RU2674742C1 - Aircraft rocket complex with unmanned attack helicopter-airplane - Google Patents

Aircraft rocket complex with unmanned attack helicopter-airplane Download PDF

Info

Publication number
RU2674742C1
RU2674742C1 RU2017122083A RU2017122083A RU2674742C1 RU 2674742 C1 RU2674742 C1 RU 2674742C1 RU 2017122083 A RU2017122083 A RU 2017122083A RU 2017122083 A RU2017122083 A RU 2017122083A RU 2674742 C1 RU2674742 C1 RU 2674742C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flight
tzm
buvs
blades
aircraft
Prior art date
Application number
RU2017122083A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Дмитрий Сергеевич Дуров
Original Assignee
Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Дмитрий Сергеевич Дуров filed Critical Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority to RU2017122083A priority Critical patent/RU2674742C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2674742C1 publication Critical patent/RU2674742C1/en

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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

FIELD: military equipment.SUBSTANCE: invention relates to means of military equipment and can be used in construction of autonomous rotor-wing weapons modules. Aviation missile system with an unmanned attack helicopter-airplane includes a platform containing deployment means with a launch station, power plant and flight control unit of an unmanned multiple propeller system (UMPS). UMPS is an unmanned attack helicopter-airplane made according to the aerodynamic scheme of a longitudinal triplane with a closely spaced front horizontal tail, oppositely directed wings of an X-shaped sweep and the concept of tandem placement of different-sized propellers. Rotors with profiled telescopic counterweights are mounted on the wings pylons. Single-screw propulsion system is mounted in the aft engine nacelle with a pusher propeller gearbox. Helicopter-airplane has an ability to convert a flight configuration from a rotary-wing or helicopter into a high-speed winged gyroplane or airplane.EFFECT: increased speed and range, simplifying longitudinal-lateral controllability during vertical takeoff, landing and hovering are provided.7 cl, 1 dwg, 1 tbl

Description

Изобретение относится к средствам военной техники и может быть использовано в конструкции автономных винтокрылых модулей вооружения, выполненных по продольной схеме триплана с тандемным размещением разновеликих винтов на концах разнонаправленных крыльев с двумя парами больших и меньших однолопастных несущих винтов (НВ) и толкающим винтом на конце фюзеляжа-гондолы, используемыми соответственно при вертикальном и коротком взлете/посадке и крейсерском полете как самолета при зафиксированных лопастях-крыльях НВ или после его посадки и складывания крыльев с лопастями-крыльями НВ к оси симметрии в походную конфигурацию - перевозки по земле в грузовом отсеке на ложементе транспортно-заряжающей машины в составе противотанковых ракетных комплексов.The invention relates to military equipment and can be used in the construction of autonomous rotorcraft weapons modules, made according to a longitudinal plan of a triplane with tandem placement of different-sized propellers at the ends of multidirectional wings with two pairs of large and smaller single-blade rotors (HB) and a pushing screw at the end of the fuselage gondolas used respectively for vertical and short take-off / landing and cruising flight as an airplane with fixed wing blades of the HB or after landing folding the wings with the wings-wings of the HB to the axis of symmetry in the traveling configuration - transportation on the ground in the cargo compartment on the lodgement of a transport-loading machine as part of anti-tank missile systems.

Известен беспилотный винтокрыл Quadcruiser европейской фирмы Airbus Group, имеющий четыре подъемных и один маршевый вертикально и горизонтально ориентированных двигателя соответственно с несущими и задним винтами, используемыми на вертолетных и самолетных режимах полета и размещенными на концах тандемных крыльев и фюзеляжа в гондолах с двигателями, содержит в фюзеляже из углепластика систему управления, аккумуляторные батареи и неубирающееся шасси.The Quadcruiser unmanned rotorcraft of the European company Airbus Group is known, having four lifting and one marching vertically and horizontally oriented engines, respectively, with main and rear rotors used in helicopter and airplane flight modes and located at the ends of tandem wings and fuselage in engine nacelles, contains in the fuselage carbon-fiber control system, batteries and fixed gear.

Признаки, совпадающие - наличие прямых тандемных крыльев, имеющих на их концах четыре продолговатые мотогондолы, вынесенные за передние кромки крыльев с вертикально ориентированными электромоторами и двухлопастными НВ. Толкающий винт установлен сзади фюзеляжа за вертикальным оперением, обеспечивает маршевую тягу для горизонтального крейсерского полета со скоростью 90 км/ч.Signs that coincide are the presence of direct tandem wings with four elongated engine nacelles at their ends, extended beyond the front edges of the wings with vertically oriented electric motors and two-bladed HB. The pushing screw is installed behind the fuselage behind the vertical tail, provides marching thrust for horizontal cruising at a speed of 90 km / h.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что четырехвинтовой "Quadcruiser" с задним толкающим винтом постоянного шага на конце фюзеляжа, используемым только на самолетных режимах полета, имеет, увеличивая паразитную массу, малую весовую отдачу. Вторая - это то, что расположенные на крыльевых мотогондолах тандемом НВ одинакового диаметра имеют радиусы, не превышающие длину продолговатых гондол на крыле, что ограничивает взлетный его вес. Третья - это то, что схема тандем, у которой основную подъемную силу, необходимую для крейсерского полета, создают прямые крылья, являясь несущими аэродинамическими поверхностями, а дополнительную подъемную силу - четыре двухлопастных НВ, но их составляющая в общей подъемной силе с крыльями ограничена. Поэтому возможность повышения маневренности при переходных маневрах и увеличения весовой отдачи при повышении скорости, взлетного веса и времени полета боле 50 минут, но и геометрических стояночных размеров планера весьма ограничено.Reasons that impede the task: the first is that the four-screw “Quadcruiser” with a rear pusher propeller of a constant step at the end of the fuselage, used only in airplane flight modes, has, by increasing parasitic mass, low weight return. The second is that the tandem of the same diameter located on the wing nacelles of the same diameter have radii not exceeding the length of the elongated nacelles on the wing, which limits its take-off weight. The third is that the tandem scheme, in which the main lifting force necessary for cruising, is created by straight wings, which are bearing aerodynamic surfaces, and the additional lifting force is four two-bladed HBs, but their component in the total lifting force with wings is limited. Therefore, the possibility of increasing maneuverability during transitional maneuvers and increasing weight return with increasing speed, take-off weight and flight time is more than 50 minutes, but the geometrical parking dimensions of the airframe are very limited.

Известен противотанковый ракетный комплекс с воздушным модулем вооружения (патент RU 2470250 А1, 29.03.2012), включающий наземную боевую машину (бронетранспортер), содержащую средства базирования и управления воздушным модулем вооружения - беспилотный электрический вертолет двухвинтовой сосной схемы, оснащенный средствами целеуказания, комплексом вооружения, преимущественно средствами базирования противотанковых управляемых ракет, выполненный с возможностью базирования на наземной боевой машине и связан с ней кабелем связи.Known anti-tank missile system with an air module of weapons (patent RU 2470250 A1, 03/29/2012), including a ground combat vehicle (armored personnel carrier) containing means for basing and controlling the air module of weapons - an unmanned electric helicopter of a twin-screw pine scheme, equipped with target designation equipment, an armament complex, mainly means of basing anti-tank guided missiles, made with the possibility of basing on a ground combat vehicle and connected to it by a communication cable.

Благодаря использованию беспилотного электрического вертолета (БПЭВ) в комплексе вооружений по указанному патенту RU 2470250 расширены возможности целеуказания, обеспечены дополнительные возможности для автономного ведения боевых действий, в том числе и ведения огня с хода, но при этом весьма ограничена дальность действии привязного БПЭВ и, как следствие, ограничение в дальности стрельбы. Кроме того, в материалах патента RU 2470250 не раскрыты средства, которые бы обеспечили надежное взаимодействие бронетранспортера и БПЭВ и, особенно, во время перезаряжания, а также возможность размещения БПЭВ с соосными винтами диаметром 4,5 м в бронетранспортере без системы складывании их лопастей.Thanks to the use of an unmanned electric helicopter (BPEV) in the armament complex according to the aforementioned patent RU 2470250, the capabilities of target designation have been expanded, additional capabilities have been provided for autonomous combat operations, including firing from the move, but at the same time, the range of operation of the tethered BPEV is very limited consequence, limitation in firing range. In addition, the materials of the patent RU 2470250 do not disclose means that would ensure reliable interaction between the armored personnel carrier and BPVE, and especially during reloading, as well as the possibility of placing BPVE with coaxial screws with a diameter of 4.5 m in an armored personnel carrier without a folding system for their blades.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является беспилотный авиационный комплекс израильской компании «IAI» (Israel Aircraftlndustries) (патент WO 2007/141795 A1, 13.12.2007) включает наземную платформу, содержащую средства базирования со стартовой станцией, энергетическую установку и блок управления полетом беспилотной многовинтовой системой (БПМС), имеющей четыре многолопастных вентилятора с электромоторами, обеспечивающих подъемную силу для вертикального взлета/посадки и позволяющих поддерживать на режиме висения заданную высоту БПМС без аэродинамических несущих его поверхностей.Closest to the proposed invention is an unmanned aerial system of the Israeli company "IAI" (Israel Aircraftlndustries) (patent WO 2007/141795 A1, 12/13/2007) includes a ground platform containing basing equipment with a launch station, a power plant and a flight control unit for an unmanned multi-rotor system (BPMS), which has four multi-blade fans with electric motors, which provide lift for vertical take-off / landing and allow to maintain the set height of the BPMS without hang-ups in hovering mode their bearing surfaces.

