RU2753818C1 - Oceanic ship-aircraft missile system - Google Patents
Oceanic ship-aircraft missile system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2753818C1 RU2753818C1 RU2021102303A RU2021102303A RU2753818C1 RU 2753818 C1 RU2753818 C1 RU 2753818C1 RU 2021102303 A RU2021102303 A RU 2021102303A RU 2021102303 A RU2021102303 A RU 2021102303A RU 2753818 C1 RU2753818 C1 RU 2753818C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- paks
- aircraft
- air
- baks
- flight
- Prior art date
Links
- 230000002146 bilateral effect Effects 0.000 claims abstract description 9
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims abstract description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 5
- 241000501754 Astronotus ocellatus Species 0.000 claims abstract 2
- 231100000241 scar Toxicity 0.000 claims description 11
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 11
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 claims description 9
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 8
- 230000007123 defense Effects 0.000 claims description 7
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 7
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 claims description 7
- 210000004271 bone marrow stromal cell Anatomy 0.000 claims description 6
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 6
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 6
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims description 5
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 5
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 4
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 4
- 230000005855 radiation Effects 0.000 claims description 4
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 claims description 4
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 claims description 4
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 claims description 4
- 239000013598 vector Substances 0.000 claims description 4
- 230000003044 adaptive effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims description 3
- 230000004941 influx Effects 0.000 claims description 3
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims description 3
- 229910001148 Al-Li alloy Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 2
- 241000256259 Noctuidae Species 0.000 claims description 2
- JFBZPFYRPYOZCQ-UHFFFAOYSA-N [Li].[Al] Chemical compound [Li].[Al] JFBZPFYRPYOZCQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 230000032683 aging Effects 0.000 claims description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 2
- 238000007664 blowing Methods 0.000 claims description 2
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 2
- 230000001066 destructive effect Effects 0.000 claims description 2
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 claims description 2
- 239000011521 glass Substances 0.000 claims description 2
- 230000009931 harmful effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000005286 illumination Methods 0.000 claims description 2
- 230000006872 improvement Effects 0.000 claims description 2
- 230000010354 integration Effects 0.000 claims description 2
- 239000001989 lithium alloy Substances 0.000 claims description 2
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 2
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 229910052594 sapphire Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 239000010980 sapphire Substances 0.000 claims description 2
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 claims description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims 1
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 claims 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 102100026655 Zinc finger protein castor homolog 1 Human genes 0.000 description 2
- 238000002654 craniosacral therapy Methods 0.000 description 2
- 230000004927 fusion Effects 0.000 description 2
- 230000004297 night vision Effects 0.000 description 2
- 230000003071 parasitic effect Effects 0.000 description 2
- 102100034088 40S ribosomal protein S4, X isoform Human genes 0.000 description 1
- 101000732165 Homo sapiens 40S ribosomal protein S4, X isoform Proteins 0.000 description 1
- 101000642656 Homo sapiens STE20-related kinase adapter protein beta Proteins 0.000 description 1
- 102100025428 Protein ZNF365 Human genes 0.000 description 1
- 102100035929 STE20-related kinase adapter protein beta Human genes 0.000 description 1
- 208000012482 complete androgen insensitivity syndrome Diseases 0.000 description 1
- 239000013256 coordination polymer Substances 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 1
- CNKHSLKYRMDDNQ-UHFFFAOYSA-N halofenozide Chemical compound C=1C=CC=CC=1C(=O)N(C(C)(C)C)NC(=O)C1=CC=C(Cl)C=C1 CNKHSLKYRMDDNQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 210000000265 leukocyte Anatomy 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 1
- 230000037387 scars Effects 0.000 description 1
- 208000014745 severe cutaneous adverse reaction Diseases 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
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
-
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D3/00—Aircraft adaptations to facilitate towing or being towed
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационно-ракетным системам с беспилотными и пилотируемыми конвертируемыми самолетами с S-образным летающим крылом, имеющим наплывы межконсольного шестиугольника и внешние консоли двусторонней асимметрии, фюзеляж с комбинированными газотурбинными двигателями и свободными силовыми турбинами, приводящими две пары с перекрытием несущих винтов (НВ) и/или в кольцевых обтекателях кормовых гондол два выносных турбовентилятора, создающих подъемную и/или пропульсивно-реактивную тягу с работающими/зафиксированными НВ при автоматически открытых/закрытых верхних и нижних створок крыльевых кольцевых обтекателей в конфигурации турбовинтвентиляторных состыкованных самолетов, используемых с управляемой ракетой\топливным баком для ее запуска совместно с самолетами дальней авиации (СДА)\заправки в полете СДА и их автоматическим возвратом на авианесущий ледокол в вертолетной конфигурации.The invention relates to aeronautical missile systems with unmanned and manned convertible aircraft with an S-shaped flying wing, having nodules of an interconsole hexagon and external consoles of bilateral asymmetry, a fuselage with combined gas turbine engines and free power turbines, driving two pairs with overlapping rotors (HB) and / or in the annular fairings of the aft nacelles, two outboard turbofans creating lift and / or propulsion-jet thrust with operating / fixed HBs with automatically open / closed upper and lower flaps of the wing annular fairings in the configuration of turbofan docked aircraft / used with a guided missile a tank for launching it together with long-range aviation aircraft (SDA) / refueling in flight with SDA and their automatic return to an aircraft-carrying icebreaker in a helicopter configuration.
Известен беспилотный самолет проекта "X-plane" компании "Northrop Grumman" (США) [http://test.abovetopsecret.com/forum/thread398541/pgl], выполненный по схеме летающее крыло асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС), двумя турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД) в мотогондоле, внутренними бом-боотсеками 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 15 км обеспечивает скорость 1275/1488 км/ч при тяговооруженности 0,52/0,66. 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 достигается путем использования межконсольного шестиугольника крыла двусторонней асимметрии.Known unmanned aircraft of the project "X-plane" of the company "Northrop Grumman" (USA) [http://test.abovetopsecret.com/forum/thread398541/pgl], made according to the scheme of a flying wing of an asymmetrically variable sweep (KAIS), two turbojet bypass engines (turbojet engine) in the nacelle, internal bomb bays and a tricycle retractable wheeled 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 15 km provides a speed of 1275/1488 km / h with a thrust-to-weight ratio of 0.52 / 0.66. Aircraft with CAIS have a number of disadvantages, the main of which are: shift 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 larger 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 is achieved by using an interconsole hexagon of the wing of bilateral asymmetry.
Известен самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) модели F-35В (США) с трапециевидным крылом и на нем боковыми соплами, создающими вертикальную тягу и управление по крену, имеет турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с отклоняемым вектором тяги (ОВТ) его реактивного сопла и отбором мощности на привод подъемного вентилятора с рулевыми створками и двухкилевое оперение.Known aircraft vertical takeoff and landing (VTOL) model F-35B (USA) with a trapezoidal wing and on it side nozzles, creating vertical thrust and roll control, has a turbojet bypass engine (TRDD) with a deflected thrust vector (OVT) of its jet nozzle and power take-off to drive the lifting fan with steering flaps and two-keel tail.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что заднее расположение ТРДД с его поворотным соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, имеет для отбора взлетной его мощности передний вывод вала посредством редуктора и муфты сцепления на подъемный вентилятор, что предопределяет за кабиной пилота в конструкции фюзеляжа две верхнюю и нижнюю раскрываемые створки подъемного вентилятора, оснащенного также сложной системой отклонения его воздушного потока в продольном направлении, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что размещение за кабиной пилота подъемного вентилятора диаметром 1,27 м предопределяет большую площадь миделя фюзеляжа, что создает дополнительное лобовое сопротивление. Третья - это то, что для выполнения ВВП и зависания имеется двойная система создания вертикальной как горячей тяги от поворотного сопла ТРДД, предопределяющего термостойкое исполнение палубы корабля, так и холодной тяги от подъемного вентилятора и боковых сопел, которые при горизонтальном его полете, увеличивая паразитную массу, бесполезны, что ведет к утяжелению конструкции и уменьшению весовой отдачи. Кроме того, использование форсажного и бесфорсажного режимов работы ТРДД соответственно повышает удельный расход топлива на 46%, уменьшает вдвое дальность полета и ограничивает скорость не более 950 км/ч.The reasons that impede the task: the first is that the rear location of the turbojet engine with its rotary nozzle, which changes the jet thrust vector, has a front shaft output for take-off power by means of a gearbox and a clutch to the lifting fan, which predetermines behind the cockpit in the design the fuselage has two upper and lower openable flaps of the lifting fan, which is also equipped with a complex system for deflecting its air flow in the longitudinal direction, which complicates the design. The second is that the location behind the cockpit of a lifting fan with a diameter of 1.27 m predetermines a large area of the fuselage amidships, which creates additional drag. The third is that for the performance of GDP and hovering, there is a double system for creating both vertical hot thrust from the turbojet engine rotary nozzle, which predetermines the heat-resistant design of the ship's deck, and cold thrust from the lifting fan and side nozzles, which, when flying horizontally, increasing the parasitic mass , are useless, which leads to a heavier structure and a decrease in weight return. In addition, the use of the afterburner and non-afterburner operating modes of the turbojet engine accordingly increases the specific fuel consumption by 46%, halves the flight range and limits the speed to no more than 950 km / h.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является британский [см. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/ikara/ikara.shtm противолодочный авиационный комплекс (ПАК) модели "Icara" с его беспилотными летательными аппаратами (БЛА), имеющими крыло, фюзеляж с пусковым устройством (ПУ) управляемой ракеты (УР), двигатель силовой установки (СУ) и бортовую систему управления (БСУ).Closest to the proposed invention is the British [see. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/ikara/ikara.shtm anti-submarine aviation complex (PAK) model "Icara" with its unmanned aerial vehicles (UAV), having a wing, fuselage with a launching device (PU) a guided missile (UR), a power plant engine (SU) and an onboard control system (BSU).
