТБК, двухкилевое оперение на хвостовых балках, два КГтД, приводящих двухлопастные ПНВ и ЗНВ, лопасти которых размещены в их ККО параллельно оси симметрии и/или два ОТВ в КО, иллюстрируется одним ОПКС на общих видах спереди/сверху и сбоку соответственно фиг. 1/2 и фиг. 3:The proposed invention of the oceanic SCARP with deck OPKS and DPKS, having a rotary DLK with RMK and TBC, two-fin tail booms, two KGTD, driving two-bladed PNV and ZNV, the blades of which are placed in their CCO parallel to the axis of symmetry and / or two OTV in the KO, is illustrated by one OPCS in general front / top and side views, respectively, in FIG. 1/2 and fig. 3:
фиг. 1/2 в конфигурации самолета КВП или ВВП с КГтД, приводящими НВ или НВ с ОТВ в ПРС-R2, и ТБК с его механизацией, показанным условно при открытых жалюзи-створках в левых/правых ККО с их планформой в виде овала/цифры восемь и пунктиром в промежуточном положении под углом 45° к оси и вдоль оси симметрии;fig. 1/2 in the configuration of an airplane KVP or VVP with KGTD, bringing NV or NV with OTV to PRS-R2, and TBC with its mechanization, shown conditionally with open shutters in the left / right KKO with their planform in the form of an oval / number eight and a dotted line in an intermediate position at an angle of 45 ° to the axis and along the axis of symmetry;
фиг. 3 в конфигурации сверхзвукового самолета с закрытыми жалюзи-створками в ККО ДЛК, с фиксацией его ТБК/РМК вдоль оси/перпендикулярно к оси симметрии, отклонением концевых частей РМК вверх под углом 30° при скорости М=0,8…М=2,1.fig. 3 in the configuration of a supersonic aircraft with closed shutters-flaps in the KKO DLK, with fixing its TBC / RMK along the / axis perpendicular to the axis of symmetry, deflection of the end parts of the RMK upward at an angle of 30 ° at a speed of M = 0.8 ... M = 2.1 ...
Океаническая СКАРП представлена на фиг. 1-3 реактивным ОПКС, выполненным по концепции МПНС-Х4 и ПРС-R2, имеет НФГ 1 с его нижним поворотным шарниром 2 ДЛК двусторонней симметрии с РМК 3 и ТБК 4, последнее из них имеет по всему размаху предкрылки 5, и закрылки 6 с внешними флапперонами 7. Концевые части 8 РМК 3 выполнены складывающимися вверх на стоянке, снабжены для изменения балансировки по крену цельно-поворотными треугольными в плане законцовками 9 (см. фиг. 3). НФГ 1 содержит цельно-поворотные кили 10, смонтированные наружу от плоскости симметрии и на удлиненных хвостовых балках 11, закрепленных с внешних бортов и сверху мотогондол КГтД, разнесенных от их реактивных сопел 12, снабженных на их концах отсеками, имеющими выдвижные буксируемые на тросах ложные цели, но и колесное убирающееся четырехопорное шасси (на фиг. 1 они не показаны). Внутри консолей ТБК 4 поворотного ДЛК 3-4 смонтированы два левых и два правых ККО 13 с поперечными двумя ПНВ 14-15 и двумя ЗНВ 16-17 в МПНС-Х4, равноудаленными в плане от центра масс. Каждый ККО 13 снабжен продольными верхними 18 и нижними 19 жалюзи-створками, организующими после закрытия соответствующие поверхности ТБК 4 в ДЛК 3-4, верхние поверхности которого после поворота ДЛК в местах под реактивными соплами 12 каждого КГтД снабжены термостойким покрытием. Каждый КГтД в СУ снабжен передними 20 перед ОТВ и задними 21 перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками мотогондолы в НФГ 1 для дополнительного в нее подвода воздуха и имеет передний вывод вала для отбора мощности и ее передачи на Т-образный в плане осевой редуктор с продольным и поперечным валами (на фиг. 1-3 не показаны), передающими через муфты сцепления крутящий момент на ОТВ и/или через Т-образные при виде сзади главный и крыльевой редукторы, выходные валы последнего вращательно связаны через крыльевые Т-образные в плане редукторы и через выходные валы двух последних на соответствующие угловые редукторы НВ 14-17. При этом перераспределяется взлетной мощности от комбинированной СУ как 100% между всеми НВ 14-17, так и 22% или 27%), но и 100% между двух ОТВ в КО соответственно при выполнении как ВВП и зависания, так и высокоскоростного или транс-, но и сверхзвукового полета.The oceanic SCARP is shown in FIG. 1-3 reactive OPKS, made according to the concept of MPNS-X4 and PRS-R2, has an NFG 1 with its