Признаки, совпадающие - беспилотный авиационный комплекс включает также привязь, оперативно связывающую наземную платформу с БПМС, которая обеспечивает электрическую связь между БПМС и наземной платформой (НМ). Использование движителями внешнего источника энергии, установленного на НМ, а также невозможность совершать самостоятельный полет вне привязки к НМ - весьма ограничивают функциональные возможности беспилотного авиационного комплекса. В частности, высота подъема БПМС ограничена длиной привязи, которая продиктована, в том числе, массой входящего в нее кабеля. Кроме того, в материалах патента WO 2007/141795 не раскрыты средства, которые бы обеспечили надежное взаимодействие НМ и привязной БПМС с комплексом вооружения.Signs of coincidence - the unmanned aerial system also includes a leash, which quickly connects the ground platform with the BMS, which provides electrical communication between the BMS and the ground platform (NM). The use of propulsion by an external source of energy installed on the NM, as well as the inability to make an independent flight without reference to the NM, greatly limit the functionality of the unmanned aircraft complex. In particular, the height of the BPMS lift is limited by the length of the leash, which is dictated, inter alia, by the mass of the cable included in it. In addition, the materials of patent WO 2007/141795 do not disclose means that would ensure reliable interaction between NM and tethered BPMS with a complex of weapons.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном беспилотный авиационный комплекс повышения скорости и дальности полета, увеличения взлетного веса и весовой отдачи, упрощение продольно-поперечной управляемости при вертикальном взлете, посадке и висении, а также возможности как мобильного, так и аэромобильного базирования в составе самоходных противотанковых ракетных комплексов, но и трансформации в походную конфигурацию для перевозки по земле в грузовом отсеке на ложементе транспортно-заряжающего бронетранспортера.The present invention solves the problem in the above-mentioned known unmanned aerial system to increase speed and range, increase take-off weight and weight gain, simplify longitudinal-lateral controllability during vertical take-off, landing and hovering, as well as the possibility of both mobile and airborne basing as part of self-propelled anti-tank missile systems, but also transformation into a marching configuration for ground transportation in the cargo compartment on the lodgement of transport-loading armored vehicles tera.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного беспилотного авиационного комплекса, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что упомянутая БПМС представляет собой беспилотный ударный вертолет-самолет (БУВС), выполненный по аэродинамической схеме продольного триплана с близкорасположенным передним горизонтальным оперением (ПГО) к разнонаправленным крыльям Х-образной стреловидности (ХОС) в плане и концепции тандемного размещения разновеликих винтов (ТРРВ) в несущей системе ТРРВ-Х2+2, обеспечивающей выполнение технологии вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП) и включающей пару больших и пару меньших однолопастных несущих винтов (НВ) с профилированными телескопическими противовесами, смонтированных на пилонах соответственно на концах первого крыла обратной стреловидности (КОС), имеющего при отрицательном угле χ=-18° стреловидности обратное сужение, и второго стреловидного крыла (ВСК) с положительным углом χ=+18° стреловидности, снабженного по оси симметрии обтекателем с вертикальным оперением, имеющим руль направления и подкрыльный киль, и снабженный с задним расположением на конце короткого фюзеляжа одновинтовой пропульсивной системой (ОПС), смонтированной в кормовой мотогондоле с редуктором толкающего винта для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете, но и возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета исполнения ТРРВ-Х2+2 с ОПС-Х1 в соответствующий скоростной крылатый автожир или самолет с маршевой ОПС-Х1, передними и задними НВ, работающими соответственно на режимах их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях НВ с синхронно втянутыми телескопическими их противовесами в обтекатели втулок однолопастных НВ, лопасти которых установлены при виде сверху в продолжение низко- и среднерасположенных консолей соответственно КОС и ВСК и вынесены наружу от плоскости симметрии в противоположные стороны, увеличивая площадь и несущую способность тандемных крыльев с ХОС, центропланы которых разнесены от толкающего винта вдоль оси симметрии, но и обратно, при этом в двухбалочной схеме межбалочные его секции трапециевидного ПГО, КОС и ВСК конструктивно объединены межкрыльевыми удобообтекаемыми разнесенными балками, выполненными с отклоненными их концами вверх, смонтированными передними и задними их концами под соответствующими консолями ПГО и ВСК и оснащенными с передних их концов оптическими гиростабилизированными фото-видео системами с обзорностью 270 градусов, левая из которых работает в инфракрасном диапазоне, причем в несущей его системе ТРРВ-Х2+2 при выполнении ВВП и зависания оба больших и оба меньших однолопастных НВ, работающих по тянущей схеме и имеющих плоскости вращения их лопастей, размещенные над секциями соответственно КОС и ВСК, выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и с возможностью изменения частоты их вращения и общего их шага, а также создания от всех НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в каждой их группе, например, при виде сверху левые и правые лопасти больших с меньшими НВ вращаются без взаимного влияния и вредного влияния на толкающий винт соответственно по часовой и против часовой стрелки, при этом флюгерно-реверсивный трехлопастной толкающий винт в ОПС-Х1 выполнен с возможностью изменения частоты его вращения и общего его шага, а также его привода от вспомогательной силовой установки (ВСУ) на режимах выполнения ВВП и зависания и, как следствие, это позволит, создавая прямую и обратную горизонтальные его тяги, выполнять соответствующие перемещения в поступательном полете вдоль продольной его оси, причем внешние концевые части КОС и ВСК выполнены с возможностью изменения стояночной конфигурации БУВС с зафиксированными над ними лопастями НВ посредством их совместного поворота в плоскости хорды КОС и ВСК от внешних бортов соответствующих разнесенных балок так, что при их синхронном повороте вперед по направлению полета над последними и при фиксированном размещении лопастей НВ, располагающихся вдоль продольной оси соответствующих разнесенных балок, каждая из которых наравне с фюзеляжем снабжена внутриотсечными катапультными устройствами для транспортировки и пуска, например, управляемых авиационных ракет, обеспечивающих возможность использования как в мобильном, так и аэромобильном, в том числе и десантируемом его исполнении, при этом его электрическая силовая установка (ЭСУ), имеющая в системе ТРРВ-Х2+2 упомянутые четыре электромотора НВ, выполненные для удвоения времени зависания при ВВП в виде обратимых электромоторов-генераторов (ОЭМГ), вращательно связанных с НВ, авторотирующими от набегающего воздушного потока в полетной конфигурации крылатого автожира, вращают соответствующие ОЭМГ, работающие от внешнего источника энергии в режиме ветрогенераторов и подзаряжают быстро заряжаемые аккумуляторные батареи, расположенные в соответствующих отсеках разнесенных балок и фюзеляжа, выполнена по параллельно-последовательной гибридной технологии с системой электропривода, включающей все ОЭМГ, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим ОЭМГ и роторно-поршневой двигатель (РПД) в ВСУ, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов и снабженной возможностью реализации двух способов работы с внутренним источником энергии - РПД, установленным с коробкой передач в заднем отсеке фюзеляжа-гондолы и имеющим трансмиссию для передачи его мощности только на толкающий винт или ее распределения на толкающий винт и на генератор для выработки генерирующей электроэнергии на крейсерских режимах горизонтального полета и совместной подзарядки аккумуляторов от генератора и всех ОЭМГ, работающих в режиме ветрогенераторов, обеспечивающих необходимые режимы полета и подзарядки, причем автономная система управления БУВС, включающая как автопилот для осуществления самостоятельного взлета после выбора и подтверждения маршрута, так и систему автоматического возврата в точку вылета, которая включится в том случае, если оператор не будет реагировать на запросы бортового компьютера, но и следящие системы, которые идентифицируют появившиеся на пути перелета препятствия и дадут команду на их автоматический облет, а затем обеспечат мягкую посадку в заданной точке.Distinctive features of the present invention from the above-mentioned known unmanned aerial system, closest to it, are the fact that the aforementioned BMS is an unmanned attack helicopter-aircraft (BUVS), made according to the aerodynamic scheme of a longitudinal triplane with a close horizontal front empennage (PGO) to multidirectional wings of the X-shaped sweep (CWS) in terms and concept of tandem placement of different-sized screws (TRRV) in the carrier system TRRV-X2 + 2, providing which implements the technology of vertical and short take-off / landing (GDP and KVP) and includes a pair of large and a pair of smaller single-blade rotors (HB) with profiled telescopic counterweights mounted on pylons respectively at the ends of the first wing of the reverse sweep (CBS), which has a negative angle χ = -18 ° sweep reverse narrowing, and the second swept wing (VSK) with a positive angle χ = + 18 ° sweep equipped with a vertical tail plow with a rudder on the axis of symmetry a wing and an underwing keel, and equipped with a rear-mounted propeller-propelled system (OPS) mounted at the end of the short fuselage mounted in the aft engine nacelle with a propeller gearbox to create mid-flight thrust during high-speed horizontal flight, but also with the possibility of converting its flight configuration after performing airframe or GDP from a rotary-wing or helicopter of the TRRV-X2 + 2 design with the OPS-X1 to the corresponding high-speed winged gyroplane or aircraft with the marching OPS-X1, front and rear HB, working accordingly Actually, in the modes of their autorotation or with fixed NV wing blades with their telescopic counterweights synchronously pulled into the fairings of single-bladed NV bushings, the blades of which are installed when viewed from above in the course of the low- and mid-positioned consoles, respectively, KOS and VSK and carried out from the plane of symmetry in opposite directions , increasing the area and bearing capacity of tandem wings with CW, the center sections of which are spaced apart from the pushing screw along the axis of symmetry, but also vice versa, while in a two-beam axle its inter-beam sections of the trapezoidal PGO, KOS and VSK are structurally united by the wing-mounted, spaced beams, made upward with their ends deflected upward, mounted front and rear ends under the corresponding consoles of the PGO and VSK and equipped with optical gyro-stabilized photo-video systems with visibility from the front ends 270 degrees, the left of which works in the infrared range, and in the TRRV-X2 + 2 system that carries it, when the GDP is fulfilled and the hangs are both large and both smaller than one of dangerous HBs operating according to the pulling pattern and having rotation planes of their blades placed above the sections of KOS and VSK, respectively, are made without controlling the cyclic change of their pitch and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights, but also with the possibility of changing the frequency of their rotation and their total step, as well as creating from all HBs full compensation of reactive torques for the opposite direction of rotation between the HBs in each of their groups, for example, when viewed from above, the left and right blades are large with smaller HBs in They operate without mutual influence and harmful influence on the pushing screw, respectively, clockwise and counterclockwise, while the vane-reversing three-blade pushing screw in the OPS-X1 is made with the possibility of changing its rotation frequency and its total pitch, as well as its drive from the auxiliary power unit (APU) in the regimes of GDP fulfillment and hovering, and, as a result, this will allow, by creating forward and reverse horizontal thrusts, to perform the corresponding movements in a translational flight along its longitudinal axis, and in The outer end parts of the KOS and VSK are made with the possibility of changing the parking configuration of the BUVS with the NV blades fixed above them by rotating them together in the plane of the KOS and VSK chords from the outer sides of the corresponding spaced beams so that when they are synchronously turned forward in the direction of flight above the last and fixed placement of HB blades located along the longitudinal axis of the respective spaced beams, each of which is equipped with intra-compartment ejection devices along with the fuselage and for transporting and launching, for example, guided aircraft missiles, providing the possibility of use in both mobile and airmobile, including its airborne design, while its electric power plant (ESU), having the aforementioned TRRV-X2 + 2 system four HB electric motors designed to double hovering time during GDP in the form of reversible electric motors-generators (OEMs) rotationally connected with HB, autorotating from the incoming air flow in the flight configuration of a winged gyroplane, rotate the corresponding OEMH operating from an external energy source in the mode of wind generators and recharge fast-charging batteries located in the respective compartments of the spaced beams and fuselage, is made according to a parallel-serial hybrid technology with an electric drive system that includes all OEMH, rechargeable batteries, an energy converter with a block power transmission control, connecting and disconnecting OEMH and rotary piston engine (RPD) in the APU, switching generating powerfully the order of recharging the batteries and the possibility of implementing two methods of working with an internal energy source - RPD installed with a gearbox in the rear compartment of the fuselage nacelle and having a transmission for transmitting its power only to the pushing screw or its distribution to the pushing screw and to the generator for generation of generating electricity at cruising modes of horizontal flight and joint recharging of batteries from the generator and all OEMs operating in the mode of wind generators, providing appropriate flight and recharging modes, moreover, an autonomous BUVS control system, including both an autopilot for independent take-off after selecting and confirming a route, and an automatic return system to the departure point, which will turn on if the operator does not respond to requests from the on-board computer, but also tracking systems that identify obstacles that appeared on the flight path and give a command to automatically fly around them, and then provide a soft landing at a given point.

Кроме того, в упомянутой ЭСУ БУВС передняя и задняя пары ОЭМГ имеют отношения их пиковых мощностей к суммарной пиковой электрической мощности ЭСУ соответственно 2/3 и 1/3, а взлетная мощность упомянутого РПД составляет 37,5% от общей мощности ЭСУ, причем упомянутые однолопастные широкохордовые НВ со ступенчатым профилем концевой части на одной третьей радиуса каждой с обратным сужением лопасти, имеющей концевую хорду лопасти в 2,0 раза больше ее корневой хорды и клиновидный профиль с углом α=10° и непрерывной нижней поверхностью, выполнен с верхним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой, имея вогнутые во внутрь задние кромки лопасти, создают в точке максимальной ее хорды (bmaxHB), совмещенной в уступе-вырезе с меньшей диагональю ромбовидной в плане формы, образующей как конфигурацию профиля ступеньки по ширине и глубине - это соответственно 1/2 от хорды bmaxHB и 2/3 от толщины cmaxHB, так и заостренную законцовку лопасти, имеющую параболическую переднюю кромку и обратной стреловидности заднюю кромку, причем упомянутые телескопические противовесы НВ имеют радиус (rтп) в выдвинутом и втянутом положении соответственно 30% от радиуса НВ и равновеликий радиусу обтекателя втулки НВ, имеющего диаметрально размещенные срезы в виде круговых сегментов, хорды которых равновелики корневым хордам НВ и противовеса, при этом каждый противовес, имеющий корневую и концевую хорды соответственно равновеликую и в 1,2 раза меньше корневой хорды НВ, выполнен с концевой частью в виде ответного сегмента окружности с диаметром равновеликим обтекателю втулки НВ, сопрягаемого при его втягивании со срезом кругового сегмента втулки, образуя удобообтекаемую ее округлую в плане форму, причем при выполнении КВП и винтокрылого горизонтального полета консоли КОС и ВСК, имеющие соответственно валовые закрылки и элевоны с корневыми хордами в

Figure 00000001
больше концевых хорд, которые при соответствующем их отклонении преобразуют прямые консоли КОС и ВСК в крылья ХОС с обратным сужением, создающим повышение несущей их способности на винтокрылых режимах полета при их обдуве в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от однолопастных НВ, размещенных в полностью симметричной и синхронно-сбалансированной системе ТРРВ-Х2+2 и работающих совместно с маршевой тягой ОПС-Х1, продольная ось толкающего винта которого размещена по продольной линии, проходящей при виде сбоку выше центра его масс и, следовательно, уменьшает возможность возникновения кабрирующего момента, при этом в стояночной конфигурации БУВС для достижения минимально возможной высоты на колесном шасси лопасть толкающего винта, размещенная и зафиксированная вдоль плоскости симметрии, выполнена складывающейся, а вертикальное стреловидное оперение снабжено возможностью его складывания в одну любую из сторон от плоскости симметрии и его фиксированного размещения над соответствующей межбалочной секцией ВСК, а каждая стойка колесного шасси выполнена телескопической, причем в системе крыльев ХОС, смонтированных с положительным углом ϕ=2,5° поперечного V, первое КОС с ПГО и ВСК имеют 74,34% от общей площади системы крыльев ХОС с ПГО совместно с крыльями-лопастями НВ в самолетной полетной конфигурации, при этом передние и задние однолопастные НВ, закрепленные на выходных валах соответствующих упомянутых ОЭМГ, снабжены на самолетных режимах полета возможностью фиксированной установки их лопастей-крыльев таким образом, что разнесенные по вертикали над соответствующими надкрыльными пилонами левая и правая лопасти-крылья большего размаха передних НВ при виде спереди размещены на одном уровне и ниже соответствующих лопастей-крыльев меньшего размаха задних НВ, размещенных между собой на одном уровне, причем при выполнении ВВП для повышения безопасности на концах законцовок КОС имеются сигнальные огни и датчики сближения, предупреждающие звуковой сиреной о недопустимом приближении с посторонними объектами.In addition, in the aforementioned ECU ECU, the front and rear OEMG pairs have the ratios of their peak powers to the total peak electrical power of the ESM, respectively 2/3 and 1/3, and the take-off power of the mentioned RPM is 37.5% of the total power of the ESM, the aforementioned single-blade broad-chordous HB with a stepped profile of the end part on one third of the radius of each with a reverse narrowing of the blade, with an end chord of the blade 2.0 times larger than its root chord and a wedge-shaped profile with an angle α = 10 ° and a continuous lower surface, made with These ledge-cut diamond shape in plan, external protruding side of which having a concave inward rear edge of the blade, create a point of maximum of the chord (b maxHB), combined in a ledge-recess with a smaller diagonal of the rhomboid shape in plan defining like profile configuration steps in width and depth are 1/2 of the chord b maxHB and 2/3 of the thickness c maxHB , respectively , and the pointed tip of the blade has a parabolic leading edge and reverse sweep the trailing edge, the telescopic balances H B have a radius (r TP ) in the extended and retracted positions, respectively, 30% of the radius of the HB and the radius of the fairing of the hub of the HB having diametrically placed slices in the form of circular segments whose chords are equal to the root chords of the HB and the counterweight, with each counterweight having a root and the end chord, respectively, equal and 1.2 times smaller than the root chord of the HB, made with the end part in the form of a mating segment of a circle with a diameter equal to the fairing of the sleeve of the HB, mating when it is retracted with a cut cr pulling the sleeve segments to form a streamlined its rounded in shape, wherein when the rotorcraft KVP and horizontal flight console CBS and VSC, respectively, having a gross flaps and elevons with root chords in
Figure 00000001
there are more end chords, which, with their corresponding deviation, transform the straight CBS and VSK cantilevers into CWS wings with reverse constriction, creating an increase in their carrying capacity on helicopter flight modes when they are blown in the zone of maximum inductive air flow velocities from uni-blade HBs located in completely symmetrical and synchronously-balanced TRRV-X2 + 2 system and working in conjunction with the OPS-X1 marching thrust, the longitudinal axis of the pushing screw of which is placed along a longitudinal line, which, when viewed from the side, is higher than prices of its masses and, therefore, reduces the possibility of a cabrioque moment, while in the parking configuration of the BUVS, in order to achieve the minimum possible height on the wheeled chassis, the propeller blade located and fixed along the plane of symmetry is made folding, and the vertical arrow-shaped tail is equipped with the possibility of folding any one of the sides of the plane of symmetry and its fixed placement above the corresponding inter-beam section of the VSK, and each rack of the wheeled chassis is made and telescopic, moreover, in the system of CWA wings mounted with a positive angle ϕ = 2.5 ° of the transverse V, the first CBS with PGO and VSK have 74.34% of the total area of the system of wings of CWS with PGO together with the wings-blades of the HB in an airplane flight configurations, while the front and rear single-bladed HB mounted on the output shafts of the respective OEMHs are provided, on airplane flight modes, with the possibility of fixed installation of their wing blades in such a way that they are spaced vertically above the corresponding elytra of the pylon the left and right wing-blades of a larger span of the front HBs, when viewed from the front, are placed at the same level and lower than the corresponding wing-wings of a smaller span of the rear HBs, located at the same level, and when performing GDP to increase safety, there are signal lights at the ends of the CBS tips and proximity sensors warning the sound siren of an unacceptable approach with foreign objects.