Признаки, совпадающие - БЛА с габаритами без корабельного ПУ: длина 3,42 м, размах крыльев 1,52 м, высота 1,57 м, несет противолодочную торпеду типа Mk.44, имеющую при ее массе 196 кг 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 полета до 24 км и скорость 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 an anti-submarine torpedo of the Mk.44 type, having a cruising range of 5 km with its mass of 196 kg. 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 flight range to 24 km and the 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 надводного корабля-носителя, другого корабля или противолодочного вертолета. Что обеспечивает, учитывая противоздушную оборону (ПВО) цели, постоянное обновление данных об оптимальной зоне сброса торпеды в компьютере системы управления стрельбой, передающей их в полете через БСУ на БЛА. По прибытии БЛА в район нахождения цели торпеда Мk.44, полуутопленная с цодфюзеляжным 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 торпеды, 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 subsonic UAV was launched in the direction as close as possible to the target. Target location data came from the sonar system of a surface carrier ship, another ship, or an anti-submarine helicopter. This ensures, taking into account the air defense (AA) of the target, the constant updating of data on the optimal torpedo drop zone in the computer of the fire control system, which transmits them in flight through the BSU to the UAV. Upon the arrival of the UAV in the area where the target was located, the Mk.44 torpedo, semi-drowned with its fuselage location 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 torpedo 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 авианесущего лекола(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 likelihood of hitting a surface or ground target located at a long distance, but also returning to the helipad aircraft carrier lekola (ANL) for reuse.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного ПАПК с ПАК, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что система корабельно-авиационная ракетная (СКАР) океаническая с авиагруппой его АВВП, включающей более чем пять беспилотных асимметричных конвертируемых самолета (БАКС) с более чем одним пилотируемым асимметричным конвертируемым самолетом (ПАКС), используемую более чем с двух вертолетных площадок упомянутого АНЛ, причем и БАКС, и ПАКС содержат высоко- или среднерасположенное S-образное летающее крыло (SЛК) без или с двукилевым оперением, выполненное с правым и левым его наплывами двусторонней асимметрии, образующими, увеличивая жесткость на кручение, межконсольный шестиугольник (МКШ) с параллельными противоположными сторонами, снабженный правой и левой внешними консолями асимметричной стреловидности (КАС), смонтированными от меньших сторон МКШ, вынесенными от центра масс вперед и назад по полету и в соответствующую сторону, имеющими передние кромки с углами соответственно обратной χ=-40°…-60° и прямой χ=+40°…+60° разнонаправленной стреловидности, но и содержит поперечно-тандемную несущую систему (ПТНС), используемую на переходных и разгонных режимах полета, выполнении ВВП и зависания, короткого взлета и посадки или вертикальной посадки (КВП или КВВП), включающую с изменяемым шагом два левых и два правых трех- или четырехлопастных несущих винта (НВ), оси вращения которых равноудалены в плане от центра масс так, что их центры вращения размещены на продольных линиях, расположенных в плане параллельно большим сторонам МКШ, и смонтированы копланарно внутри МКШ соответственно с перекрытием равным апро=1,22 или aпро=1,24 в соответствующих крыльевых кольцевых обтекателях (ККО), имеющих планформу овала и автоматически открываемые/закрываемые продольные верхние и нижние полукруглые створки или жалюзи-створки, или в их комбинаций, обеспечивающие свободный доступ воздуха в ККО и выхода из них воздушного потока, образующие после их закрывания влево или вправо от центра их ККО соответствующие поверхности МКШ, интегрированного по правилу площадей с фюзеляжем, снабженным в кормовой его части по меньшей мере двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), выполненными в виде двухконтурных реактивных двигателей, имеющих выносные трехступенчатые вентиляторы (ВТВ) в кольцевых обтекателях (КО) кормовых мотогондол (КМГ), смонтированных по обе стороны от продольной оси фюзеляжа и между хвостовых балок с их реактивными круглыми или прямоугольными плоскими соплами (РКС или ППС), обеспечивающими создание вертикальной/наклонной или горизонтальной тяги при выполнении соответственно ВВП/КВП или поступательного полета, но и более чем одну свободную силовую турбину (ССТ), передающую взлетную мощность СУ на соответствующие НВ в их ККО и/или ВТВ в КО, создающие в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную тягу, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения вертикального или короткого взлета с соответствующего самолета с его КГтД, приводящими в ПТНС-Х4 две пары НВ и/или два ВТВ 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 реактивный сверх- или трансзвуковой самолет соответственно при нормальном или максимальном взлетном весе, но и обратно, при этом в БАКС и ПАКС их КАС имеют сужением и треугольные законцовки с внешними их сторонами, размещенными в плане и параллельно их оси симметрии, и линии стыка КАС с МКШ, выполнены от последних складываемыми на стоянке для уменьшения в 1,7-1,9 раза стояночной их площади от взлетной как верх, так и вдоль меньших сторон МКШ с размещением над соответствующим ККО и при раздельном транспортировании каждого из них на его убирающемся трехопорном колесном шасси в ангаре упомянутого АНЛ для хранения, заправки и заряжания боекомплектом.Distinctive features of the proposed invention from the above-mentioned known PAPK with PAK, which is closest to it, are the presence of the fact that the ship-aviation missile system (SCAR) is oceanic with its AVVP air group, which includes more than five unmanned asymmetric convertible aircraft (BAKS) with more than one manned asymmetric convertible aircraft (PAKS), used from more than two helipads of the aforementioned ANL, moreover, both the BAKS and PAKS contain a high or medium-sized S-shaped flying wing (SLC) without or with a two-footed tail, made with its right and left influxes of bilateral asymmetry, forming, increasing the torsional rigidity, an interconsole hexagon (WB) with parallel opposite sides, equipped with right and left outer consoles of asymmetric sweep (CAS), mounted from the smaller sides of the WB, carried out from the center of mass forward and backward along the flight and in the corresponding side with front to rims with angles, respectively, inverse χ = -40 ° ... -60 ° and straight χ = + 40 ° ... + 60 ° multidirectional sweep, but also contains a transverse tandem carrier system (STS), used in transient and accelerating flight modes, performing GDP and hovering, short take-off and landing or vertical landing (KVP or KVVP), including with a variable pitch two left and two right three- or four-bladed rotors (HB), the axes of rotation of which are equidistant in plan from the center of mass so that their centers of rotation are placed on longitudinal lines, located in the plan parallel to the large sides of the MKSh, and mounted coplanarly inside the MKSh, respectively, with an overlap equal to a pro = 1.22 or a pro = 1.24 in the corresponding wing annular fairings (KCO) having an oval plan and automatically opening / closed longitudinal upper and lower semicircular sashes or louvres-sashes, or in their combinations, providing free access of air to the CCO and the exit of an air flow from them, forming after them closing to the left or to the right of the center of their CCR corresponding to the surface of the MKSH, integrated according to the area rule with the fuselage, equipped in the aft part of it with at least two combined gas turbine engines (KGTD), made in the form of two-circuit jet engines with external three-stage fans (VTV) in annular fairings (KO) of aft engine nacelles (KMG), mounted on both sides of the longitudinal axis of the fuselage and between the tail booms with their jet round or rectangular flat nozzles (RKS or PPS), providing the creation of vertical / inclined or horizontal thrust when performing, respectively, GDP / KVP or translational flight, but also more than one free power turbine (SST), transmitting the takeoff power of the SU to the corresponding NV in their CCO and / or VTV in the SC, creating synchronous jet thrust in the propulsive-reactive system (PRS), but also made with the possibility of converting its flight configuration after performing a vertical take off from the corresponding aircraft with its CGTD, leading to the PTNS-X4 two pairs of NV and / or two VTV in the PRS-R2, creating a lift and / or sustainer thrust with operating / fixed NV with automatically open / closed upper and lower, for example, louvres-flaps of their KKO in a jet supersonic or transonic aircraft, respectively, at normal or maximum takeoff weight, but also vice versa, while in BAKS and PAKS their UANs have a narrowing and triangular tips with their outer sides, located in the plan and parallel to their axis of symmetry, and the junction line of the KAS with the WAG, are made from the latter folded in the parking lot to reduce their parking area by 1.7-1.9 times from the takeoff area, both the top and and along the smaller sides of the WAG with placement above the corresponding KKO and with separate transportation of each of them on its retractable tricycle wheeled chassis in the hangar of the mentioned ANL for storage, refueling and loading of ammunition.