Управление палубным ОПКС обеспечивается из одноместной без застекленной поверхности кабины 22, а целеуказание - его радаром с АФАР и ЭОД 23 (см. фиг. 3). При полете как самолета со скоростями М=0,5 или М=0,5…М=1,4 подъемная сила создается при зафиксированных консолях РМК 3 или ТБК 4 по оси симметрии и закрытых жалюзи-створках 18-19 в ККО 13 (см. фиг. 2), маршевая реактивная тяга- системой ПРС-R2 через реактивные сопла 12 в двух КГтД, смонтированных в мотогондолах на НФГ 1, на режиме перехода - ДЛК 3-4 с НВ 14-17. После создания подъемной тяги НВ 14-17 обеспечиваются режимы ВВП и зависания или КВП/КВВП при создании соплами 12 в КГтД требуемой маршевой тяги для поступательного полета (см. фиг. 1). При выполнении ВВП и зависания продольное управление осуществляется посредством изменения шага пары ПНВ 14-15 и двух ЗНВ 16-17, поперечное управление - изменением шага двух левых ПНВ 14 с ЗНВ 16 и двух правых ПНВ 15 с ЗНВ 17, путевое управление - изменением крутящих моментов в диагонально расположенных левом ПНВ 14 с правым ЗНВ 17 и в правом ПНВ 15 с левым ЗНВ 16, которые в плане вращаются в одном направлении, например, по часовой и против часовой стрелки. После вертикального взлета и набора высоты выполняется переходный маневр и осуществляется перераспределение мощности с привода пары ПНВ 14-15 и двух ЗНВ 16-17 на привод двух ОТВ их КГтД. По мере разгона ОПКС и с ростом подъемной силы его ДЛК 3-4 подъемная сила уменьшается на двухлопастных НВ 14-17, которые останавливаются, фиксируются параллельно оси симметрии (см. фиг. 2) при синхронно закрытых влево или вправо от центра ККО 13 жалюзи-створках 18-19.Control of the deck OPKS is provided from a single cabin without a
При достижении скоростей М=0,5 и М=0,5…М=0,8 обеспечиваются переходные и разгонные режимы полета (см. фиг. 3). При скоростях полета палубного ОПКС М=0,5…М=0,8/М=0,8…М=2,1 фиксируются консоли РМК 3 перпендикулярно плоскости симметрии, но и отклоняются концевые части РМК 3 вверх под углом 12°/30° соответственно. При полете ОПКС как реактивного самолета изменение его балансировки по тангажу и курсу или крену обеспечивается отклонением соответственно синхронным и асинхронным цельно-поворотных килей 10 или дифференциальным цельно-поворотных треугольных в плане законцовок 9 РМК 3. Для уменьшения в передней полусфере заметности ОПКС и аэродинамического сопротивления каждый лобовой воздухозаборник 24 его КГтД выполнен без пластинчатого отсекателя пограничного слоя и состоит из конического тела 25, сжимающего поток и формирующего коническое его течение, но и экранирующего ОТВ в соответствующем КГтД.When the speeds M = 0.5 and M = 0.5 ... M = 0.8 are reached, transient and accelerating flight modes are provided (see Fig. 3). At flight speeds of the deck OPKS M = 0.5 ... M = 0.8 / M = 0.8 ... M = 2.1, the
Таким образом, палубные ОПКС и ДПКС с КГтД, приводящими ПНВ и ЗНВ в ККО ТБК и/или горизонтальной тяги ОТВ в КО для создания подъемной с работающими и/или маршевой тяги с зафиксированными НВ, представляет собой реактивный конвертоплан с системой холодного потока воздуха от ПНВ и ЗНВ в МПНС-Х4 при ВВП, зависании и горячего выхлопа реактивной струи в ПРС-R2 при горизонтальном полете. Поворотное ДЛК с двусторонней симметрией при фиксации ТБК по оси симметрии увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ в конфигурации сверхзвукового самолета с ромбовидным крылом и отклоненными его концевыми частями вниз под углом 30° при скорости М=0,8…М=2,1. Что позволит повысить на 30% аэродинамическое качество, экономию топлива- на 20% или дальность полета- на 29% в конфигураций трансзвукового самолета со скоростью 1000 км/ч, но и на сверхзвуковых скоростях уменьшить на 12…20% лобовое сопротивление, волновое