Кроме того, упомянутые клиновидные профили лопастей НВ и непрерывной верхней их поверхностью выполнены с нижним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой образуют упомянутый равнобедренный треугольник в плане, выполняющий на левых и правых НВ роль элеронов, снабженных сервоприводом и возможностью их синхронного отклонения в вертикальной плоскости таким образом, что при дифференциальном их отклонении вниз/вверх и вверх/вниз при прохождении лопастей НВ с противоположных правой/левой боковых сторон фюзеляжа, изменяют балансировку по крену соответственно влево и вправо при выполнении ВВП и зависания на вертолетных режимах полета.In addition, the said wedge-shaped profiles of the blades of the HB and their continuous upper surface are made with a lower ledge-cut diamond-shaped in terms of shape, the outer protruding sides of which form the said isosceles triangle in plan, playing the role of ailerons on the left and right HBs, equipped with a servo-drive and the possibility of their synchronous deviations in the vertical plane in such a way that when they are differential deviated down / up and up / down when passing HB blades from opposite right / left sides the fuselage, change the roll balance to the left and to the right, respectively, when performing GDP and hovering in helicopter flight modes.

Кроме того, упомянутый БУВС, имеющий как радиоканал закрытой связи с наземной мобильной платформой, выполненной в виде транспортно-заряжающей машины (ТЗМ), преимущественно с шестиколесным полноприводным движителем, так и радиолокационную станцию с передатчиком команд, оптико-электронную систему с двухканальным автоматом сопровождения цели и вычислительную систему с блоком автоматики многофункционального пульта управления, обеспечивающего при горизонтальном крейсерском полете самостоятельное нахождение ряда целей, идентификации их и принятие подтвержденного решения от оператора ТЗМ об уничтожении им выбранных, выполнен в виде перевозимого в походной конфигурации со сложенными концевыми частями крыльев при зафиксированных соответствующим образом лопастях соответствующих НВ в грузовом отсеке ТЗМ противотанкового ракетного комплекса (ПТРК), при этом грузовой отсек ТЗМ, снабженный как подъемным ложементом, имеющим возможность перемещения вверх-вниз для фиксированного в нем размещения фюзеляжа БУВС при втянутых упомянутых телескопических стоек его шасси в походно-заряжающей конфигурации, так и откидываемыми боковыми и задним бортами грузового отсека, задний из которых снабжен аппарелями и приводной лебедкой ТЗМ для затаскивания БУВС после вынужденной его посадки на землю с неизрасходованным боекомплектом, а не на горизонтальную взлетную площадку ТЗМ, увеличенную боковыми бортами кузова, для вертикального с ней взлета БУВС с боекомплектом, например, с противотанковыми управляемыми ракетами (ПТУР), размещенными в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), смонтированных по два ТПК с каждой стороны каждого Г-образного при виде сзади балочного держателя, закрепленного с внутреннего борта соответствующей разнесенной балки с возможностью замены пустого на заряженный балочный держатель с ТПК при нахождении БУВС в ложементе ТЗМ и размещении каждого его балочного держателя над позицией разгрузки/загрузки, обеспечивающей как автоматический съем и его опускание в соответствующий боковой магазин системы хранения и перезаряжания ТЗМ на позиции разгрузки, так и выполнения в последнем автоматического перезаряжания, но и последующего затем на позиции загрузки автоматического поднятия каждого заряженного балочного держателя с ТПК к разнесенной балке для его фиксации и закрепления на ней, причем в походном положении БУВС, который фиксируется на специальном подъемном ложементе ТЗМ, расположенном внутри грузового его отсека, имеющего автоматическое как открывание и закрывание боковых и заднего бортов с аппарелями (по необходимости) с помощью соответствующих приводных мини лебедок, при этом боковые борта в походном положении, выполненные Г-образными, верхние поворотные полки которых, являясь створками крыши, находящейся на одном уровне с крышей корпуса ТЗМ, закрывают сверху грузовой отсек, а при их открывании они автоматически поворачиваются, складываясь с бортом, обеспечивают горизонтальное расположение каждого бокового борта совместно с соответствующей створкой на выдвижных боковых упорах ТЗМ для выполнения вертикального взлета БУВС, жестко удерживаемого фиксаторами ложементов до тех пор, пока его несущая система достигнет необходимого уровня подъемной силы, синхронно и автоматически отключающего работу замков всех фиксаторов.In addition, the mentioned BUVS, which has both a closed-circuit radio channel with a ground mobile platform made in the form of a transport-loading machine (TZM), mainly with a six-wheel all-wheel drive engine, and a radar station with a command transmitter, an optical-electronic system with a two-channel target tracking automaton and a computer system with an automation unit for a multifunctional control panel, which provides for independent search of a number of targets, identification and and the adoption of a confirmed decision from the operator of the TZM to destroy the selected ones, is made in the form of a transported in a traveling configuration with folded end parts of the wings with correspondingly fixed blades of the corresponding HB in the cargo compartment of the TZM anti-tank missile system (ATGM), while the cargo compartment of the TZM equipped with lifting lodgement having the ability to move up and down for fixed placement of the fuselage BUVS in it when the mentioned telescopic racks of its chassis are retracted o-loading configuration, as well as folding side and rear sides of the cargo compartment, the rear of which is equipped with ramps and a TZM drive winch for pulling the BUVS after its forced landing on the ground with unexpended ammunition, and not on the horizontal TZM take-off platform, increased by the side sides of the body, for vertical take-off of a military missile defense system with an ammunition load, for example, with anti-tank guided missiles (ATGMs) located in transport and launch containers (TPK) mounted on two TPK on each side each L-shaped, when viewed from the rear, a beam holder fixed from the inner side of the corresponding spaced beam with the possibility of replacing an empty one with a charged beam holder with a TPK when the BUVS are in the TZM tool tray and placing each beam holder above the unloading / loading position, which ensures both automatic removal and lowering it into the corresponding side magazine of the storage system and reloading the TZM at the unloading position, and in the last execution of automatic reloading, but also the subsequent charge m at the loading position of the automatic lifting of each charged beam holder from the TPK to the spaced beam for its fixation and fixing on it, and in the stowed position BUVS, which is fixed on a special lifting tray TZM located inside its cargo compartment, which has automatic opening and closing of the side and rear sides with ramps (if necessary) using the corresponding drive mini winches, while the lateral sides in the stowed position, made L-shaped, the upper swivel which, being the casement of a roof located at the same level with the roof of the TZM case, close the cargo compartment on top, and when they are opened, they automatically rotate, folding with the side, provide a horizontal arrangement of each side wall together with the corresponding casement on the retractable side supports of the TZM for vertical take-off BUVS, rigidly held by latch clamps until its carrier system reaches the required level of lift, synchronously and automatically disabling cially locks all locks.

Кроме того, упомянутая гибридная ЭСУ, питаемая от внутреннего или внешнего источника энергии, обеспечивает два способа функционирования БУВС соответственно как автономного (для крейсерского полета) или как привязного БУВС (для энергозатратного вертикального взлета), связанного посредством автоматического узла стыковки/расстыковки отрывного его разъема через электроразъем бронированного кабеля с плавающей гусеничной ТЗМ, имеющей электроустановку, работающую от вала отбора мощности ее двигателя, и/или встроенный дизельный электроагрегат со средствами накопления и подвода электроэнергии гибким кабелем, размотка/намотка которого при вертикальном стартовом взлете обеспечивается барабаном со следящим электроприводом, установленным в энергетическом отсеке ТЗМ, причем при наборе БУВС стартовой высоты в 50 метров и отлете его вбок от ТЗМ с последующим его барражирующим круговым облетом ТЗМ и зависанием при срабатывании средств его целеуказания с переключением электропитания на внутренний его источник, то происходит расстыковка и вылет БУВС с отделением от его фюзеляжа гибкого кабеля посредством автоматического узла расстыковки, который имеет пиротолкатель, выбрасывающий парашют для его управляемого спуска на поверхность земли с соответствующей автоматической подмоткой кабеля на барабан ТЗМ.In addition, the aforementioned hybrid ESA, powered by an internal or external energy source, provides two ways of functioning of the BUVS, respectively, as an autonomous (for cruising flight) or as a tethered BUVS (for energy-intensive vertical take-off), connected through an automatic docking / uncoupling unit of its tear-off connector through electrical connector of an armored cable with a floating tracked TZM having an electrical installation operating from the power take-off shaft of its engine, and / or a built-in diesel electric aggro a drive with means for accumulating and supplying electricity with a flexible cable, the unwinding / winding of which with a vertical launch take-off is provided by a drum with a follow-up electric drive installed in the energy compartment of the TZM, moreover, when the BUVS is set to a starting height of 50 meters and is flown sideways from the TZM with its subsequent circular barrage overflight of TZM and hovering when triggered by means of its target designation with switching the power supply to its internal source, then there is an undocking and departure of the airborne fire fighting system with separation from its fuselage flexible cable by means of an automatic undocking unit, which has a pusher ejecting a parachute for its controlled descent to the surface of the earth with the corresponding automatic winding of the cable onto the TZM drum.

Кроме того, упомянутый ТЗМ выполнен в виде стационарной заряжающей станции, смонтированной на стартово-приемной платформе, размещаемой на транспортном средстве, например, на автомобильном, железнодорожном или водном, обеспечивающем его установку, транспортирование и функционирование при соответствующем передвижении, при этом в корабельном противолодочном ракетном комплексе (КПЛРК) палубный БУВС, несущий авиационную противолодочную ракету АПР-3Э, оснащен опускаемой гидроакустической системой, состоящей из индикатора акустических сигналов и двух приемников для их приема от гидроакустического буя, их кодирования и передачи по восьмиканальной закрытой связи на корабль для обработки в реальном масштабе времени, и высокочувствительным магнитометром, смонтированными в удлиненном обтекателе вертикального оперения так, что в нижней передней его части установлен магниточувствительный элемент, работающий на расстоянии 30 м от водной поверхности, и снабжен по обе стороны от центра масс в нижней части каждой разнесенной балке швартующим устройством с рычагом ручного управления, имеющим на отклоняемой вниз/вверх телескопической штанге запорный механизм и устройство захвата, контактирующее с ячейками палубной решетки, обеспечивая возможность посадки на корабль при кренах до 25°.In addition, the aforementioned TZM is made in the form of a stationary charging station mounted on a launch and receiving platform, placed on a vehicle, for example, on a road, rail or water, providing its installation, transportation and operation with appropriate movement, while in a ship anti-submarine missile complex (KPLRK) deck BUVS carrying aircraft anti-submarine missile APR-3E, equipped with a lowered sonar system, consisting of an indicator of acoustic of cams and two receivers for receiving them from a sonar buoy, encoding them and transmitting them via an eight-channel closed connection to a ship for real-time processing, and a high-sensitivity magnetometer mounted in an elongated vertical tail fairing so that a magnetically sensitive element is installed in its lower front part, operating at a distance of 30 m from the water surface, and equipped on both sides of the center of mass in the lower part of each spaced beam with a mooring device with a manual control lever Nia having deflectable on up / down telescopic arm locking mechanism and gripping device into contact with the cells of the lattice of the deck, providing the possibility of landing on a ship rolls at 25 °.

Кроме того, упомянутая стартово-приемная платформа выполнена в виде автомобильного колесного прицепа, буксируемого, например бронеавтомобилем типа "Тигр-М", имеющим свои выдвижные модули вооружения с ПТУР типа "Корнет-Д".In addition, the aforementioned launching and receiving platform is made in the form of an automobile wheeled trailer towed, for example, by a Tiger-M armored car, having its own retractable weapons modules with Kornet-D type ATGMs.