Кроме того, в упомянутых БАКС и ПАКС передняя и задняя кромки их МКШ, имея соответственно обратную и прямую V-образные конфигурации, размещенные параллельно соответствующим кромкам цельно-поворотных килей (ЦПК) их двухкилевого оперения, которые отклонены наружу от плоскости их симметрии, но и вверх под углом 40° к последней, имеют шестиугольную форму с их законцовками, размещенными в плане параллельно или вдоль размаха МКШ, величина которого соотносится к размаху SЛК, как 7 к 12, а каждое упомянутое ППС с УВТ их KMF снабжено верхней 27 и нижней 28 стенками, содержащими на их концах прямоугольные в плане люки-сопла с поперечными верхней 29 и нижней 30 поворотными на их осях 31 и 32 в вертикальной плоскости створками, имеющими от осей их поворота длину с их фасками, определяемую из соотношения: Lств=hсоп/0,707, м (где: hсоп - высота сопла, cos 45°=0,707) и раздельные приводы, обеспечивающие между боковых его стенок 33-34 их отклонение к продольной оси сопла вниз и вверх синхронно двумя на углы ±22,5°, смыкаясь их фасками, либо одной из них на углы ±22,5° при закрытой другой синфазно или дифференциально соответственно для реверса тяги либо для продольного или поперечного управления либо только нижней створки 30 на угол +45° до соприкосновения ее фаски с поверхностью верхней закрытой створки 29 для изменения направления горизонтальной тяги на вертикальную, а в каждой упомянутой КМГ их фюзеляжа, например, ее две ССТ имеют для отбора их мощности передние выводы валов, которые через Т-образный осевой редуктор, имеющий продольный и поперечно-синхронизирующий выходные валы, которые вращательно связаны соответственно с ВТВ и Т-образным в плане главным редуктором, смонтированным между КМГ, имеющим продольный выходной вал, который через муфту сцепления передает крутящий момент Т-образному в плане центральному редуктору, который в свою очередь передает распределенную мощность через левый/правый Т-образные и угловые при виде сбоку редукторы передних и задних НВ (ПНВ и ЗНВ) соответственно ПНВ/ЗНВ и ЗНВ/ПНВ в их ПТНС-Х4, а на режимах их ВВП и зависания продольное управление осуществляется посредством изменения шага двух ПНВ и двух 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, вращающиеся в плане в одном направлении соответственно по часовой и против часовой стрелки, причем в малозаметных БАКС и ПАКС на их режимах ВВП и зависания при удельной нагрузке на мощность их комбинированной СУ, составляющей ρN=1,18 кг/л.с., каждая упомянутая ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего как систему синхронизации каскада ССТ в их КГтД, оснащенную последовательно соединенными блоком приведения давления в компрессоре их ССТ, блоком формирования заданного значения частоты вращения и углового положения лопаток их ССТ и исполнительными органами, которые корректируют угловое рассогласование лопаток в каскаде ССТ и обеспечивают заданный расход топлива, формирующий требуемую мощность, так и систему адаптивного управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности в ПТНС-Х4, составляющей с учетом потерь от обдува ребер жесткости ККО ρВТ=1,12, 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 ПТНС-Х4, составляющей ρВТ=1,07, обеспечит режим аварийной вертикальной посадки в течение 0,5 минут, а на самолетных режимах их полета изменение балансировки по курсу и тангажу либо крену обеспечивается соответственно поворотом консолей упомянутых ЦПК и синфазным либо дифференциальным отклонением верхних и нижних створок ППС их КГтД, а их фюзеляж на конце и вдоль продольной его оси оснащен кормовым обтекателем с отсеком, имеющим на его конце выдвижную буксируемую на тросе ложную цель, при этом планер каждого сверхманевренного БАКС и ПАКС выполнен по малозаметной технологии с покрытием, поглощающим радиоволны разной длины, имеет монолитную конструкцию жесткого их корпуса с использованием алюминиево-литиевых сплавов и до 70% улучшенных по структурному старению композиционных материалов, усиленных лонжеронами и ребрами жесткости с общей композитной обшивкой фюзеляжа и SЛК, армированных углеродным волокном, способных защитить их БСУ от мощных электромагнитных вспышек или воздействия лазерного излучения, выдерживать значительные количества тепла и деформации, позволяющие снизить на порядок количество деталей, причем расширение двусторонне-асимметричной компоновки БАКС и ПАКС может дополнительно включать асимметрично удлиненные КМГ либо смещение в продольном направлении их воздухозаборников и сопел, но и смещение в этом же направлении упомянутых ЦПК, при этом электронно-оптический датчик (ЭОД), предназначенный для обнаружения и идентификации цели, имеет приемную часть ЭОД, которая закрывается сверху сапфировым стеклом, устанавливается сверху носовой части фюзеляжа и перед кабиной головного ПАКС, снабженного двухчастотной бортовой радиолокационной станцией (РЛС) с активной фазированной антенной решеткой (АФАР), которая с ЭОД на безопасных для ПАКС расстояниях обеспечивает геолокацию цели и управление оружейными нагрузками ПАКС и по лазерному каналу связи БАКС с наведением на цель их ПКР и УР класса воздух-воздух в составе авиагруппы, применяемой совместно с рядом других авиагрупп, способных и обмениваться информацией между их головными ПАКС в рамках их единого так называемого информационного облака, и динамически адаптироваться к изменяющимся условиям, включая как и то, что если одна из авиагрупп обнаруживает цели в количестве большем, чем может поразить, то по лазерному каналу связи ее ПАКС передает целеуказание на ряд ПАКС, не использующие свои РЛС в составе других авиагрупп, и они совместно атакуют цели, так и их тактическое управление и координацию, распределяющую по выбранным целям ударные БАКС и ПАКС ряда авиагрупп и/или полностью, повышая эффективность их атаки, интегрированы к автономному стратегическому их роению, причем компьютер системы ЭОД связан с центральным бортовым компьютером ПАКС быстродействующим оптоволоконным интерфейсом, обеспечивающим полную интеграцию общей информационной системы ПАКС с системой ЭОД, включающей в ее состав среднедиапазонный инфракрасный сенсор, который, представляя собой тепловизор, лазер и камеру с ПЗС-матрицей, позволяет выполнять фото и видео съемку с большим разрешением, автоматическое слежение за целью, поиск в инфракрасном диапазоне, лазерную подсветку цели, измерение дальности с помощью лазера, и отслеживание лазерных меток, поставленных другими системами слежения и наведения, при этом в каждой авиагруппе управление каждым ПАКС по лазерному каналу закрытой связи, не подверженному помехам со стороны радиоэлектронной борьбы (РЭБ) противника, обеспечивается вторым пилотом ПАКС, используя систему его самообороны и противодействия РЭБ противника - станцию активных электронных помех, а также компактные твердотельные лазерные и микроволновые установки направленной энергии, применяемые в качестве самообороны и сопутствующего вооружения воздушного базирования, подавляющие головки самонаведения УР противника и выводящие из строя электронику противника соответственно, причем в авиагруппе каждый ПАКС на передней и задней кромках консолей упомянутых КАС содержит РЛС с конформной активной решеткой и лазерные локаторы, которые используются для отслеживания соответствующих воздушных и наземных целей, в то время как его РЛС с АФАР используется для обеспечения детального представления наземных стратегических целей, таких как базы и инфраструктура, при этом упомянутый АНЛ, выполненный в виде ледокольно-транспортного судна (ЛТС) с асимметричным корпусом и двухосадочной его схемой, позволяющей использовать осадку в диапазоне от 9,5 до 11,8 м для увеличения ледопроходимости и выполнения специальных задач на мелководье и устье рек, снабженный движительным комплексом, состоящим из пары основных и пары дополнительных соответственно кормовых и носовых винто-рулевых колонок (ВРК), каждая из которых, работая независимо и повышая эффективность маневрирования в любом направлении и даже вращения, на месте, может как поворачиваться в горизонтальной плоскости на 360°, так и оснащена встроенным высокомоментным электродвигателем постоянного тока с соответствующим гребным