сопротивление- на 26% и достичь с бесфорсажной/форсажной тяговооруженностью Кмт=0,54/0,77 комбинированной СУ скорость 1150/2232 км/ч. Океаническая ударная СКАРП с тяжеловооруженными ОПКС и ДПКС, используемыми с двух вертолетных площадок КИК, несущими в бомбоотсеках ДПКС-5,2/ОПКС-4,55 (см. табл. 1) по 1/1 ПСР типа 95М6 «Контакт» или по одной гиперзвуковой противокорабельной ракете (ПКР) типа Х-47М2 «Кинжал», PJ-10 «БраМос» или ЗМ22 «Циркон». Головной палубный ОПКС, который полностью оцифрован с использованием новейших технологий, включая и совместное использование в авиагруппе с более чем одним палубным ДПКС, так называемое manned and unmanned teaming (MUM-T).Thus, deck-mounted OPKS and DPKS with KGTD, bringing the PNV and ZNV to the CCO TBK and / or horizontal thrust OTV in the KO to create a lifting thrust with operating and / or sustainer thrust with fixed NVs, is a jet tiltrotor with a system of cold air flow from the PNV and ZNV in MPNS-X4 with run-off, hovering and hot exhaust of the jet stream in PRS-R2 during horizontal flight. Swivel DLK with bilateral symmetry when fixing the TBC along the axis of symmetry increases the aerodynamic and structural advantages in the configuration of a supersonic aircraft with a rhomboid wing and its end parts deflected downward at an angle of 30 ° at a speed of M = 0.8 ... M = 2.1. That will increase the aerodynamic quality by 30%, fuel economy - by 20% or the flight range - by 29% in the configurations of a transonic aircraft at a speed of 1000 km / h, but also at supersonic speeds to reduce by 12 ... 20% drag, wave drag - by 26% and achieve with non-afterburner / afterburner thrust-to-weight ratio K mt = 0.54 / 0.77 combined SU speed 1150/2232 km / h. Oceanic shock SCARP with heavily armed OPKS and DPKS, used from two KIK helipads, carrying in bomb compartments DPKS-5.2 / OPKS-4.55 (see Table 1) 1/1 of each AKP type 95M6 "Contact" or one each hypersonic anti-ship missile (ASM) of the Kh-47M2 "Dagger" type, PJ-10 "BrahMos" or ZM22 "Zircon". The head deck OPKS, which is fully digitized using the latest technologies, including the joint use in an air group with more than one deck-mounted DPKS, the so-called manned and unmanned teaming (MUM-T).
Четвертый уровень MUM-T позволяет пилоту ОПКС не только контролировать траекторию полета ведомого ДПКС и получать реальные сенсорные изображения с него, но и управлять оружейными нагрузками, его навигацией и глобальным позиционированием с созданием относительно дешевой и оперативно готовой СКАРП, которая, используя технологию ВВП и транс-/сверхзвуковую скорость полета ОПКС и ДПКС, позволит увеличить дальность действия ПСР типа 95М6 «Контакт» с 600 км соответственно до 3100/2124 км. Последнее обеспечит скрытность и повысит поражающую возможность океанической СКАРП, освоенной на базе КИК проекта 1914.1 и используемой в Индийском, Тихом и Атлантическом океанах с возможность создания глобальной противоспутниковой системы морского базирования, но и выполнения с гиперзвуковыми ПКР типа Х-47М2 «Кинжал» разведывательно-ударных операций.The fourth level of MUM-T allows the OPKS pilot not only to control the flight trajectory of the slave DPKS and receive real sensory images from it, but also to control weapon loads, its navigation and global positioning with the creation of a relatively cheap and operatively ready SCARP, which, using the technology of GDP and trans - / supersonic flight speed OPKS and DPKS, will increase the range of the PSR type 95M6 "Contact" from 600 km, respectively, to 3100/2124 km. The latter will provide stealth and increase the destructive capabilities of the oceanic SCARP, mastered on the basis of the KIK project 1914.1 and used in the Indian, Pacific and Atlantic oceans with the possibility of creating a global sea-based anti-satellite system, but also performing reconnaissance and shock weapons with hypersonic anti-ship missiles of the Kh-47M2 "Dagger" type operations.