Наличие вышеприведенных признаков позволяет в многоцелевом ракетном комплексе (МРК) исполнить его упомянутую БПМС в виде беспилотного ударного вертолета-самолета (БУВС), выполненного по аэродинамической схеме продольного триплана с близкорасположенным передним горизонтальным оперением (ПГО) к разнонаправленным крыльям Х-образной стреловидности (ХОС) в плане и концепции тандемного размещения разновеликих винтов (ТРРВ) в несущей системе ТРРВ-Х2+2, обеспечивающей выполнение технологии ВВП и КВП и включающей пару больших и пару меньших однолопастных НВ с профилированными телескопическими противовесами, смонтированных на пилонах соответственно на концах первого крыла обратной стреловидности (КОС), имеющего при отрицательном угле χ=-18° стреловидности обратное сужение, и второго стреловидного крыла (ВСК) с положительным углом χ=+18° стреловидности, снабженного по оси симметрии обтекателем с вертикальным оперением, имеющим руль направления и подкрыльный киль, и снабженного с задним расположением на конце короткого фюзеляжа одновинтовой пропульсивной системой (ОПС), смонтированной в кормовой мотогондоле с редуктором толкающего винта для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете, но и возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета исполнения ТРРВ-Х2+2 с ОПС-Х1 в соответствующий скоростной крылатый автожир или самолет с маршевой ОПС-Х1, передними и задними НВ, работающими соответственно на режимах их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях НВ с синхронно втянутыми телескопическими их противовесами в обтекатели втулок однолопастных НВ, лопасти которых установлены при виде сверху в продолжение низко- и среднерасположенных консолей соответственно КОС и ВСК и вынесены наружу от плоскости симметрии в противоположные стороны, увеличивая площадь и несущую способность тандемных крыльев с ХОС, центропланы которых разнесены от толкающего винта вдоль оси симметрии, но и обратно, при этом в двухбалочной схеме межбалочные его секции трапециевидного ПГО, КОС и ВСК конструктивно объединены межкрыльевыми удобообтекаемыми разнесенными балками, выполненными с отклоненными их концами вверх, смонтированными передними и задними их концами под соответствующими консолями ПГО и ВСК и оснащенными с передних их концов оптическими гиростабилизированными фото-видео системами с обзорностью 270 градусов, левая из которых работает в инфракрасном диапазоне, причем в несущей его системе ТРРВ-Х2+2 при выполнении ВВП и зависания оба больших и оба меньших однолопастных НВ, работающих по тянущей схеме и имеющих плоскости вращения их лопастей, размещенные над секциями соответственно КОС и ВСК, выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и с возможностью изменения частоты их вращения и общего их шага, а также создания от всех НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в каждой их группе, например, при виде сверху левые и правые лопасти больших с меньшими НВ вращаются без взаимного влияния и вредного влияния на толкающий винт соответственно по часовой и против часовой стрелки, при этом флюгерно-реверсивный трехлопастной толкающий винт в ОПС-Х1 выполнен с возможностью изменения частоты его вращения и общего его шага, а также его привода от вспомогательной силовой установки (ВСУ) на режимах выполнения ВВП и зависания и, как следствие, это позволит, создавая прямую и обратную горизонтальные его тяги, выполнять соответствующие перемещения в поступательном полете вдоль продольной его оси, причем внешние концевые части КОС и ВСК выполнены с возможностью изменения стояночной конфигурации БУВС с зафиксированными над ними лопастями НВ посредством их совместного поворота в плоскости хорды КОС и ВСК от внешних бортов соответствующих разнесенных балок так, что при их синхронном повороте вперед по направлению полета над последними и при фиксированном размещении лопастей НВ, располагающихся вдоль продольной оси соответствующих разнесенных балок, каждая из которых наравне с фюзеляжем снабжена внутриотсечными катапультными устройствами для транспортировки и пуска, например, управляемых авиационных ракет, обеспечивающих возможность использования как в мобильном, так и аэромобильном, в том числе и десантируемом его исполнении, при этом его электрическая силовая установка (ЭСУ), имеющая в системе ТРРВ-Х2+2 упомянутые четыре электромотора НВ, выполненные для удвоения времени зависания при ВВП в виде обратимых электромоторов-генераторов (ОЭМГ), вращательно связанных с НВ, авторотирующими от набегающего воздушного потока в полетной конфигурации крылатого автожира, вращают соответствующие ОЭМГ, работающие от внешнего источника энергии в режиме ветрогенераторов и подзаряжают быстро заряжаемые аккумуляторные батареи, расположенные в соответствующих отсеках разнесенных балок и фюзеляжа, выполнена по параллельно-последовательной гибридной технологии с системой электропривода, включающей все ОЭМГ, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим ОЭМГ и роторно-поршневой двигатель (РПД) в ВСУ, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов и снабженной возможностью реализации двух способов работы с внутренним источником энергии - РПД, установленным с коробкой передач в заднем отсеке фюзеляжа-гондолы и имеющим трансмиссию для передачи его мощности только на толкающий винт или ее распределения на толкающий винт и на генератор для выработки генерирующей электроэнергии на крейсерских режимах горизонтального полета и совместной подзарядки аккумуляторов от генератора и всех ОЭМГ, работающих в режиме ветрогенераторов, обеспечивающих необходимые режимы полета и подзарядки, причем автономная система управления БУВС, включающая как автопилот для осуществления самостоятельного взлета после выбора и подтверждения маршрута, так и систему автоматического возврата в точку вылета, которая включится в том случае, если оператор не будет реагировать на запросы бортового компьютера, но и следящие системы, которые идентифицируют появившиеся на пути перелета препятствия и дадут команду на их автоматический облет, а затем обеспечат мягкую посадку в заданной точке. Все это позволит повысить скорость и дальность полета БУВС с однолопастными НВ, которые при выполнении операций с вертикальным подъемом грузов весьма перспективны в качестве останавливаемых и не убираемых в полете винтов-крыльев, что исключит наличие узлов переворота их лопастей (для организации симметричных поверхностей крыла относительно продольной оси) или весьма конструктивно сложных систем их складывания и уборки НВ, что упростит возможность преобразования его полетной конфигурации с винтокрыла или вертолета исполнения ТРРВ-Х2+2 в соответствующий скоростной крылатый автожир или самолет с маршевой ОПС-Х1. Кроме того, мобильное исполнение БУВС для МРК и возможность его перевозки по земле в грузовом отсеке ТЗМ позволяет, использую его энергоустановку, выполнить энергозатратный вертикальный взлет БУВС как привязного и достичь времени полета до 3,2 часа и скорости 425 км/ч в самолетной конфигурации. Применение однолопастных НВ также позволит достичь более высокую аэродинамическую эффективность, несмотря на вредное сопротивление профилированных балансировочных противовесов. Для предотвращения нежелательных вибраций однолопастные НВ работают с большой окружной скоростью. Поэтому основной режим работы однолопастных НВ - это ВВП и зависание. В случае появления косого обдува тяга НВ изменяется циклически. Поэтому жесткое крепление лопасти улучшает управляемость, особенно однолопастных НВ. В синхронизированной ТРРВ-Х2+2 моменты Мкрен и Мпрод от каждой пары однолопастных НВ при передаче на фюзеляж через крылья ХОС взаимно уничтожаются. Поэтому коэффициент аэродинамической выгодности однолопастных НВ в ТРРВ-Х2+2 будет выше, чем у классического мультикоптера с двухлопастными НВ. Что позволит уменьшить вес планера и улучшить весовую отдачу в сравнении с электрическим вертолетом многовинтовой схемы. Более того, все это позволит также в сравнении с традиционным самолетом монопланной схемы повысить маневренность на малых скоростях полета и при переходных маневрах, но и снизить скорость сваливания за сет увеличения в 1,2 раза коэффициент поднятия ПГО с крыльями ХОС, создающими совместно с лопастями-крыльями НВ преимущество в производстве подъемной силы при выполнении крейсерских режимов полета БУВС с гибридной ЭСУ.The presence of the above features allows the multipurpose missile system (RTO) to perform its mentioned BPMS in the form of an unmanned attack helicopter-aircraft (BUVS), made according to the aerodynamic scheme of a longitudinal triplane with closely spaced front horizontal tail (PGO) to multidirectional wings of X-shaped sweep (XO) in terms and concept of tandem placement of different-sized propellers (TRRV) in the carrier system TRRV-X2 + 2, which ensures the implementation of GDP and LPC technology and includes a pair of large and a pair of smaller ones of olifed NV with profiled telescopic counterweights mounted on pylons respectively at the ends of the first wing of the reverse sweep (CBS), which has a reverse constriction at a negative angle χ = -18 ° of sweep, and the second arrow-shaped wing (VSK) with a positive angle of χ = + 18 ° of sweep equipped with a vertical tail fairing having a rudder and an underwing keel along the axis of symmetry, and equipped with a rear-rotor propulsive system (OPS) with rear positioning at the end of the short fuselage, ovannoy in the aft nacelle with a propeller gear to create marching thrust for high-speed horizontal flight, but also the possibility of converting its flight configuration after performing KVP or GDP technology from a rotorcraft or helicopter of execution TRRV-X2 + 2 with OPS-X1 into the corresponding high-speed winged gyroplane or a plane with a marching OPS-X1, front and rear HBs operating respectively in their autorotation modes or with fixed HB wing blades with their telescopic counterweights synchronously pulled in about single-blade HB projectors whose blades are mounted when viewed from above for continuation of low- and mid-positioned consoles KOS and VSK, respectively, and are carried outward from the plane of symmetry in opposite directions, increasing the area and bearing capacity of tandem wings with CWS, the center sections of which are spaced apart from the pushing screw along the axis symmetry, but also vice versa, while in its two-beam scheme its inter-beam sections of the trapezoidal PGO, KOS and VSK are structurally united by the wing-to-wing, streamlined spaced beams, filled with their ends turned upward, their front and rear ends mounted under the corresponding consoles of the PGO and VSK and equipped from their front ends with optical gyro-stabilized photo-video systems with a visibility of 270 degrees, the left of which operates in the infrared range, and in the TRRV system carrying it -X2 + 2 when fulfilling GDP and hovering, both large and both smaller one-bladed HB working according to the pulling pattern and having the plane of rotation of their blades, located above the sections of the WWTF and VSK, respectively, without the control of cyclic changes in their pitch and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights, but also with the possibility of changing the frequency of their rotation and their total pitch, as well as creating full compensation of the reactive torques from all HBs for the opposite direction of rotation between the HBs in each of them group, for example, when viewed from above, the left and right blades of large with smaller HB rotate without mutual influence and harmful effects on the pushing screw, respectively, clockwise and counterclockwise, while the vane roar The three-bladed propelling propeller in the OPS-X1 is made with the possibility of changing its rotation frequency and its total pitch, as well as its drive from the auxiliary power unit (APU) in the modes of GDP and freezing and, as a result, this will allow, creating a forward and reverse horizontal its thrust, to perform appropriate movements in translational flight along its longitudinal axis, and the outer end parts of the KOS and VSK are made with the possibility of changing the parking configuration of the airborne aircraft with fixed blades of by their joint rotation in the plane of the KOS and VSK chords from the outer sides of the respective spaced beams so that when they are synchronously turned forward in the direction of flight above the last and with a fixed placement of the NV blades located along the longitudinal axis of the corresponding spaced beams, each of which is equal to the fuselage equipped with intra-compartment ejection devices for transporting and launching, for example, guided aircraft missiles, providing the possibility of use in both mobile and aero mobile, including its airborne design, while its electric power plant (ESA), having in the TRRV-X2 + 2 system the mentioned four HB electric motors, made to double the time of hovering during GDP in the form of reversible electric motors-generators (OEMs), rotationally coupled to the NV, autorotating from the oncoming air flow in the flight configuration of a winged gyroplane, they rotate the corresponding OEMH working from an external energy source in the mode of wind generators and recharge fast-charging battery ba the tare, located in the respective compartments of the spaced beams and the fuselage, is made in parallel-serial hybrid technology with an electric drive system that includes all OEMs, rechargeable batteries, an energy converter with a power transmission control unit that connects and disconnects OEMs and a rotary piston engine (RPD) in the APU, switching the generating power and the order of recharging the batteries and equipped with the ability to implement two methods of working with an internal energy source - RPD, set mounted with a gearbox in the rear compartment of the fuselage-nacelle and having a transmission for transmitting its power only to the pushing propeller or its distribution to the pushing propeller and to the generator to generate generating electricity at cruising levels of horizontal flight and to recharge the batteries from the generator and all OEMs operating in the mode of wind generators, providing the necessary flight and recharging modes, moreover, an autonomous control system of the airborne missile defense system, including as an autopilot for independent about take-off after selecting and confirming the route, and the system of automatic return to the point of departure, which will turn on if the operator does not respond to requests from the on-board computer, but also tracking systems that identify obstacles that appeared on the flight path and give a command to them automatic flight, and then provide a soft landing at a given point. All this will allow to increase the speed and range of flight of BUVS with single-bladed HBs, which, when performing operations with vertical lifting of loads, are very promising as wing-stopping and non-retractable flight-propellers, which eliminates the presence of flip over nodes for their blades (for organizing symmetrical wing surfaces relatively longitudinal axis) or very structurally complex systems for folding and cleaning them, which will simplify the possibility of converting its flight configuration from a rotorcraft or helicopter of the TRRV-X2 + 2 design to the appropriate high-speed winged gyroplane or plane with the marching OPS-X1. In addition, the mobile version of the BUVS for RTOs and the possibility of transporting it on the ground in the cargo compartment of the TZM allows, using its power installation, to perform the energy-consuming vertical take-off of the BUVS as a tethered and achieve a flight time of up to 3.2 hours and a speed of 425 km / h in the airplane configuration. The use of single-blade HB will also allow to achieve higher aerodynamic efficiency, despite the harmful resistance of the profiled balancing counterweights. To prevent unwanted vibrations, single-blade HBs operate at high peripheral speeds. Therefore, the main mode of operation of single-bladed HBs is GDP and freezing. In the case of oblique blowing, the draft of the HB changes cyclically. Therefore, rigid blade attachment improves handling, especially single-blade HB. In the synchronized TRRV-X2 + 2, the moments M roll and M prod from each pair of single-bladed HBs are mutually annihilated when transferred to the fuselage through the wings of the CWS. Therefore, the aerodynamic profitability coefficient of single-bladed HBs in the TRRV-X2 + 2 will be higher than that of a classic multicopter with two-bladed HBs. This will reduce the weight of the airframe and improve the weight return in comparison with the multi-rotor electric helicopter. Moreover, all this will also allow, in comparison with a traditional monoplane aircraft, to increase maneuverability at low flight speeds and during transitional maneuvers, but also to reduce the stall speed for a set of increase by 1.2 times the coefficient of PGO lift with CWS wings, creating together with the blades HB wings an advantage in the production of lift when performing cruise flight modes BUVS with hybrid ESU.