винтом фиксированного шага (ВФШ), смонтированным непосредственно на валу внутри гондолы полноповоротной ВРК, при этом установка носовых ВРК на ЛТС обеспечивает высокую маневренность в ледовых условиях, но и на чистой воде, что очень важно в зонах с ограниченным водным пространством, но и, достигая эффекта размывания льда работой этих ВФШ как снижает прочность льда и повышает способность прохождения торосов, так и оказывает вредное воздействие на работу кормовых ВРК, причем для повышения эффективности пропульсивной установки ЛТС пара носовых ВРК, которые, обеспечивая эффект расхождения векторов их тяги от продольной оси ЛТС, развернуты под углом друг к другу на эффективный упор ЛТС в режиме создания тягового усилия, при этом пропульсивная установка с четырьмя ВРК и четырьмя джойстиками управления объединены в одном мостике с установкой двух навигационных мостиков- основного и дублирующего для управления ЛТС во время хода и визуального контроля, улучшающего со второго мостика панорамный обзор при его движении и косым ходом, причем только кормовая надстройка как с артиллерийскими установками и ракетными комплексами противоторпедной защиты, так и зенитно-ракетными комплексами ПВО атомного ЛТС, имеющая спереди нее авиационные многоуровневые ангары со средствами, как-то; краны, лифты-подъемники, системы выкатки и фиксации БАКС и ПАКС короткого их взлета по косой от правого ее борта взлетной полосе с использованием на позиции старта подъемного газоотбойника с его водяным охлаждением, а после выполнения ими миссии- вертикальной одновременной или поочередной их посадки на соответствующие вертолетные площадки палубы.In addition, in the aforementioned BAKS and PAKS, the front and trailing edges of their MSCs, having, respectively, reverse and straight V-shaped configurations, placed parallel to the corresponding edges of the one-piece rotary keels (CPK) of their two-fin, which are deflected outward from the plane of their symmetry, but also upwards at an angle of 40 ° to the latter, have a hexagonal shape with their endings placed in the plan parallel to or along the span of the MSC, the value of which is related to the span of the SLC, as 7 to 12, and each mentioned PPS with UHT of their KMF is equipped with an upper 27 and a lower 28 walls comprising at their ends rectangular hatches-nozzle with transverse upper 29 and lower 30 pivot on their
Кроме того, турбовинтовентиляторные БАКС и ПАКС с холодными потоками воздуха при выполнении ВВП и зависания от НВ в ПТНС-Х4 и реактивной горячей струи в их ПРС-R2 при крейсерском полете с маршевой тяговоуроженностью первого уровня- 0,2 или второго- 0,228 либо третьего уровня- 0,47 или четвертого- 0,54, используя соответственно 22% или 27% либо 72% или 100% мощности их СУ с упомянутым их SЛК с двусторонней асимметрией, использование которой, особенно, с упомянутыми КАС и разнбнаправленными углами их стреловидности, например, ±45° позволит в сравнении со стреловидным крылом χ=+45° реактивного самолета уменьшить и волновое сопротивление в 2,8…3 раза, и требуемую тяговооруженность в 1,44 раза для поддержания сверхзвукового полета, а также при данной стреловидности создает увеличение показателей аэродинамических и структурных преимуществ, особенно, на трансзвуковой скорости полета 0,98 Маха, но и обеспечивает улучшение отношения подъемной силы к сопротивлению, которое составит 20 к 1, а каждый их КГтД снабжен его упомянутым ППС с термопоглощающим покрытием, уменьшая инфракрасное (ИК) излучение, имеет заднюю V-образную в плане кромку, размещенную параллельно задней кромке упомянутого кормового обтекателя, образующую с кромкой последнего пилообразную стреловидность, но и форсажную камеру, используемую на самолетных взлетных и сверхзвуковых режимах полета с передними перед упомянутыми ССТ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками упомянутой его каждой КМГ для дополнительного в нее подвода воздуха, что позволит при нормальном/максимальном взлетном их весе на высоте 15 км повысить тяговоуроженность их СУ с 0,54/0,47 до 0,65/0,54, при этом отсутствие застекления лобовых окон или всех окон в кабине пилотов ПАКС позволит увеличить жесткость фюзеляжа, снизить толщину обшивки и уменьшить массу, причем планер ПАКС с герметичной кабиной, имеющей автоматически сбрасываемый непрозрачный броне-фонарь для катапультирования пилотов и средства отображения цифрового изображения, включающие, например, лобовые и боковые дисплеи кабины, делая прозрачной ее обшивку, при этом БАКС и ПАКС с упомянутыми внешними КАС (ВКАС) выполнены с возможностью их использования как автономно раздельно либо состыкованными одного типа или в их комбинации, причем на законцовках переднего правого ВКАС/заднего левого ВКАС, например, левого БАКС/правого ПАКС соответственно имеются механизмы их крепления и расцепления, образующие как их упомянутыми ВКАС синусоидальную форму в плане по меньшей мере двух состыкованных их SЛК в по меньшей мере двухфюзеляжной их компоновке, так и по меньшей мере одно среднее межфюзеляжное составное крыло (МСК), но и разъемно соединяющие их консоли с по меньшей мере одним подкрыльным пилоном или верхним обтекателем совместно ими переносимой съемной целевой нагрузки (СЦН)- антенны дальнего радиолокационного обнаружения (ДРЛО) или грузопассажирской кабины, снабженной спасательной парашютной системой, а также как противокорабельной ракеты (ПКР) тяжелого класса типа Х-32 или контейнера вооружения, так и топливного бака с системой дозаправки в воздухе самолетов дальней авиации (СДА) для последующего как запуска УР совместно с ракетами СДА, так и заправки в полете СДА соответственно с последующим их возвратом и автоматической вертикальной их посадкой на палубу упомянутого ЛТС для последующей расстыковки их ВКАС, при этом в тяжеловооруженных БАКС и ПАКС их упомянутый фюзеляж имеет снизу пилон ПУ с полутопленными сверх-/гиперзвуковыми ПКР типа PJ-10 «БраМос»/Х-47М2 «Кинжал» либо для внутреннего вооружения в фюзеляже или контейнере вооружения имеются с боков и снизу при виде спереди левая и правая Г-образные автоматические створки и отсеки, ПУ которых с закрепленными на них двумя парами УР воздух-воздух типа Р-77М/Р-37 и одной парой авиационных крылатых ракет (АКР) типа Х-555/Х-101, смонтированных на внутренних сторонах створок и внутри их отсеков соответственно, причем для создания буферной безопасной авиазоны между упомянутым ЛТС и ПВО цели состыкованные БАКС/ПАКС, несущие две ПКР типа Х-47М2 «Кинжал»/РЫ0 «БраМос», обеспечивают их управляемый залповый запуск на сверхзвуковой скорости и высоте 15 км и позволят, используя технологию ВВП, достичь дальности их полета до 3317/3017 км соответственно, а под пилоном их МСК, неся удобообтекаемую СЦН- топливный бак, позволит, используя его топливо и технологию КВВП, долететь каждой паре соединенных палубных БАКС/ПАКС в авиагруппе до надводной цели, неся по две ПКР типа Х-47М2 «Кинжал»/РJ-10 «БраМос», затем, разделяясь и атакуя ее роем, повысить поражающую возможность и дальность полета ПКР типа X-47М2 «Кинжал»/РХ-10 «БраМос» до 5538/5238 км соответственно.In addition, turbopropellers BAKS and PAKS with cold air flows when performing a runway and hovering on NV in the PTNS-X4 and a jet hot jet in their PRS-R2 during cruising with a marching thrust yield of the first level - 0.2 or the second - 0.228 or the third level - 0.47 or fourth - 0.54, using respectively 22% or 27% or 72% or 100% of the power of their control system with their mentioned SLC with bilateral asymmetry, the use of which, especially with the mentioned CAS and differently directed angles of their sweep, for example , ± 45 ° will allow, in comparison with the swept wing χ = + 45 ° of a jet aircraft, to reduce both the wave drag by 2.8 ... 