Источники информацииInformation sources
1. Адрес в интернете: http://www.airwar.ru/weapon/avv/asm135.html1. Internet address: http://www.airwar.ru/weapon/avv/asm135.html
2. Адрес в интернете: http://test.abovetopsecret.com/forum/thread398541/pg12. Internet address: http://test.abovetopsecret.com/forum/thread398541/pg1
3. Адрес в интернете: http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/ikara/ikara.shtml3. Internet address: http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/ikara/ikara.shtml
4. Адрес в интернете: http://militaryrussia.ru/blog/i/topic-699.html4. Internet address: http://militaryrussia.ru/blog/i/topic-699.html
5. Адрес в интернете: https://naukatehnika.com/marshal-krylov-modernizaciya.html5. Internet address: https://naukatehnika.com/marshal-krylov-modernizaciya.html
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020110188A RU2748043C1 (en) | 2020-03-10 | 2020-03-10 | Watercraft aviation and rocket anti-satellite system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020110188A RU2748043C1 (en) | 2020-03-10 | 2020-03-10 | Watercraft aviation and rocket anti-satellite system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2748043C1 true RU2748043C1 (en) | 2021-05-19 |
Family
ID=75919910
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020110188A RU2748043C1 (en) | 2020-03-10 | 2020-03-10 | Watercraft aviation and rocket anti-satellite system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2748043C1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2465995A (en) * | 2008-12-04 | 2010-06-09 | Thales Holdings Uk Plc | Air vehicle with a rotatable pod |
| RU113238U1 (en) * | 2011-08-24 | 2012-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | LOW-MIXED UNMANNED AIRCRAFT |
| CN203740126U (en) * | 2014-03-31 | 2014-07-30 | 冯加伟 | Morphing aircraft with wide flight envelope |
| CN206031774U (en) * | 2016-08-31 | 2017-03-22 | 张峣 | Wing reaches decides wing machine |
| RU2639352C1 (en) * | 2016-07-12 | 2017-12-21 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Aircraft |
-
2020
- 2020-03-10 RU RU2020110188A patent/RU2748043C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2465995A (en) * | 2008-12-04 | 2010-06-09 | Thales Holdings Uk Plc | Air vehicle with a rotatable pod |
| RU113238U1 (en) * | 2011-08-24 | 2012-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | LOW-MIXED UNMANNED AIRCRAFT |
| CN203740126U (en) * | 2014-03-31 | 2014-07-30 | 冯加伟 | Morphing aircraft with wide flight envelope |
| RU2639352C1 (en) * | 2016-07-12 | 2017-12-21 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Aircraft |
| CN206031774U (en) * | 2016-08-31 | 2017-03-22 | 张峣 | Wing reaches decides wing machine |
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 | |
| RU2708782C1 (en) | Unmanned aircraft-helicopter-missile carrier | |
| RU2768999C1 (en) | Coastal air-rocket reusable autonomous complex | |
| RU2736530C1 (en) | Strategic aviation trans-arctic system | |
| RU2706295C2 (en) | Anti-ship missile system with flying rockets robot-carrier and method for use thereof | |
| RU2720592C1 (en) | Adaptive airborne missile system | |
| RU2690142C1 (en) | Unmanned aerial missile system and method of its application | |
| 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 | |
| RU2748043C1 (en) | Watercraft aviation and rocket anti-satellite system | |
| RU2738224C2 (en) | Multipurpose missile aviation system | |
| RU2733678C1 (en) | Unmanned impact helicopter aircraft | |
| RU2721803C1 (en) | Aircraft-missile strike system | |
| RU2725372C1 (en) | Unobtrusive aircraft-missile system | |
| RU2750586C1 (en) | Modular convertiplanes for ship-based aircraft missile systems | |
| RU2753894C1 (en) | Aircraft ship arctic system | |
| RU2748042C1 (en) | Modular composite aircrafts for watercraft and aircraft missile systems | |
| RU2699514C1 (en) | Unmanned convertiplane rocket carrier and method for use thereof | |
| RU2743311C1 (en) | Modular x-wing aircraft for arctic rocket aviation complexes | |
| RU2753779C1 (en) | Ship and aircraft missile-striking system | |
| RU2743262C1 (en) | Air ballistic attack system | |
| RU2699616C2 (en) | Anti-submarine missile system with self-contained jet carrier aircraft and method for application thereof |