Предлагаемое изобретение самоходного МРК с БУВС, имеющего ПГО, большие и меньшие НВ и задний толкающий винт соответственно на концах КОС и ВСК в системе крыльев ХОС и конце фюзеляжа-гондолы, представлено на фиг. 1 с вариантами использования его БУВС исполнения ТРРВ-Х2+2 в составе ПТРК на базе ТЗМ.The present invention of a self-propelled ballistic missile defense system with an internal air defense system, having a PGO, larger and smaller HBs and a rear thrust propeller, respectively, at the ends of the CBS and VSK in the CWC wing system and at the end of the fuselage-nacelle are shown in FIG. 1 with options for using its BUVS of the TRRV-X2 + 2 design as part of the ATGM based on the TZM.

На фиг. 1 изображен МРК с ТЗМ на общих видах сбоку, сверху и сзади соответственно а), б) и в) при использовании БУВС и с условным размещением на виде сверху со сложенными правыми его секциями КОС и ВСК с однолопастными НВ и их выдвинутыми противовесами, размещенными с внешних бортов разнесенных балок:In FIG. Figure 1 shows RTOs with TZM in general side views, from above and from the back, respectively a), b) and c) when using the BWS and with conditional placement in the top view with its folded right sections KOS and VSK with single-blade HB and their extended counterweights placed with outer beams spaced beams:

а) изображен ТЗМ с задним бортом и аппарелями (не обозначено) при отлете от него БУВС в полетной конфигурации вертолета с несущей системой, включающей на надкрыльных пилонах КОС и ВСК соответствующие НВ с толкающим винтом;a) depicts a TZM with a tailgate and ramps (not indicated) when a BUVS departs from it in the flight configuration of a helicopter with a carrier system that includes on the KOS and VSK pylon rails corresponding NV with a pusher propeller;

б) изображен БУВС в полетной конфигурации автожира или самолета с движительной и несущей системами соответственно с задним толкающим винтом, создающим маршевую тягу, и с авторотирующими НВ в ТРРВ-Х2+2 или зафиксированными лопастями-крыльями НВ на пилонах, смонтированных на законцовках крыльев ХОС, консоли которых жестко связаны с ПГО и между собой разнесенными балами;b) depicts the flight control system in the flight configuration of a gyroplane or aircraft with propulsion and load-bearing systems, respectively, with a rear thrust propeller that creates a marching thrust, and with autorotating HBs in the TRRV-X2 + 2 or fixed HB wing blades on pylons mounted on the wing tips of the CWS, whose consoles are rigidly connected with the PGO and with each other separated by balls;

в) изображен самоходный МРК в стартовой конфигурации с БУВС на ложементе при втянутых телескопических стоек его шасси и с разложенными консолями КОС и ВСК с соответствующими НВ для его вертикального взлета с грузового отсека ТЗМ, имеющего горизонтальную взлетную площадку, увеличенную боковыми бортами его кузова после их раскладывания и наклоном заднего борта с аппарелями (не показано).c) a self-propelled RTO is shown in the starting configuration with a BUVS on the lodgement when the telescopic racks of its chassis are retracted and with the KOS and VSK consoles with corresponding NVs for its vertical take-off from the cargo compartment of the TZM, having a horizontal take-off area, enlarged by the side sides of its body after unfolding and tilting the tailgate with ramps (not shown).

Самоходный МРК на базе ТЗМ с гибридным БУВС исполнения ТРРВ-Х2+2, выполненным по схеме продольного триплана и двухбалочной концепции с фюзеляжем-гондолой 1, близкорасположенным ПГО 2, низко- и среднерасположенными тандемными КОС 3 и ВСК 4, образующими крылья ХОС, консоли ПГО и последних связаны межкрыльевыми подкрыльными разнесенными балками 5. Большие левый 6 и правый 7 и меньшие левые 8 и правые 9 однолопастные НВ, вращательно связанные с соответствующими ОЭМГ, имеют обтекатели втулок 10, профилированные телескопические противовесы 11, смонтированы на надкрыльных пилонах 12 соответственно на концах прямых КОС 3 и ВСК 4, имеющих соответственно закрылки 13 и элевоны 14, при отклонении которых преобразуют их консоли с обратным сужением. По оси симметрии на ВСК имеется обтекатель 15 с вертикальным оперением 16, имеющим руль направления 17 и подкрыльный киль 18. На конце фюзеляжа-гондолы 1 установлен толкающий винт 19, вращательно связанный валом трансмиссии с РПД (на фиг. 1 не показаны). Внешние секции КОС 2 и ВСК 3 выполнены с возможностью их поворота вперед по направлению полета в плоскости хорды КОС и ВСК совместно с зафиксированными над ними лопастями больших 6-7 и меньших 8-9 НВ от внешних бортов соответствующих разнесенных балок 5 и их последующего размещения вдоль оси последних. Радиолокационная станция 20 с передатчиком команд и оптико-электронная система с двухканальным автоматом 21 сопровождения цели смонтированы соответственно в носовой части фюзеляжа 1 и спереди разнесенных балок 5. Все большие 6-7 и меньшие 8-9 однолопастные НВ выполнены с возможностью фиксации их лопастей вдоль соответствующих консолей крыльев ХОС и увеличения их несущей способности в самолетной крейсерской полетной конфигурации (см. фиг. 1 в НВ 7-9 правой группы с их противовесами 11 условно показаны в походном положении).Self-propelled ballistic missile system based on TZM with a hybrid BUVS of the TRRV-X2 + 2 design, made according to the longitudinal triplane scheme and the two-beam concept with the fuselage-gondola 1, close PGO 2, low- and mid-position tandem CBS 3 and VSK 4, which form the wings of the CWS, PGO consoles and the latter are connected by wing-span under-wing spaced beams 5. The large left 6 and right 7 and smaller left 8 and right 9 single-blade NV rotationally connected with the corresponding OEMH have fairings of bushings 10, profiled telescopic counterweights 11, mounted Vana to nadkrylnyh pylons 12 respectively at the ends of lines CBS 3 and 4, SSC having respective flaps 13 and elevons 14, rejecting which convert them console reverse delta. On the axis of symmetry on the VSC there is a fairing 15 with a vertical tail 16 having a rudder 17 and an underwing keel 18. At the end of the fuselage-nacelle 1 there is a pushing screw 19 rotationally connected to the transmission shaft with an RPD (not shown in Fig. 1). The outer sections of KOS 2 and VSK 3 are made with the possibility of their rotation forward in the direction of flight in the plane of the chords KOS and VSK together with fixed blades above them 6-7 and smaller 8-9 HB from the outer sides of the corresponding spaced beams 5 and their subsequent placement along axis of the latter. A radar station 20 with a command transmitter and an optoelectronic system with a two-channel target tracking automaton 21 are mounted respectively in the nose of the fuselage 1 and in front of the spaced beams 5. All large 6-7 and smaller 8-9 single-blade HBs are capable of fixing their blades along the respective consoles of the CWC wings and increasing their bearing capacity in an airplane cruising flight configuration (see Fig. 1 in HB 7-9 of the right group with their counterweights 11 are conditionally shown in the stowed position).

Единая ЭСУ, выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, имеет возможность ее питания от внутреннего или внешнего источника энергии, размещенные соответственно (на фиг. 1 не показаны) в энергетическом отсеке фюзеляжа 1 БУВС или ТЗМ 22, имеющего шестиколесный полноприводный движитель. При этом в полетной конфигурации крылатого автожира с передними 6-7 и задними 8-9 НВ, авторотирующими от набегающего воздушного потока, вращают соответствующие ОЭМГ (на фиг. 1 не показаны), работающие от внешнего источника энергии в режиме ветрогенераторов и подзаряжают блоки быстро заряжаемых аккумуляторных батарей БУВС, расположенных в энергоотсеке фюзеляжа 1. В задней части фюзеляжа 1 имеется двигательный отсек, в котором размещена ВСУ с РПД, установленный с коробкой передач и трансмиссией для передачи его мощности только на толкающий винт 19 или ее распределения и на толкающий винт 19, и на генератор для выработки электроэнергии на крейсерских режимах горизонтального полета и совместной подзарядки аккумуляторов от генератора и всех ОЭМГ, работающих в режиме ветрогенераторов, обеспечивающих необходимые режимы полета и подзарядки. Для установки целевой нагрузки, например, ПТУР типа "Корнет-Д" в ТПК смонтированы по два ТПК 23 с каждой стороны каждого Г-образного при виде сзади балочного держателя 24 (см. рис. 1 в показан правый), закрепленного с внутренней стороны соответствующей разнесенной балки 5 с возможностью автоматической замены пустого на заполненный балочный держатель 24 с ТПК 23 при нахождении БУВС в ложементе 25 ТЗМ 22 и заряжающей конфигурации при втянутых телескопических опорах 26 шасси с передним 27 и задними 28 колесами, и размещения каждого балочного держателя 24 в позиции разгрузки/загрузки, включая операции как автоматического съема и опускания каждого пустого балочного держателя 24 в боковой магазин 29 ТЗМ 22 на позиции разгрузки, так и последующее автоматического их перезаряжания, но и последующего затем на позиции загрузки автоматического поднятия каждого заряженного балочного держателя 24 с ТПК 23 к разнесенной балке 5 для его фиксации и закрепления на ней. При этом боковые борта 30 кузова ТЗМ 22 в походном положении, выполненные Г-образными, верхние поворотные полки 31 которых, являясь створками 31 крыши, находящейся на одном уровне с крышей корпуса ТЗМ 22, закрывают сверху грузовой отсек, а при их открывании они автоматически поворачиваются, складываясь с бортом 30, обеспечивают горизонтальное расположение каждого бокового борта 30 совместно с соответствующей створкой 31 на выдвижных боковых упорах 32 ТЗМ 22. Для удваивания времени зависания привязной БУВС, связанный посредством автоматического узла 33 стыковки/расстыковки отрывного его разъема через электроразъем гибкого кабеля 34 (см. рис. la) с пусковой ТЗМ 22, имеющей подвод дополнительной электроэнергии кабелем 34, размотка/намотка которого при вертикальном стартовом взлете обеспечивается барабаном 35 со следящим электроприводом, установленным в энергетическом отсеке ТЗМ 22. При наборе стартовой высоты в 30 метров и отлете БУВС вбок от ТЗМ 22 с последующим зависанием и переключением электропитания на внутренний его источник при нахождении цели, то происходит расстыковка и отделение гибкого кабеля 34 от фюзеляжа 1 БУВС, который после подтверждения маршрута выполняет полет при опускании кабеля 34 на парашюте (на фиг. 1 не показаны) с намоткой его на барабан 35. При выполнении ВВП для повышения безопасности на законцовках КОС 2 имеются сигнальные огни и датчики сближения 36, предупреждающие звуковой сиреной о недопустимом приближении с посторонними объектами. Автономные системы автопилота БУВС осуществят самостоятельный взлет после выбора и подтверждения маршрута, идентифицируют появившиеся на пути следования препятствия и дадут команду на их облет, а затем обеспечат мягкую посадку в заданной точке. Кроме того, БУВС имеет систему автоматического возврата в точку вылета, которая включится в том случае, если оператор не будет реагировать на запросы компьютера. После приземления на ложемент 25 консоли крыльев 2-3 складываются с лопастями НВ 6-9 в походную конфигурацию БУВС для его перевозки в ТЗМ 22 с закрытыми бортами по шоссе или земле.A single ESA made according to parallel-serial hybrid technology of a power drive has the ability to power it from an internal or external energy source, located respectively (not shown in Fig. 1) in the energy compartment of the fuselage 1 of the BUVS or TZM 22, which has a six-wheel all-wheel drive propulsion. At the same time, in the flight configuration of the winged gyroplane with front 6-7 and rear 8-9 HB, autorotating from the incoming air flow, the corresponding OEMGs (not shown in Fig. 1) are rotated, operating from an external energy source in the mode of wind generators and recharging blocks of fast-charging BUVS batteries located in the energy compartment of the fuselage 1. At the rear of the fuselage 1 there is an engine compartment, which houses the APU with RPD installed with a gearbox and transmission for transmitting its power only to the pushing wines t 19 or its distribution to the pusher propeller 19 and to the generator to generate electricity at cruising levels of horizontal flight and to recharge the batteries from the generator and all OEMs operating in wind generators that provide the necessary flight and recharging modes. To set the target load, for example, Kornet-D type ATGMs in the TPK, two TPK 23 are mounted on each side of each L-shaped beam when viewed from the rear of the beam holder 24 (see Fig. 1 in the right one), mounted on the inside of the corresponding spaced beam 5 with the possibility of automatically replacing the empty one with the filled beam holder 24 with TPK 23 when the BUVS are in the lodgement 25 of the TZM 22 and the charging configuration with retracted telescopic supports 26 of the chassis with the front 27 and rear 28 wheels, and the placement of each beam holder 24 unloading / loading positions, including the operations of automatic removal and lowering of each empty beam holder 24 into the side magazine 29 TZM 22 at the unloading position, and their subsequent automatic reloading, but also subsequent to the loading position of the automatic raising of each charged beam holder 24 with TPK 23 to the spaced beam 5 for fixing and fixing on it. In this case, the side sides 30 of the TZM 22 body in the stowed position, made L-shaped, the upper rotary shelves 31 of which, being the sash 31 of the roof, which is flush with the roof of the TZM 22 body, close the cargo compartment from above, and when they open, they automatically rotate folding with the side 30, provide a horizontal arrangement of each side board 30 together with the corresponding sash 31 on the retractable side stops 32 TZM 22. To double the time of hovering tethered BUVS connected by automatic knots and 33 docking / undocking its tear-off connector through an electrical connector of a flexible cable 34 (see Fig. la) with a starting TZM 22, with an additional electric power supply cable 34, the unwinding / winding of which with a vertical take-off is provided by a drum 35 with a follow-up electric drive installed in the power compartment TZM 22. When you gain a starting height of 30 meters and take off BUVS sideways from TZM 22 with subsequent hovering and switching power to its internal source when finding the target, then undocking and separation r a flexible cable 34 from the fuselage 1 BUVS, which after confirming the route performs a flight when lowering the cable 34 by parachute (Fig. 1 are not shown) with its winding on the drum 35. When performing GDP to increase safety at the ends of CBS 2 there are signal lights and proximity sensors 36 warning the audible siren of an unacceptable approach with extraneous objects. Autonomous systems of autopilot BUVS will take off independently after selecting and confirming the route, identify obstacles that appear along the route and give a command to fly around them, and then provide a soft landing at a given point. In addition, the BUVS has a system for automatically returning to the departure point, which will turn on if the operator does not respond to computer requests. After landing on the lodgement 25, the wing consoles 2-3 are folded with HB 6-9 blades in the traveling configuration of the BUVS for its transportation in the TZM 22 with closed sides on the highway or the ground.