3 times, and the required thrust-to-weight ratio by 1.44 times to maintain supersonic flight, and also with this sweep it creates an increase in performance aerodynamic and structural advantages, especially at a transonic flight speed of Mach 0.98, but also provides an improvement in the lift-to-drag ratio, which will be 20 to 1, and each each of their KGTD is equipped with its mentioned PPS with a heat-absorbing coating, reducing infrared (IR) radiation, has a rear V-shaped edge in plan, located parallel to the trailing edge of the said stern fairing, forming a sawtooth sweep with the edge of the latter, but also an afterburner used on aircraft takeoff and supersonic flight modes with open controlled flaps of each KMG mentioned in front of the aforementioned SST and rear in front of the afterburner for additional air supply to it, which will allow, at normal / maximum takeoff weight at an altitude of 15 km, to increase the thrust yield of their control systems from 0.54 / 0.47 to 0.65 / 0.54, while the absence of glazing of the front windows or all windows in the PAKS cockpit will increase the rigidity of the fuselage, reduce the thickness of the skin and reduce the weight, moreover, the PAX glider with a pressurized cockpit with automatically resetting opaque armor - flashlight for ejection of pilots and means of displaying digital o images, including, for example, the frontal and side displays of the cockpit, making its skin transparent, while the BAKS and PAKS with the aforementioned external CAS (VKAS) are made with the possibility of using them either independently or docked together of the same type or in their combination, and at the ends front right VKAS / rear left VKAS, for example, left BAKS / right PAKS, respectively, there are mechanisms for their fastening and disengagement, forming both their mentioned VKAS sinusoidal shape in terms of at least two of their SLK docked in at least their two-fuselage arrangement, and at least one middle inter-fuselage composite wing (MSK), but also detachably connecting them consoles with at least one underwing pylon or upper fairing together with a portable removable payload (STSN) - an antenna of early warning radar (AWACS) or a cargo-passenger cabin equipped with a rescue parachute system, as well as an anti-ship missile (ASM) cha a yellow class of type X-32 or a container of weapons, and a fuel tank with a system for refueling in the air of long-range aircraft (SDA) for the subsequent launch of the UR together with SDA missiles, and refueling in flight with SDA, respectively, with their subsequent return and automatic vertical their landing on the deck of the aforementioned LTS for subsequent undocking of their VKAS, while in the heavily armed BAKS and PAKS their mentioned fuselage has a PU pylon below with semi-submerged super- / hypersonic anti-ship missiles of the PJ-10 BrahMos / Kh-47M2 “Dagger” type or for internal armament in the fuselage or the weapon container, there are left and right L-shaped automatic doors and compartments from the sides and bottom when viewed from the front, the launchers of which with two pairs of air-to-air missiles of the R-77M / R-37 type and one pair of aviation cruise missiles attached to them (AKR) type X-555 / X-101, mounted on the inner sides of the doors and inside their compartments, respectively, and to create a buffer safe air zone between the said LTS and Air defense targets docked BAKS / PAKS, carrying two anti-ship missiles of the Kh-47M2 "Dagger" / RN0 "BrahMos" type, provide their controlled salvo launch at supersonic speed and an altitude of 15 km and will allow, using the GDP technology, to reach their flight range up to 3317/3017 km, respectively, and under the pylon of their MSC, carrying a streamlined STsN-fuel tank, using its fuel and KVVP technology, each pair of connected deck BAKS / PAKS in the air group can fly to a surface target, carrying two Kh-47M2 "Dagger" anti-ship missiles / PJ-10 "BrahMos", then, separating and attacking it in a swarm, increase the destructive capability and range of the X-47M2 "Dagger" / RH-10 "BrahMos" anti-ship missiles to 5538/5238 km, respectively.
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить океаническую СКАР с авиагруппой АВВП, включающей более чем пять беспилотных асимметричных конвертируемых самолета (БАКС) с более чем одним пилотируемым асимметричным конвертируемым самолетом (ПАКС), используемую более чем с двух вертолетных площадок упомянутого АНЛ, причем и БАКС, и ПАКС содержат высоко- или среднерасположенное S-образное летающее крыло (SЛК) без или с двукилевым оперением, выполненное с правым и левым его наплывами двусторонней асимметрии, образующими, увеличивая жесткость на кручение, межконсольный шестиугольник (МКШ) с параллельными противоположными сторонами, снабженный правой и левой внешними консолями асимметричной стреловидности (КАС), смонтированными от меньших сторон МКШ, вынесенными от центра масс вперед и назад по полету и в соответствующую сторону, имеющими передние кромки с углами соответственно обратной χ=-40°…60° и прямой χ=+40°…+60° разнонаправленной стреловидности, но и содержит поперечно-тандемную несущую систему (ПТНС), используемую на переходных и разгонных режимах полета, выполнении ВВП и зависания, короткого взлета и посадки или вертикальной посадки (КВП или КВВП), включающую с изменяемым шагом два левых и два правых трех- или четырехлопастных несущих винта (НВ), оси вращения которых равноудалены в плане от центра масс так, что их центры вращения размещены на продольных линиях, расположенных в плане параллельно большим сторонам МКШ, и смонтированы копланарно внутри МКШ соответственно с перекрытием равным aпро=1,22 или aпро=1,24 в соответствующих крыльевых кольцевых обтекателях (ККО), имеющих планформу овала и автоматически открываемые/закрываемые продольные верхние и нижние полукруглые створки или жалюзи-створки, или в их комбинации, обеспечивающие свободный доступ воздуха в ККО и выхода из них воздушного потока, образующие после их закрывания влево или вправо от центра их ККО соответствующие поверхности МКШ, интегрированного по правилу площадей с фюзеляжем, снабженным в кормовой его части по меньшей мере двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), выполненными в виде двухконтурных реактивных двигателей, имеющих выносные трехступенчатые вентиляторы (ВТВ) в кольцевых обтекателях (КО) кормовых мотогондол (КМГ), смонтированных по обе стороны от продольной оси фюзеляжа и между хвостовых балок с их реактивными круглыми или прямоугольными плоскими соплами (РКС или ППС), обеспечивающими создание вертикальной/наклонной или горизонтальной тяги при выполнении соответственно ВВП/КВП или поступательного полета, но и более чем одну свободную силовую турбину (ССТ), передающую взлетную мощность СУ на соответствующие НВ в их ККО и/или ВТВ в КО, создающие в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную тягу, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения вертикального или короткого взлета с соответствующего самолета с его КГтД, приводящими в ПТНС-Х4 две пары НВ и/или два ВТВ в HPC-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 реактивный сверх- или трансзвуковой самолет соответственно при нормальном или максимальном взлетном весе, но и обратно, при этом в БАКС и ПАКС их КАС имеют сужением и треугольные законцовки с внешними их сторонами, размещенными в плане и параллельно их оси симметрии, и линии стыка КАС с МКШ, выполнены от последних складываемыми на стоянке для уменьшения в 1,7-1,9 раза стояночной их площади от взлетной как верх, так и вдоль меньших сторон МКШ с размещением над соответствующим ККО и при раздельном транспортировании каждого из них на его убирающемся трехопорном колесном шасси в ангаре упомянутого АНЛ для хранения, заправки и заряжания боекомплектом. Все это позволит в турбовинтовентиляторных БАКС и ПАКС упростить управляемость и обеспечить ее стабильность. Размещение НВ в ККО их SЛK вблизи центра масс обеспечивает предсказуемость и стабильность управления при ВВП, а выполнение НВ с изменяемым шагом позволит упростить управление БАКС и ПАКС. В случае отказа в СУ одной из ССТ на режиме зависания ее КГтД выполнены с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности каскада ССТ между НВ, что повышает безопасность полетов. Развитое SЛК позволит в его МКШ с относительной толщиной профиля ć=6…8% разместить две пары ККО с их НВ, повысить аэродинамическое качество до 14 единиц, достичь на высоте 15 км транс- и сверхзвуковой скорости до 1050 км/ч и 1340/1594 км/ч на безфорсажных/форсажных режимах работы КГтД, но и в сравнении со стреловидным крылом χ=+45° самолета уменьшить волновое сопротивление в 2,8 раза и в 1,44 раза требуемую тяго-вооруженность для поддержания безфорсажного сверхзвукового режима полета.Due to the presence of these features, allowing to master the oceanic SCAR with the AVVP air group, which includes more than five unmanned asymmetric convertible aircraft (BAKS) with more than one manned asymmetric convertible aircraft (PAKS), used from more than two helipads of the aforementioned ANL, and BAKS, and PAKS contain a high- or mid-sized S-shaped flying wing (SLK) without or with a two-fin tail, made with its right and left influxes of bilateral asymmetry, forming, increasing the torsional rigidity, an interconsole hexagon (WB) with parallel opposite sides, equipped with a right and left external consoles of asymmetric sweep (UAS), mounted from the smaller sides of the WBCs, removed from the center of mass forward and backward along the flight and in the corresponding direction, having leading edges with angles, respectively, inverse χ = -40 ° ... 