Управление гибридным БУВС обеспечивается наподобие управлением мультикоптером, а именно изменение высоты полета, поворот и, особенно, управление по крену и тангажу обеспечивается исключительно за счет уменьшения или увеличения оборотов соответствующих ОЭМГ с НВ передней 6-7 и задней 8-9 групп. При крейсерском полете как крылатого автожира подъемная сила создается крыльями 2-3 ХОС и авторотирующими НВ 6-7 и 8-9, горизонтальная тяга - задним винтом 19, на режиме висения только винтами передней 11-12 и задней 13-14, 16 групп, на режиме перехода - крыльями 2-3 с НВ 6-7 и 8-9. При переходе с винтокрылого режима полета на режим висения и если возникает момент тангажа (Mz), то он парируется отклонением элевонов 14 ВСК 3, создающих, работая в зоне обдува заднего винта 19, парирующую силу. В четырехвинтовой несущей схеме НВ передней 6-7 и задней 8-9 групп, имея взаимно противоположное их вращение между левой и правой групп (см. фиг. 16), компенсируют реактивные их моменты. Для посадки БУВС на ложемент 25 ТЗМ 22 используются передние 27 и задние 28 колеса, убирающегося трехопорного шасси. При выполнении ВВП и зависания продольное управление БУВС осуществляется уменьшением или увеличением числа оборотов винтов передней 6-7 и задней 8-9 групп, путевое управление - изменением крутящих моментов НВ, имеющих противоположное направление вращения левых и правых НВ диагонально расположенных винтов, например, 6-9 и 7-8. Поперечное управление обеспечивается изменением числа оборотов левых 6-8 и правых 7-9 НВ или дифференциальным отклонением серво-элеронов 37 левых 6-8 и правых 7-9 НВ. После вертикального взлета и набора высоты для перехода с режима полета крылатого автожира в полетную конфигурацию самолета лопасти НВ 6-7 и 8-9 синхронно фиксируются вдоль соответствующих консолей крыльев 2-3 ХОС. При этом путевое управление обеспечивается рулем 17 вертикального оперения 16, продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением элевонов 14 ВСК 3 соответственно.The control of the hybrid BUVS is ensured in the same way as the multicopter control, namely the change in flight altitude, rotation and, especially, roll and pitch control is provided solely by reducing or increasing the speed of the corresponding OEMH with HB front 6-7 and rear 8-9 groups. When cruising as a winged gyroplane, the lifting force is created by wings of 2-3 CWs and autorotating HBs 6-7 and 8-9, horizontal thrust - by the rear screw 19, in hovering mode only by the screws of the front 11-12 and rear 13-14, 16 groups, in transition mode - with wings 2-3 with HB 6-7 and 8-9. When switching from a rotorcraft flight mode to a hovering mode and if there is a pitch moment (M z ), then it is countered by the deflection of the elevons 14 VSK 3, creating, while working in the zone of blowing the rear rotor 19, a parry force. In the four-screw carrier design of the HB front 6-7 and rear 8-9 groups, having their rotation opposite between the left and right groups (see Fig. 16), their reactive moments are compensated. For landing BUVS on the lodgement 25 TZM 22 are used front 27 and rear 28 wheels, retractable three-axle chassis. When performing GDP and freezing, the longitudinal control of the BUVS is carried out by reducing or increasing the number of revolutions of the screws of the front 6-7 and rear 8-9 groups, the directional control - by changing the torques of the HBs, which have the opposite direction of rotation of the left and right HBs of diagonally located screws, for example, 6- 9 and 7-8. Transverse control is provided by changing the number of revolutions of the left 6-8 and right 7-9 HB or the differential deviation of the servo ailerons 37 left 6-8 and right 7-9 HB. After vertical take-off and climb to transition from the flight mode of a winged gyroplane to the flight configuration of the aircraft, blades HB 6-7 and 8-9 are synchronously fixed along the corresponding wing consoles 2-3 COS. When this directional control is provided by the steering wheel 17 of the vertical tail 16, the longitudinal and lateral control is carried out in-phase and differential deviation of the elevons 14 of VSK 3, respectively.

Таким образом, освоение БУВС с улучшенными тактико-техническими показателями для МРК в современных условиях - задача многоплановая и не является технически неразрешимой. Поэтому дальнейшие исследования в процессе развития широкого семейства БУВС, реализуемого с отечественными РПД типа "ВАЗ", то самой жизнью будет продиктована задача освоения и палубного БУВС-0,475 (см. табл. 1).Thus, the development of BUVS with improved tactical and technical indicators for RTOs in modern conditions is a multidimensional task and is not technically unsolvable. Therefore, further research in the development process of a wide family of airborne military vehicles, implemented with domestic RPMs of the VAZ type, the task of mastering and deck-based military airborne vehicles-0.475 will be dictated by life itself (see Table 1).

Figure 00000002
Figure 00000002

Claims (7)

1. Авиационный ракетный комплекс с беспилотным ударным вертолетом-самолетом, включающий платформу, содержащую средства базирования со стартовой станцией, энергетическую установку и блок управления полетом беспилотной многовинтовой системой (БПМС), отличающийся тем, что упомянутая БПМС представляет собой беспилотный ударный вертолет-самолет (БУВС), выполненный по аэродинамической схеме продольного триплана с близкорасположенным передним горизонтальным оперением (ПГО) к разнонаправленным крыльям Х-образной стреловидности (ХОС) в плане и концепции тандемного размещения разновеликих винтов (ТРРВ) в несущей системе ТРРВ-Х2+2, обеспечивающей выполнение технологии вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП) и включающей пару больших и пару меньших однолопастных несущих винтов (НВ) с профилированными телескопическими противовесами, смонтированных на пилонах соответственно на концах первого крыла обратной стреловидности (КОС), имеющего при отрицательном угле χ=-18° стреловидности обратное сужение, и второго стреловидного крыла (ВСК) с положительным углом χ=+18° стреловидности, снабженного по оси симметрии обтекателем с вертикальным оперением, имеющим руль направления и подкрыльный киль, и снабженный с задним расположением на конце короткого фюзеляжа одновинтовой пропульсивной системой (ОПС), смонтированной в кормовой мотогондоле с редуктором толкающего винта для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете, но и возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета исполнения ТРРВ-Х2+2 с ОПС-Х1 в соответствующий скоростной крылатый автожир или самолет с маршевой ОПС-Х1, передними и задними НВ, работающими соответственно на режимах их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях НВ с синхронно втянутыми телескопическими их противовесами в обтекатели втулок однолопастных НВ, лопасти которых установлены при виде сверху в продолжение низко- и среднерасположенных консолей соответственно КОС и ВСК и вынесены наружу от плоскости симметрии в противоположные стороны, увеличивая площадь и несущую способность тандемных крыльев с ХОС, центропланы которых разнесены от толкающего винта вдоль оси симметрии, но и обратно, при этом в двухбалочной схеме межбалочные его секции трапециевидного ПГО, КОС и ВСК конструктивно объединены межкрыльевыми удобообтекаемыми разнесенными балками, выполненными с отклоненными их концами вверх, смонтированными передними и задними их концами под соответствующими консолями ПГО и ВСК и оснащенными с передних их концов оптическими гиростабилизированными фото-видео системами с обзорностью 270 градусов, левая из которых работает в инфракрасном диапазоне, причем в несущей его системе ТРРВ-Х2+2 при выполнении ВВП и зависании оба больших и оба меньших однолопастных НВ, работающих по тянущей схеме и имеющих плоскости вращения их лопастей, размещенные над секциями соответственно КОС и ВСК, выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и с возможностью изменения частоты их вращения и общего их шага, а также создания от всех НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в каждой их группе, например, при виде сверху левые и правые лопасти больших с меньшими НВ вращаются без взаимного влияния и вредного влияния на толкающий винт соответственно по часовой и против часовой стрелки, при этом флюгерно-реверсивный трехлопастной толкающий винт в ОПС-Х1 выполнен с возможностью изменения частоты его вращения и общего его шага, а также его привода от вспомогательной силовой установки (В СУ) на режимах выполнения ВВП и зависания и, как следствие, это позволит, создавая прямую и обратную горизонтальные его тяги, выполнять соответствующие перемещения в поступательном полете вдоль продольной его оси, причем внешние концевые части КОС и ВСК выполнены с возможностью изменения стояночной конфигурации БУВС с зафиксированными над ними лопастями НВ посредством их совместного поворота в плоскости хорды КОС и ВСК от внешних бортов соответствующих разнесенных балок так, что при их синхронном повороте вперед по направлению полета над последними и при фиксированном размещении лопастей НВ, располагающихся вдоль продольной оси соответствующих разнесенных балок, каждая из которых наравне с фюзеляжем снабжена внутриотсечными катапультными устройствами для транспортировки и пуска, например, управляемых авиационных ракет, обеспечивающих возможность использования как в мобильном, так и аэромобильном, в том числе и десантируемом его исполнении, при этом его электрическая силовая установка (ЭСУ), имеющая в системе ТРРВ-Х2+2 упомянутые четыре электромотора НВ, выполненные для удвоения времени зависания при ВВП в виде обратимых электромоторов-генераторов (ОЭМГ), вращательно связанных с НВ, авторотирующими от набегающего воздушного потока в полетной конфигурации крылатого автожира, вращают соответствующие ОЭМГ, работающие от внешнего источника энергии в режиме ветрогенераторов и подзаряжают быстро заряжаемые аккумуляторные батареи, расположенные в соответствующих отсеках разнесенных балок и фюзеляжа, выполнена по параллельно-последовательной гибридной технологии с системой электропривода, включающей все ОЭМГ, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим ОЭМГ и роторно-поршневой двигатель (РПД) в ВСУ, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов и снабженной возможностью реализации двух способов работы с внутренним источником энергии - РПД, установленным с коробкой передач в заднем отсеке фюзеляжа-гондолы и имеющим трансмиссию для передачи его мощности только на толкающий винт или ее распределения на толкающий винт и на генератор для выработки генерирующей электроэнергии на крейсерских режимах горизонтального полета и совместной подзарядки аккумуляторов от генератора и всех ОЭМГ, работающих в режиме ветрогенераторов, обеспечивающих необходимые режимы полета и подзарядки, причем автономная система управления БУВС, включающая как автопилот для осуществления самостоятельного взлета после выбора и подтверждения маршрута, так и систему автоматического возврата в точку вылета, которая включится в том случае, если оператор не будет реагировать на запросы бортового компьютера, но и следящие системы, которые идентифицируют появившиеся на пути перелета препятствия и дадут команду на их автоматический облет, а затем обеспечат мягкую посадку в заданной точке.1. Aircraft missile system with an unmanned attack helicopter-aircraft, including a platform containing basing equipment with a launch station, a power plant and a flight control unit for an unmanned multi-rotor system (BMS), characterized in that the aforementioned BMS is an unmanned attack helicopter-aircraft (BUVS) ), performed according to the aerodynamic scheme of a longitudinal triplane with a closely spaced front horizontal tail (PGO) to the multidirectional wings of the X-shaped sweep (CWS) to the plan and the concepts of tandem placement of different-sized propellers (TRRV) in the TRRV-X2 + 2 support system, which provides the implementation of vertical and short take-off / landing technology (GDP and KVP) and includes a pair of large and a pair of smaller one-blade rotors (HB) with profiled telescopic counterweights, mounted on pylons, respectively, at the ends of the first wing of the reverse sweep (CBS), which has a reverse narrowing at a negative angle χ = -18 ° of sweep, and the second arrow-shaped wing (VSC) with a positive angle of χ = + 18 ° arrows visibility, equipped with a vertical tail plume on the axis of symmetry, with a rudder and an underwing keel, and equipped with a rear rotor propeller system (OPS) mounted at the end of the short fuselage mounted in the aft nacelle with a propeller gearbox to create marching thrust during high-speed horizontal flight , but also the possibility of converting its flight configuration after performing KVP or GDP technology from a rotorcraft or helicopter of the TRRV-X2 + 2 design with the OPS-X1 to the corresponding speed the rest is a winged gyroplane or aircraft with a marching OPS-X1, front and rear HBs operating respectively in their autorotation mode or with fixed HB wing blades with their telescopic counterweights synchronously pulled into the fairings of the single-blade HB cowls, the blades of which are installed when viewed from above for a low - and mid-mounted consoles, respectively, KOS and VSK, and are carried outward from the plane of symmetry in opposite directions, increasing the area and bearing capacity of the tandem wings with CW, the center section to which are spaced from the pushing screw along the axis of symmetry, but also vice versa, while in the two-beam scheme its girder sections of the trapezoidal PGO, KOS and VSK are structurally combined by wing-to-wing streamlined spaced beams made with their ends turned upward, mounted front and rear ends under the corresponding consoles PGO and VSK and equipped with optical gyro-stabilized photo-video systems with a visibility of 270 degrees from the front ends, the left of which operates in the infrared, why in the TRRV-X2 + 2 system carrying it, when the GDP is satisfied and both the large and both smaller one-bladed HB working according to the pulling pattern and having the plane of rotation of their blades located above the sections of the WWTF and VSK, respectively, are executed without cyclic change in their pitch and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights, but also with the possibility of changing their rotation frequency and their total pitch, as well as creating from all HB full compensation of reactive torques with the opposite direction of rotation I wait for HB in each of their groups, for example, when viewed from above, the left and right blades of large with smaller HB rotate without mutual influence and harmful effect on the pushing screw, respectively, clockwise and counterclockwise, while the vane-reversing three-blade pushing screw in the OPS-X1 made with the possibility of changing the frequency of its rotation and its total step, as well as its drive from the auxiliary power plant (SU) in the modes of GDP and freezing and, as a result, this will allow, creating direct and reverse horizontal thrust, carry out appropriate movements in translational flight along its longitudinal axis, and the outer end parts of the KOS and VSK are made with the possibility of changing the parking configuration of the BUVS with the NV blades fixed above them by rotating them together in the plane of the KOS and VSK chord from the outer sides of the corresponding spaced beams so that when they are synchronously rotated forward in the direction of flight above the latter and with a fixed placement of the NV blades located along the longitudinal axis of the respective spaced beams, each of which, along with the fuselage, is equipped with intra-compartment ejection devices for transporting and launching, for example, guided aircraft missiles, which can be used both in mobile and airmobile, including its airborne design, while its electric power plant (ESU ), having in the TRRV-X2 + 2 system the mentioned four HB electric motors, designed to double the hovering time for GDP in the form of reversible electric motors-generators (OEMs) rotationally connected with HB, the author otirovany from the incoming air flow in the flight configuration of a winged gyroplane, rotate the corresponding OEMH, operating from an external energy source in the mode of wind generators and recharge fast-charging batteries located in the respective compartments of the spaced beams and fuselage, is made according to a parallel-serial hybrid technology with an electric drive system, including all OEMs, rechargeable rechargeable batteries, energy converter with power transmission control unit, I connect them and turning off the OEMG and rotary piston engine (RPD) in the APU, switching the generating power and the order of recharging the batteries and equipped with the ability to implement two methods of working with an internal energy source - RPD installed with a gearbox in the rear compartment of the fuselage-nacelle and having a transmission for transferring its power only to the pusher propeller or its distribution to the pusher propeller and to the generator to generate generating electricity at cruising modes of horizontal flight and joint recharging batteries from the generator and all OEMs operating in wind generator mode, providing the necessary flight and recharging modes, an autonomous BUVS control system that includes both an autopilot for independent take-off after selecting and confirming a route and an automatic return system to the departure point, which will turn on in the event that the operator does not respond to requests from the on-board computer, but also tracking systems that identify obstacles that appeared on the flight path and give a command in their automatic circled, and then provide a soft landing at a given point. 2. Авиационный ракетный комплекс с беспилотным ударным вертолетом-самолетом по п. 1, отличающийся тем, что в упомянутой ЭСУ БУВС передняя и задняя пары ОЭМГ имеют отношения их пиковых мощностей к суммарной пиковой электрической мощности ЭСУ соответственно 2/3 и 1/3, а взлетная мощность упомянутого РПД составляет 37,5% от общей мощности ЭСУ, причем упомянутые однолопастные широкохордовые НВ со ступенчатым профилем концевой части на одной третьей радиуса каждой с обратным сужением лопасти, имеющей концевую хорду лопасти в 2,0 раза больше ее корневой хорды и клиновидный профиль с углом α=10° и непрерывной нижней поверхностью, выполнен с верхним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой, имея вогнутые вовнутрь задние кромки лопасти, создают в точке максимальной ее хорды (bmaxHB), совмещенной в уступе-вырезе с меньшей диагональю ромбовидной в плане формы, образующей как конфигурацию профиля ступеньки по ширине и глубине - это соответственно 1/2 от хорды bmaxHB и 2/3 от толщины cmaxHB, так и заостренную законцовку лопасти, имеющую параболическую переднюю кромку и обратной стреловидности заднюю кромку, причем упомянутые телескопические противовесы НВ имеют радиус (rтп) в выдвинутом и втянутом положении соответственно 30% от радиуса НВ и равновеликий радиусу обтекателя втулки НВ, имеющего диаметрально размещенные срезы в виде круговых сегментов, хорды которых равновелики корневым хордам НВ и противовеса, при этом каждый противовес, имеющий корневую и концевую хорды, соответственно равновеликую и в 1,2 раза меньше корневой хорды НВ, выполнен с концевой частью в виде ответного сегмента окружности с диаметром, равновеликим обтекателю втулки НВ, сопрягаемого при его втягивании со срезом кругового сегмента втулки, образуя удобообтекаемую ее округлую в плане форму, причем при выполнении КВП и винтокрылого горизонтального полета консоли КОС и ВСК, имеющие соответственно валовые закрылки и элевоны с корневыми хордами в
Figure 00000003
больше концевых хорд, которые при соответствующем их отклонении преобразуют прямые консоли КОС и ВСК в крылья ХОС с обратным сужением, создающим повышение несущей их способности на винтокрылых режимах полета при их обдуве в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от однолопастных НВ, размещенных в полностью симметричной и синхронно-сбалансированной системе ТРРВ-Х2+2 и работающих совместно с маршевой тягой ОПС-Х1, продольная ось толкающего винта которого размещена по продольной линии, проходящей при виде сбоку выше центра его масс и, следовательно, уменьшает возможность возникновения кабрирующего момента, при этом в стояночной конфигурации БУВС для достижения минимально возможной высоты на колесном шасси лопасть толкающего винта, размещенная и зафиксированная вдоль плоскости симметрии, выполнена складывающейся, а вертикальное стреловидное оперение снабжено возможностью его складывания в одну любую из сторон от плоскости симметрии и его фиксированного размещения над соответствующей межбалочной секцией ВСК, а каждая стойка колесного шасси выполнена телескопической, причем в системе крыльев ХОС, смонтированных с положительным углом ϕ=2,5° поперечного V, первое КОС с ПГО и ВСК имеют 74,34% от общей площади системы крыльев ХОС с ПГО совместно с крыльями-лопастями НВ в самолетной полетной конфигурации, при этом передние и задние однолопастные НВ, закрепленные на выходных валах соответствующих упомянутых ОЭМГ, снабжены на самолетных режимах полета возможностью фиксированной установки их лопастей-крыльев таким образом, что разнесенные по вертикали над соответствующими надкрыльными пилонами левая и правая лопасти-крылья большего размаха передних НВ при виде спереди размещены на одном уровне и ниже соответствующих лопастей-крыльев меньшего размаха задних НВ, размещенных между собой на одном уровне, причем при выполнении ВВП для повышения безопасности на концах законцовок КОС имеются сигнальные огни и датчики сближения, предупреждающие звуковой сиреной о недопустимом приближении с посторонними объектами.2. An aviation missile system with an unmanned attack helicopter-aircraft according to claim 1, characterized in that in the mentioned ECU of the airborne navigation system, the front and rear pairs of OEMs have the ratios of their peak powers to the total peak electric power of the ESAs 2/3 and 1/3, respectively the take-off power of the mentioned RPM is 37.5% of the total power of the ESA, and the aforementioned one-bladed wide-chordous HB with a stepped profile of the end part on one third radius of each with a reverse narrowing of the blade, with the end chord of the blade 2.0 times its root th chord and a tapered profile with an angle α = 10 °, and a continuous lower surface formed with an upper ledge-cut diamond shape in plan, external protruding side of which having a concave inward rear edge of the blade, create a point of maximum of the chord (b maxHB), combined in a ledge-cut with a smaller diagonal rhomboid in terms of shape, forming both the configuration of the step profile in width and depth - this is 1/2 of the chord b maxHB and 2/3 of the thickness c maxHB , respectively , and a pointed tip of the blade having a parabolic anterior chrome ku and reverse sweep the trailing edge, and the said telescopic counterweights HB have a radius (r TP ) in the extended and retracted positions, respectively 30% of the radius of the HB and the radius of the fairing of the hub of the HB having diametrically placed sections in the form of circular segments whose chords are equal to the root chords HB and counterbalance, with each counterweight having a root and end chords, respectively, equal and 1.2 times smaller than the root chord of the HB, is made with the end part in the form of a response segment of circles with a diameter equal-HB fairing sleeve mating by its retraction from the sleeve cut circular segment, forming its streamlined rounded in shape, wherein when the rotorcraft KVP and horizontal flight console CBS and VSC, respectively, having a gross flaps and elevons with root chords in
Figure 00000003
there are more end chords, which, with their corresponding deviation, transform the straight CBS and VSK cantilevers into CWS wings with reverse constriction, creating an increase in their carrying capacity on helicopter flight modes when they are blown in the zone of maximum inductive air flow velocities from uni-blade HBs located in completely symmetrical and synchronously-balanced TRRV-X2 + 2 system and working in conjunction with the OPS-X1 marching thrust, the longitudinal axis of the pushing screw of which is placed along a longitudinal line, which, when viewed from the side, is higher than prices of its masses and, therefore, reduces the possibility of a cabrioque moment, while in the parking configuration of the BUVS, in order to achieve the minimum possible height on the wheeled chassis, the propeller blade located and fixed along the plane of symmetry is made folding, and the vertical arrow-shaped tail is equipped with the possibility of folding any one of the sides of the plane of symmetry and its fixed placement above the corresponding inter-beam section of the VSK, and each rack of the wheeled chassis is made and telescopic, moreover, in the system of CWA wings mounted with a positive angle ϕ = 2.5 ° of the transverse V, the first CBS with PGO and VSK have 74.34% of the total area of the system of wings of CWS with PGO together with the wings-blades of the HB in an airplane flight configurations, while the front and rear single-bladed HB mounted on the output shafts of the respective OEMHs are provided, on airplane flight modes, with the possibility of fixed installation of their wing blades in such a way that they are spaced vertically above the corresponding elytra of the pylon the left and right wing-blades of a larger span of the front HBs, when viewed from the front, are placed at the same level and lower than the corresponding wing-wings of a smaller span of the rear HBs, located at the same level, and when performing GDP to increase safety, there are signal lights at the ends of the CBS tips and proximity sensors warning the sound siren of an unacceptable approach with foreign objects. 3. Авиационный ракетный комплекс с беспилотным ударным вертолетом-самолетом по п. 2, отличающийся тем, что упомянутые клиновидные профили лопастей НВ и непрерывной верхней их поверхности выполнены с нижним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой образуют упомянутый равнобедренный треугольник в плане, выполняющий на левых и правых НВ роль элеронов, снабженных сервоприводом и возможностью их синхронного отклонения в вертикальной плоскости таким образом, что при дифференциальном их отклонении вниз/вверх и вверх/вниз при прохождении лопастей НВ с противоположных правой/левой боковых сторон фюзеляжа, изменяют балансировку по крену соответственно влево и вправо при выполнении ВВП и зависании на вертолетных режимах полета.3. Aircraft missile system with an unmanned attack helicopter-airplane according to claim 2, characterized in that the said wedge-shaped profiles of the airfoil blades and their continuous upper surface are made with a lower ledge-cut diamond-shaped in terms of shape, the outer protruding sides of which form the said isosceles triangle in on the plan, performing on the left and right HB the role of ailerons equipped with a servo drive and the possibility of their synchronous deviation in the vertical plane in such a way that, with their differential deviation down / in up and up / down when passing HB blades from opposite right / left sides of the fuselage, the roll balancing is changed left and right, respectively, when the GDP is fulfilled and hovering in helicopter flight modes. 4. Авиационный ракетный комплекс с беспилотным ударным вертолетом-самолетом по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что упомянутый БУВС, имеющий как радиоканал закрытой связи с наземной мобильной платформой, выполненной в виде транспортно-заряжающей машины (ТЗМ), преимущественно с шестиколесным полноприводным движителем, так и радиолокационную станцию с передатчиком команд, оптико-электронную систему с двухканальным автоматом сопровождения цели и вычислительную систему с блоком автоматики многофункционального пульта управления, обеспечивающего при горизонтальном крейсерском полете самостоятельное нахождение ряда целей, идентификации их и принятие подтвержденного решения от оператора ТЗМ об уничтожении им выбранных, выполнен в виде перевозимого в походной конфигурации со сложенными концевыми частями крыльев при зафиксированных соответствующим образом лопастях соответствующих НВ в грузовом отсеке ТЗМ противотанкового ракетного комплекса (ПТРК), при этом грузовой отсек ТЗМ, снабженный как подъемным ложементом, имеющим возможность перемещения вверх-вниз для фиксированного в нем размещения фюзеляжа БУВС при втянутых упомянутых телескопических стойках его шасси в походно-заряжающей конфигурации, так и откидываемыми боковыми и задним бортами грузового отсека, задний из которых снабжен аппарелями и приводной лебедкой ТЗМ для затаскивания БУВС после вынужденной его посадки на землю с неизрасходованным боекомплектом, а не на горизонтальную взлетную площадку ТЗМ, увеличенную боковыми бортами кузова, для вертикального с ней взлета БУВС с боекомплектом, например, с противотанковыми управляемыми ракетами (ПТУР), размещенными в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), смонтированных по два ТПК с каждой стороны каждого Г-образного при виде сзади балочного держателя, закрепленного с внутреннего борта соответствующей разнесенной балки с возможностью замены пустого на заряженный балочный держатель с ТПК при нахождении БУВС в ложементе ТЗМ и размещении каждого его балочного держателя над позицией разгрузки/загрузки, обеспечивающей как автоматический съем и его опускание в соответствующий боковой магазин системы хранения и перезаряжания ТЗМ на позиции разгрузки, так и выполнения в последнем автоматического перезаряжания, но и последующего затем на позиции загрузки автоматического поднятия каждого заряженного балочного держателя с ТПК к разнесенной балке для его фиксации и закрепления на ней, причем в походном положении БУВС, который фиксируется на специальном подъемном ложементе ТЗМ, расположенном внутри грузового его отсека, имеющего автоматическое как открывание и закрывание боковых и заднего бортов с аппарелями (по необходимости) с помощью соответствующих приводных мини-лебедок, при этом боковые борта в походном положении, выполненные Г-образными, верхние поворотные полки которых, являясь створками крыши, находящейся на одном уровне с крышей корпуса ТЗМ, закрывают сверху грузовой отсек, а при их открывании они автоматически поворачиваются, складываясь с бортом, обеспечивают горизонтальное расположение каждого бокового борта совместно с соответствующей створкой на выдвижных боковых упорах ТЗМ для выполнения вертикального взлета БУВС, жестко удерживаемого фиксаторами ложементов до тех пор, пока его несущая система достигнет необходимого уровня подъемной силы, синхронно и автоматически отключающего работу замков всех фиксаторов.4. Aircraft missile system with unmanned attack helicopter-aircraft according to any one of paragraphs. 1-3, characterized in that the said BUVS having both a closed-circuit radio channel with a ground mobile platform made in the form of a transport-loading machine (TZM), mainly with a six-wheel all-wheel drive propulsion, and a radar station with a command transmitter, an optical-electronic system with a two-channel target tracking automaton and a computer system with an automation unit of a multifunctional control panel, which provides for independent finding of a number of targets during horizontal cruising ntification of them and adoption of a confirmed decision from the operator of the TZM to destroy the selected ones, is made in the form of a wing transported with the end parts of the wings folded with corresponding blades of the corresponding air defense in the cargo compartment of the TZM anti-tank missile system (ATGM), while the cargo compartment of the TZM, equipped as a lifting cradle, with the ability to move up and down for fixed placement of the fuselage BUVS in it with said telescopic racks retracted e about the chassis in the marching-loading configuration, as well as the folding side and rear sides of the cargo compartment, the rear of which is equipped with ramps and a TZM drive winch for pulling the BUVS after it is forced to land on the ground with unexpended ammunition, and not on the horizontal TZM take-off area, increased by the side the sides of the body, for vertical take-off with it BUVS with ammunition, for example, with anti-tank guided missiles (ATGM), placed in transport-launch containers (TPK) mounted on two TPK with each side of each L-shaped, when viewed from the rear, a beam holder fixed from the inner side of the corresponding spaced beam with the possibility of replacing an empty one with a charged beam holder with a TPK when the BUVS are in the TZM lodgement and placing each of its beam holder above the unloading / loading position, which provides both automatic I’ll take it off and lower it into the corresponding side magazine of the storage and reloading system for TZM at the unloading position, and in the last automatic reloading next, at the loading position, the automatic lifting of each charged beam holder from the TPK to the spaced beam for its fixing and fixing on it, moreover, in the stowed position of the BUVS, which is fixed on a special lifting tray TZM located inside its cargo compartment, which has automatic opening and closing the side and rear sides with ramps (if necessary) using the corresponding drive mini-winches, while the lateral sides in the stowed position, made L-shaped, top whose rotary shelves, being the casement of a roof located at the same level with the roof of the TZM case, are closed on top of the cargo compartment, and when they are opened, they automatically rotate, folding with the side, provide a horizontal arrangement of each side wall together with the corresponding casement on the retractable side supports of the TZM for performing a vertical take-off of the BUVS rigidly held by the clamps of the lodgements until its carrier system reaches the required level of lifting force, synchronously and automatically disables all lock clips. 5. Авиационный ракетный комплекс с беспилотным ударным вертолетом-самолетом по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что упомянутая гибридная ЭСУ, питаемая от внутреннего или внешнего источника энергии, обеспечивает два способа функционирования БУВС соответственно как автономного (для крейсерского полета) или как привязного БУВС (для энергозатратного вертикального взлета), связанного посредством автоматического узла стыковки/расстыковки отрывного его разъема через электроразъем бронированного кабеля с плавающей гусеничной ТЗМ, имеющей электроустановку, работающую от вала отбора мощности ее двигателя, и/или встроенный дизельный электроагрегат со средствами накопления и подвода электроэнергии гибким кабелем, размотка/намотка которого при вертикальном стартовом взлете обеспечивается барабаном со следящим электроприводом, установленным в энергетическом отсеке ТЗМ, причем при наборе БУВС стартовой высоты в 50 метров и отлете его вбок от ТЗМ с последующим его барражирующим круговым облетом ТЗМ и зависанием при срабатывании средств его целеуказания с переключением электропитания на внутренний его источник, то происходит расстыковка и вылет БУВС с отделением от его фюзеляжа гибкого кабеля посредством автоматического узла расстыковки, который имеет пиротолкатель, выбрасывающий парашют для его управляемого спуска на поверхность земли с соответствующей автоматической подмоткой кабеля на барабан ТЗМ.5. Aircraft missile system with unmanned attack helicopter-aircraft according to any one of paragraphs. 1-3, characterized in that the said hybrid ESA, powered by an internal or external energy source, provides two ways of functioning of the BUVS, respectively, as autonomous (for cruise flight) or as a tethered BUVS (for energy-intensive vertical take-off), connected through an automatic docking unit / undocking its tear-off connector through the electrical connector of an armored cable with a floating tracked TZM having an electrical installation operating from the power take-off shaft of its engine, and / or an integrated diesel engine the first electrical unit with means for accumulating and supplying electricity with a flexible cable, the unwinding / winding of which with a vertical take-off is provided by a drum with a follow-up electric drive installed in the energy compartment of the TZM, moreover, when a BUVS is set to a starting height of 50 meters and is flown sideways from the TZM with its subsequent barrage circular flight of TZM and hovering when triggered by means of its target designation with switching power supply to its internal source, then there is an undocking and departure BUVS with separation from its flexible cable fuselage by means of an automatic undocking unit that has a pusher ejecting a parachute for its controlled descent to the ground with the corresponding automatic winding of the cable onto the TZM drum. 6. Авиационный ракетный комплекс с беспилотным ударным вертолетом-самолетом по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что упомянутый ТЗМ выполнен в виде стационарной заряжающей станции, смонтированной на стартовоприемной платформе, размещаемой на транспортном средстве, цапример, на автомобильном, железнодорожном или водном, обеспечивающем его установку, транспортирование и функционирование при соответствующем передвижении, при этом в корабельном противолодочном ракетном комплексе (КПЛРК) палубный БУВС, несущий авиационную противолодочную ракету АПР-3Э, оснащен опускаемой гидроакустической системой, состоящей из индикатора акустических сигналов и двух приемников для их приема от гидроакустического буя, их кодирования и передачи по восьмиканальной закрытой связи на корабль для обработки в реальном масштабе времени, и высокочувствительным магнитометром, смонтированными в удлиненном обтекателе вертикального оперения так, что в нижней передней его части установлен магниточувствительный элемент, работающий на расстоянии 30 м от водной поверхности, и снабжен по обе стороны от центра масс в нижней части каждой разнесенной балке швартующим устройством с рычагом ручного управления, имеющим на отклоняемой вниз/вверх телескопической штанге запорный механизм и устройство захвата, контактирующее с ячейками палубной решетки, обеспечивая возможность посадки на корабль при кренах до 25°.6. Aircraft missile system with unmanned attack helicopter-aircraft according to any one of paragraphs. 1-3, characterized in that the said TZM is made in the form of a stationary charging station mounted on a launching platform, placed on a vehicle, for example, on a road, rail or water, providing its installation, transportation and operation with appropriate movement, while ship anti-submarine missile complex (KPLRK) deck-based BUVS, carrying aircraft anti-submarine missile APR-3E, equipped with a lowered sonar system, consisting of aku indicator signals and two receivers for receiving them from a sonar buoy, encoding them and transmitting them via an eight-channel closed connection to a ship for real-time processing, and a highly sensitive magnetometer mounted in an elongated vertical tail fairing so that a magnetically sensitive element is installed in its lower front part operating at a distance of 30 m from the water surface and equipped on both sides of the center of mass in the lower part of each spaced beam with a mooring device with lever ru Foot control having on deflectable up / down telescopic arm locking mechanism and gripping device into contact with the cells of the lattice of the deck, providing the possibility of landing on a ship rolls at 25 °. 7. Авиационный ракетный комплекс с беспилотным ударным вертолетом-самолетом по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что упомянутая стартовоприемная платформа выполнена в виде автомобильного колесного прицепа, буксируемого, например бронеавтомобилем типа "Тигр-М", имеющим свои выдвижные модули вооружения с ПТУР типа "Корнет-Д".7. Aircraft missile system with unmanned attack helicopter-aircraft according to any one of paragraphs. 1-3, characterized in that the aforementioned launching platform is made in the form of an automobile wheeled trailer towed, for example, by an armored vehicle of the Tiger-M type, having its retractable weapons modules with ATGMs of the Kornet-D type.
RU2017122083A 2017-06-22 2017-06-22 Aircraft rocket complex with unmanned attack helicopter-airplane RU2674742C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017122083A RU2674742C1 (en) 2017-06-22 2017-06-22 Aircraft rocket complex with unmanned attack helicopter-airplane