60 ° and straight χ = + 40 ° ... + 60 ° multidirectional sweep, but also contains a transverse tandem carrier system (STNS), used in transient and accelerating flight modes, performing runoff and hovering, short takeoff and landing or vertical landing (stol or stol), including with a variable pitch two left and two right three- or four-bladed rotors (NV) the axes of rotation of which are equidistant in the plan from the center of mass so that their centers of rotation are located on longitudinal lines located in the plan parallel to the large sides of the MCS, and are mounted coplanar inside the MCS, respectively, with an overlap equal to a pro = 1.22 or a pro = 1, 24 in the corresponding wing annular fairings (KCO), having an oval plan and automatically opening / closing longitudinal upper and lower semicircular flaps or louvres-flaps, or in their combination, providing free air access to the KCO and the air flow out of them, forming after them closing to the left or to the right of the center of their CCO corresponding to the surface of the WAG, integrated according to the area rule with the fuselage, equipped with its aft part at least two combined gas turbine engines (KGTD), made in the form of two-circuit jet engines, having external three-stage fans (VTV) in annular fairings (KO) of aft engine nacelles (KMG), mounted on both sides of the longitudinal axis of the fuselage and between tail booms with their jet round or rectangular flat nozzles (RCS or PPS), providing the creation of vertical / inclined or horizontal thrust when performing, respectively, GDP / KVP or forward flight, but also more than one free power turbine (SST), transmitting the takeoff power of the control system to the corresponding NV in their CCO and / or VTV in SC, creating synchronous reactive thrust in the propulsive-reactive system (PRS), but also made with the possibility of converting its flight configuration after performing a vertical or short takeoff from the corresponding aircraft with its CGTD, leading to PTNS-X4 two pairs of HB and / or two HTV in HPC-R2, creating at this lift and / or sustainer thrust with operating / fixed NV with automatically open / closed upper and lower, for example, louvres-shutters of their KKO in a jet supersonic or transonic aircraft, respectively, at normal or maximum takeoff weight, but also vice versa, while in BAX and PAX their CAS have a constriction and triangular tips with their outer sides, located in the plan and parallel to their axis of symmetry, and the junction line of the KAS with the WAG, are made from the latter folded in the parking lot to reduce their parking area by 1.7-1.9 times from the takeoff area, both the top and and along the smaller sides of the WAG with placement above the corresponding KKO and with separate transportation of each of them on its retractable tricycle wheeled chassis in the hangar of the mentioned ANL for storage, refueling and loading of ammunition. All this will make it possible to simplify controllability and ensure its stability in turboprop fans BAKS and PAKS. The placement of the NV in the KCO of their SLC near the center of mass ensures the predictability and stability of control at the GDP, and the implementation of the NV with a variable step will simplify the control of the BAKS and PAKS. In the event of a failure in the control system of one of the CSTs in the hover mode, its CGTDs are performed with automatic equalization and equal redistribution of the remaining power of the CST cascade between NVs, which increases flight safety. The developed SLC will make it possible to place two pairs of CCOs with their NVs in its MCS with a relative profile thickness of ć = 6 ... 8%, increase the aerodynamic quality up to 14 units, reach at an altitude of 15 km trans- and supersonic speeds up to 1050 km / h and 1340/1594 km / h in non-afterburner / afterburner modes of operation of the KGTD, but also in comparison with the swept wing χ = + 45 ° of the aircraft, reduce the wave drag by 2.8 times and by 1.44 times the required thrust-armament to maintain the non-afterburner supersonic flight mode.
Предлагаемое изобретение океанической СКАР с ударными БАКС и ПАКС, имеющими среднерасположенное SЛК с χ=±45°, два КГтД, приводящих НВ в ПТНС-Х4 и/или в ПPC-R2 два ВТВ в КО их КМГ с двухкилевым оперением, ЦПК которого отклонены вверх и наружу от плоскости симметрии, иллюстрируется одним ПАКС на общих видах спереди/сверху и спереди соответственно фиг. 1/2 и соединенных фиг, 3:The proposed invention of the oceanic SCAR with the shock BAKS and PAKS, having a mid-position SLC with χ = ± 45 °, two KGTD, bringing the NV to the PTNS-X4 and / or to the PPC-R2 two VTV in the KMG with a two-fin tail, the CPC of which is deflected upwards and outward from the plane of symmetry, illustrated by one PAX in the front / top and front general views, respectively, of FIG. 1/2 and connected figs, 3:
фиг. 1/2 в конфигурации самолета КВВП или ВВП с двумя КГтД, приводящими НВ с ВТВ в ПPC-R2 или НВ, и SЛК с его механизацией, показанным при открытых продольных жалюзи-створках в левых и правых ККО с их планформой в виде овала;fig. 1/2 in the configuration of an airplane KVVP or VVP with two KGTD, bringing NV with VTV to PPC-R2 or NV, and SLC with its mechanization, shown with open longitudinal shutters in the left and right KKO with their planform in the form of an oval;
фиг. 3 в конфигурации соединенных самолетов с МСК и пилоном 35, контейнером вооружения 36 и Г-образными створками 37 для совместной атаки и возврата на ЛТС.fig. 3 in the configuration of connected aircraft with MSC and
На фиг. 4 и 5 изображены виды сбоку и сверху соответственно компоновочная схема атомного ЛТС, состав оборудования и технические требования к ЛТС в табл.2.FIG. 4 and 5 show the side and top views, respectively, the layout diagram of the nuclear fusion, the composition of the equipment and the technical requirements for the fusion firing in Table 2.
Ударная океаническая СКАР представлена на фиг. 1-2 палубным ПАКС, который выполнен по концепции ПТНС-Х4 и ПРС-112, содержит фюзеляж 1 и смонтированное с последним по правилу площадей, среднерасположенное SЛК с МКШ 2 и ВКАС 3, имеющие закрылки 4 вдоль их размаха и до их законцовок 5, снабженных на внешних их сторонах, размещенных параллельно оси симметрии, узлами 6 с механизмами крепления и расцепления при стыковке левого/правого ВКАС в соединенных, например, ПАКС/БАКС (см. фиг. 3). Консоли ЦПК 7, смонтированные с внешних бортов КМГ 8, отклонены вверх и наружу от плоскости симметрии (см. фиг. 1), повышают путевую устойчивость, особенно, при скорости полета М=0,98…1,5. Фюзеляж 1 содержит две КМГ 8, смонтированные в задней части фюзеляжа 1 с КГтД и их реактивными ППС 9 с системой УВТ, имеет между их ППС 9 кормовой обтекатель 10 с отсеком, снабженным на его конце выдвижной буксируемой на тросе ложной целью, и колесное трех-опорное шасси, убирающееся в отсеки фюзеляжа 1 (на фиг. 1-3 не показаны), но и надфюзеляжные воздухозаборники 11 с S-образными воздуховодами, экранирующими лопатки ВТВ и ССТ их КГтД. Внутри МКШ 2 его SЛК смонтированы два левых 12 и два правых 13 ККО с тандемными соответствующими парами НВ 14-16 и НВ 15-17 в ПТНС-Х4, равноудаленными в плане от центра масс. Каждый ККО 12-13 снабжен продольными верхними 18 и нижними 19 жалюзи-створками, организующими после закрытия соответствующие поверхности SЛК. Два КГтД в адаптивной СУ содержат каскад из четырех ССТ, имеющих в каждой их паре передние выводы валов для отбора тх мощности и ее передачи через Т-образный осевой редуктор, продорльный и поперечный из них выходные валы вращательно связаны соответственно с ВТВ и Т-образным в плане главным редуктором, смонтированным между их КМГ 8, имеющим продольный выходной вал, который через муфту сцепления передает распределенную мощность заднему и переднему соответственно Т-образному и угловому в плане редукторам, вращательно связанным с Т-образными в плане крыльевыми редукторами и через соответствующие угловые при виде сбоку редукторы (на фиг. 1-3 не показаны) четырехлопастных ПНВ 14-15 и ЗНВ 16-17 в их ПТНС-Х4.Impact oceanic SCAR is shown in Fig. 1-2 deck-mounted PAKS, which is made according to the concept of PTNS-X4 and PRS-112, contains a
При этом взлетная мощность СУ перераспределяется как 100% между НВ 14-17, так и 22% или 27%, но и 100% между двух ВТВ в КО их КМГ 8 соответственно при выполнении как ВВП и зависания, так и высокоскоростного или транс-, но и сверхзвукового полета. Две КМГ 8 с их КГтД, смонтированы между хвостовых балок 20, снабжены форсажными камерами с передними 21 перед каскадом их ССТ и задними 22 перед форсажной камерой управляемыми автоматическими створками.In this case, the takeoff power of the SU is redistributed both 100% between NV 14-17, and 22% or 27%, but also 100% between two VTVs in their
Управление сверхманевренным ПАКС обеспечивается из двухместной без застекленной поверхности кабины 23, а целеуказание- его радаром 24 с АФАР и ЭОД 25 (см. фиг. 3). При полете как самолета со скоростями М=0,5…М=1,5 подъемная сила создается SЛК при закрытых жалюзи-створках 18-19 в ККО 12-13 (см. фиг. 2), маршевая реактивная тяга- системой ПРС-R2 через РКС 9 с УВТ в КМГ 8, на режиме перехода - SЛК с НВ 14-17. После создания подъемной тяги НВ 14-17 обеспечиваются режимы ВВП и зависания или КВП при создании РКС 9 с УВТ 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 соответственно по часовой и против часовой стрелки. После вертикального взлета и набора высоты выполняется переходный маневр и осуществляется перераспределение мощности с привода ПНВ 14-15 и ЗНВ 16-17 на привод двух ВТВ их КМГ 8. По мере разгона ПАКС и с ростом подъемной силы его SЛК подъемная сила уменьшается на НВ 14-17, которые останавливаются и фиксируются (см. фиг. 2) при синхронно закрытых влево или вправо от центра ККО 12-13 жалюзи-створках 18-19. При достижении скоростей М=0,5 и М=0,5…М=0,8 обеспечиваются переходные и разгонные режимы полета (см. фиг. 3). Каждый надфюзеляжный воздухозаборник 11 выполнен без пластинчатого отсекателя пограничного слоя и состоит из рампы 26, сжимающей поток и формирующей коническое его течение, но и экранирующей ВТВ в их КГтД. Каждое реактивное ППС 9 с УВТ снабжено верхней 27 и нижней 28 стенками, содержащими на их концах прямоугольные в плане люки-сопла с поперечными верхней 29 и нижней 30 поворотными на их осях 31 и 32 в вертикальной плоскости створками, имеющими раздельные приводы, обеспечивающие между боковых его стенок 33-34 (см. фиг. 2 вид А, при реверсе) их отклонение к продольной оси сопла вниз и вверх синхронно двумя на углы ±22,5°, смыкаясь их фасками, либо одной из них на углы ±22,5° при закрытой другой синфазно или дифференциально соответственно для реверса тяги либо для продольного или поперечного управления либо только нижней створки 30 на угол +45° до соприкосновения ее фаски с поверхностью верхней закрытой створки 29 для изменения направления горизонтальной тяги на вертикальную. При горизонтальном полете ПАКС изменение балансировки по тангажу и курсу или крену обеспечивается отклонением соответственно синхронным и асинхронным ЦПК 7 или дифференциальным верхних 29 и нижних 30 створок их реактивных ППС 9.Control of the super-maneuverable PAKS is provided from a two-seat cockpit without a
Таким образом, палубные БАКС и ПАКС с двумя КГтД, приводящими для создания вертикальной тяги НВ в ПТНС-Х4 или горизонтальной тяги ВТВ с ППС в ПРС-R2 с работающими НВ или зафиксированными НВ при закрытых створках их ККО, представляют собой турбовинтовенгиляторный конвертоплан с ПТНС-Х4 и ПРС-R2 при выполнении ВВП и крейсерского полета соответственно. Двусторонняя асимметрия их SЛК и ВКАС, которые смонтированы с разнонаправленной стреловидностью χ=±45°, уменьшая волновое сопротивление, увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ на транс- и сверхзвуковых скоростях, особенно, до скоростей Маха 2. Превосходные отношения подъемной силы (ПС)/сопротивления SЛК по сравнению с дельтовидным крылом реализуются только на более низких числах Маха и имеют тенденцию исчезать при скорости Маха 2, то при стреловидности χ=±45° и скорости 0,98 Маха, отношение ПС/сопротивление составит 20 к 1, а при стреловидности SЛК χ=±60° и 1,4 Маха, это будет 11 к 1. Кроме того, в конфигурации самолета КВП реактивных ПАКС и БАКС их SЛК с ПТНС-Х4 снижают скорости взлета-посадки на 60…75% в сравнении с дельтовидным крылом реактивного самолета. Головной ПАКС в каждой авиагруппе полностью оцифрован и включает с использованием лазерного канала связи так называемое manned and unmanned teaming (MUM-T). Четвертый уровень MUM-T позволяет оснастить БСУ головного ПАКС двухчастотной бортовой РЛС с АФАР, которая с ЭОД на безопасных для него расстояниях обеспечивает геолокацию малозаметной цели и управление оружейными нагрузками и ПАКС, и по лазерному каналу связи БАКС с наведением на цель их ПКР или АКР и УР класса воздух-воздух в составе авиагруппы, применяемой совместно с рядом других авиагрупп, способных и обмениваться информацией между их головными ПАКС в рамках их единого так называемого информационного облака и передает целеуказание на ряд ПАКС, не использующие свои РЛС в других ударных океанических СКАР.Thus, deck BAKS and PAKS with two KGTD, leading to create vertical thrust NV in PTNS-X4 or horizontal thrust VTV with PPS in PRS-R2 with working NV or fixed NV with closed doors of their KKO, represent a turboprop-ventilator tiltrotor with PTNS- X4 and PRS-R2 when performing GDP and cruising, respectively. The bilateral asymmetry of their SLK and VKAS, which are mounted with a multidirectional sweep χ = ± 45 °, decreasing the wave drag, increases the aerodynamic and structural advantages at trans- and supersonic speeds, especially up to Mach 2 speeds. Excellent lift ratios (PS) / drag SLC in comparison with a deltoid wing is realized only at lower Mach numbers and tend to disappear at a Mach speed of 2, then with a sweep χ = ± 45 ° and a speed of Mach 0.98, the PS / drag ratio will be 20 to 1, and with a sweep SLK χ = ± 60 ° and Mach 1.4, this will be 11 to 1. In addition, in the configuration of the KVP jet PAKS and BAKS their SLK with PTNS-X4 reduce take-off and landing speeds by 60 ... 75% in comparison with the deltoid wing jet plane. The head PAKS in each air group is fully digitized and includes, using a laser communication channel, the so-called manned and unmanned teaming (MUM-T). The fourth level of MUM-T allows equipping the BSU of the head PAKS with a two-frequency airborne radar with AFAR, which, with EDI at safe distances for it, provides geolocation of an inconspicuous target and control of weapon loads and PAKS, and via the BAKS laser communication channel with aiming their anti-ship missiles or AKR at the target and An air-to-air missile launcher as part of an air group, used in conjunction with a number of other air groups, capable of exchanging information between their head PAKS within the framework of their single so-called information cloud and transmits target designation to a number of PAKS that do not use their radars in other strike oceanic SCARs.
Ударная океаническая СКАР с тяжеловооруженными соединенными двумя БАКС-4,8 (см. табл. 1), которые имеют внутреннее вооружение в фюзеляже и несут по 4\-/1 единиц УР типа Р-77М\Р-37М/ПКР типа Х-47М2 «Кинжал», а под пилоном их состыкованных ВКАС, неся удобообтекаемую СЦН- подвесной топливный бак, который позволит, используя его топливо и технологию ВВП/КВВП, долететь каждой паре соединенных БАКС-9,6/БАКС-15,62 в авиагруппе до надводной цели и атакуя ее роем ПКР типа Х-47М2 «Кинжал», увеличить дальность ее полета с 500 до 3317/5538 км, повысить ударно-поражающую возможность и расширить безопасную авиазону между ПВО цели и СКАР, освоенного на платформе ЛТС, имеющего только кормовую надстройку как с артиллерийскими установками и ракетными комплексами противоторпедной защиты, так и зенитно-ракетными комплексами ПВО атомного ЛТС, содержащую спереди нее авиационные многоуровневые ангары со средствами, как-то: краны, лифты-подъемники, системы выкатки и фиксации палубных БАКС и ПАКС для короткого их взлета с надстроенной верхней его палубы. Атомный ЛТС проекта 10081 с силовой установкой тйпа КЛТ-40, турбиной ГТЗА 684 ОМ5 и водоизмещением 61000 тонн, имеет мощность главной установки- 40 000 л.с и скорость хода на чистой воде- 20,8 узлов. На его борту может размещаться 40 единиц БАКС с восемью ПАКС и четыре многоцелевых вертолета, а также ряд емкостей для авиационного топлива общим запасом 12 600 тонн для автономности плавания 90 суток (по провизии и заправки своей авиагруппы и в дальней арктической зоне стратегических СДА). Атомный ЛТС будет незаменим для районов, где создание наземных аэродромов экономически нецелесообразно или вовсе невозможно, особенно, для самолетов-топливозаправщиков. К таким регионам можно отнести побережье морей Северного Ледовитого океана, акватории бухт и губ Карского моря и моря Лаптевых, например, Обской губы, островные территории Японского и Охотского морей.Oceanic strike SCAR with two heavily connected BAKS-4,8 (see Table 1), which have internal armament in the fuselage and carry 4 \ - / 1 units of R-77M / R-37M anti-ship missiles / Kh-47M2 anti-ship missiles "Dagger", and under the pylon of their docked VKAS, carrying a streamlined STsN-suspended fuel tank, which will allow, using its fuel and VVP / KVVP technology, to fly each pair of connected BAKS-9.6 / BAKS-15.62 in the air group to the surface target and attacking it with a swarm of anti-ship missiles of the Kh-47M2 "Dagger" type, increase its flight range from 500 to 3317/5538 km, increase the shock-destructive capability and expand the safe air zone between the target's air defense and SCAR, mastered on the LTS platform, which has only a stern superstructure both with artillery mounts and anti-torpedo missile systems, and anti-aircraft missile systems for the air defense of an atomic LTS, containing in front of it multi-level aviation hangars with means, such as: cranes, elevators, lifts, roll-out and fixation systems for deck BAKS and PAKS for their take-off from the built-on upper deck. Nuclear LTS of project 10081 with a power plant of the KLT-40 type, a GTZA 684 OM5 turbine and a displacement of 61,000 tons, has a main unit capacity of 40,000 hp and a speed in clear water of 20.8 knots. It can carry 40 BAKS units with eight PAKS and four multipurpose helicopters, as well as a number of containers for aviation fuel with a total supply of 12,600 tons for a sailing autonomy of 90 days (for provisions and refueling of its air group and in the far Arctic zone of the strategic SDA). Nuclear LTS will be indispensable for areas where the creation of ground airfields is economically inexpedient or completely impossible, especially for tanker aircraft. Such regions include the coast of the seas of the Arctic Ocean, the water area of the bays and inlets of the Kara Sea and the Laptev Sea, for example, the Ob Bay, the island territories of the Sea of Japan and the Sea of Okhotsk.
Океаническая СКАР с палубными БАКС-4,8, несущими по 2/1 единиц АКР типа Х-555/Х-101, которые обеспечат их управляемый залповый запуск на трансзвуковой скорости, что позволит, используя технологию ВВП\КВВП, увеличить соответствующую дальность их полета до 5209/8209\7345/10345 км, но и создать глобальную океаническую СКАР для последующего залпового запуска АКР совместно с ракетами С ДА, которые, используя лазерный канал связи, на безопасных для него расстояниях обеспечивают геолокацию малозаметной цели и управление оружейными нагрузками и СДА, и по лазерному каналу связи БАКС с наведением на цель их АКР в составе ударно-стратегической авиагруппы. Возможное применение соединенных палубных БАКС-15,62, использующих технологию КВВП, неся на пилоне их МСК подвесные топливные баки общим объемом с внутренним топливом 20,3 м3 и системой дозаправки в воздухе СДА, позволит девяти парам БАКС-топливозаправщиков с радиусом их действия 2239 км от ЛТС заправить в дальней арктической зоне один стратегический СДА, например, Ту-160 или девять ударных самолета МиГ-31К, несущих ПКР типа Х-47М2 «Кинжал» при выполнении ими ударно-стратегических миссий.Oceanic SCAR with deck-mounted BAKS-4.8, carrying 2/1 AKR units of the Kh-555 / Kh-101 type, which will ensure their controlled salvo launch at transonic speed, which will allow, using the VVP \ KVVP technology, to increase the corresponding range of their flight up to 5209/8209 \ 7345/10345 km, but also to create a global oceanic SCAR for the subsequent salvo launch of the AKR together with missiles from the DA, which, using a laser communication channel, at safe distances for it, provide geolocation of an inconspicuous target and control of weapons loads and SDA, and via the BAKS laser communication channel with aiming at the target of their AKR as part of the strike-strategic air group. The possible application of the connected deck BAKS-15.62, using the KVVP technology, carrying on the pylon of their MSC suspended fuel tanks with a total volume of 20.3 m 3 and an SDA air refueling system, will allow nine pairs of BAKS-tankers with a radius of 2239 km from the LTS to refuel in the far Arctic zone one strategic SDA, for example, the Tu-160 or nine MiG-31K attack aircraft carrying the Kh-47M2 "Dagger" anti-ship missiles when they are performing strategic strike missions.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021102303A RU2753818C1 (en) | 2021-02-01 | 2021-02-01 | Oceanic ship-aircraft missile system |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021102303A RU2753818C1 (en) | 2021-02-01 | 2021-02-01 | Oceanic ship-aircraft missile system |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2753818C1 true RU2753818C1 (en) | 2021-08-23 |
Family
ID=77460328
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2021102303A RU2753818C1 (en) | 2021-02-01 | 2021-02-01 | Oceanic ship-aircraft missile system |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2753818C1 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2014247C1 (en) * | 1990-02-07 | 1994-06-15 | Киселев Валентин Афанасьевич | Flying vehicle |
US20020092949A1 (en) * | 2001-01-17 | 2002-07-18 | Lockheed Martin Corporation | Anti-submarine warfare uav and method of use thereof |
US6561456B1 (en) * | 2001-12-06 | 2003-05-13 | Michael Thomas Devine | Vertical/short take-off and landing aircraft |
JP2019055766A (en) * | 2017-09-19 | 2019-04-11 | ザ・ボーイング・カンパニーThe Boeing Company | Methods and apparatus for aligning and securing aircraft |
RU2736530C1 (en) * | 2020-01-09 | 2020-11-17 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Strategic aviation trans-arctic system |
-
2021
- 2021-02-01 RU RU2021102303A patent/RU2753818C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2014247C1 (en) * | 1990-02-07 | 1994-06-15 | Киселев Валентин Афанасьевич | Flying vehicle |
US20020092949A1 (en) * | 2001-01-17 | 2002-07-18 | Lockheed Martin Corporation | Anti-submarine warfare uav and method of use thereof |
US6561456B1 (en) * | 2001-12-06 | 2003-05-13 | Michael Thomas Devine | Vertical/short take-off and landing aircraft |
JP2019055766A (en) * | 2017-09-19 | 2019-04-11 | ザ・ボーイング・カンパニーThe Boeing Company | Methods and apparatus for aligning and securing aircraft |
RU2736530C1 (en) * | 2020-01-09 | 2020-11-17 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Strategic aviation trans-arctic system |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2684160C1 (en) | Deck-based aircraft unmanned anti-submarine complex (dauac) | |
Petrescu et al. | New Aircraft II: Germany 2012 | |
RU2721808C1 (en) | Surface-submerged ship with deck air strike complex | |
RU2768999C1 (en) | Coastal air-rocket reusable autonomous complex | |
RU2708782C1 (en) | Unmanned aircraft-helicopter-missile carrier | |
RU2706295C2 (en) | Anti-ship missile system with flying rockets robot-carrier and method for use thereof | |
RU2736530C1 (en) | Strategic aviation trans-arctic system | |
RU2720592C1 (en) | Adaptive airborne missile system | |
RU2711430C2 (en) | Flying robot-carrier of shipborne and airborne missiles | |
RU2749162C1 (en) | Anti-ship aircraft strike complex | |
RU2710317C1 (en) | Air missile system with an unmanned percussive aircraft helicopter | |
RU2753818C1 (en) | Oceanic ship-aircraft missile system | |
RU2717280C1 (en) | Aeronautical reconnaissance-strike system | |
RU2721803C1 (en) | Aircraft-missile strike system | |
RU2722609C1 (en) | Stealthy rocket and aircraft complex | |
RU2725372C1 (en) | Unobtrusive aircraft-missile system | |
RU2733678C1 (en) | Unmanned impact helicopter aircraft | |
RU2743262C1 (en) | Air ballistic attack system | |
RU2699616C2 (en) | Anti-submarine missile system with self-contained jet carrier aircraft and method for application thereof | |
RU2699514C1 (en) | Unmanned convertiplane rocket carrier and method for use thereof | |
RU2753779C1 (en) | Ship and aircraft missile-striking system | |
RU2743311C1 (en) | Modular x-wing aircraft for arctic rocket aviation complexes | |
RU2738224C2 (en) | Multipurpose missile aviation system | |
RU2753894C1 (en) | Aircraft ship arctic system | |
RU2748042C1 (en) | Modular composite aircrafts for watercraft and aircraft missile systems |