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017122083A RU2674742C1 (en) 2017-06-22 2017-06-22 Aircraft rocket complex with unmanned attack helicopter-airplane

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2674742C1 true RU2674742C1 (en) 2018-12-12

Family

ID=64753333

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017122083A RU2674742C1 (en) 2017-06-22 2017-06-22 Aircraft rocket complex with unmanned attack helicopter-airplane

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2674742C1 (en)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2717280C1 (en) * 2019-03-11 2020-03-19 Дмитрий Сергеевич Дуров Aeronautical reconnaissance-strike system
CN111159815A (en) * 2019-12-24 2020-05-15 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 Method for quickly optimizing plane parameters of airplane wings
CN111625020A (en) * 2020-05-28 2020-09-04 龙刚 Unmanned aerial vehicle meets and hinders dynamic regulation and control device system based on photoelectric monitoring analysis
RU2733678C1 (en) * 2019-06-17 2020-10-06 Дмитрий Сергеевич Дуров Unmanned impact helicopter aircraft
RU2809067C1 (en) * 2022-12-26 2023-12-06 Анатолий Михайлович Криштоп Kryshtop unmanned tiltrotor (kut), way of functioning of bcc and way of functioning of vertical launch device when used with kut

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2007141795A1 (en) * 2006-06-08 2007-12-13 Israel Aerospace Industries Ltd. Unmanned air vehicle system
RU130297U1 (en) * 2013-02-22 2013-07-20 Сергей Викторович Михеев AIRCRAFT COMPLEX OF UNMANNED HELICOPTER
RU2550909C1 (en) * 2014-03-26 2015-05-20 Дмитрий Сергеевич Дуров Multirotor convertible pilotless helicopter
US9598169B1 (en) * 2014-12-03 2017-03-21 Amazon Technologies, Inc. Single blade rotor system for use in a vertical takeoff and landing (VTOL) aircraft
US20170313422A1 (en) * 2016-04-29 2017-11-02 United Parcel Service Of America, Inc. Unmanned aerial vehicle pick-up and delivery systems

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2007141795A1 (en) * 2006-06-08 2007-12-13 Israel Aerospace Industries Ltd. Unmanned air vehicle system
RU130297U1 (en) * 2013-02-22 2013-07-20 Сергей Викторович Михеев AIRCRAFT COMPLEX OF UNMANNED HELICOPTER
RU2550909C1 (en) * 2014-03-26 2015-05-20 Дмитрий Сергеевич Дуров Multirotor convertible pilotless helicopter
US9598169B1 (en) * 2014-12-03 2017-03-21 Amazon Technologies, Inc. Single blade rotor system for use in a vertical takeoff and landing (VTOL) aircraft
US20170313422A1 (en) * 2016-04-29 2017-11-02 United Parcel Service Of America, Inc. Unmanned aerial vehicle pick-up and delivery systems

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2717280C1 (en) * 2019-03-11 2020-03-19 Дмитрий Сергеевич Дуров Aeronautical reconnaissance-strike system
RU2733678C1 (en) * 2019-06-17 2020-10-06 Дмитрий Сергеевич Дуров Unmanned impact helicopter aircraft
CN111159815A (en) * 2019-12-24 2020-05-15 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 Method for quickly optimizing plane parameters of airplane wings
CN111159815B (en) * 2019-12-24 2023-05-23 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 Method for rapidly optimizing plane parameters of aircraft wing
CN111625020A (en) * 2020-05-28 2020-09-04 龙刚 Unmanned aerial vehicle meets and hinders dynamic regulation and control device system based on photoelectric monitoring analysis
CN111625020B (en) * 2020-05-28 2023-11-24 国网福建省电力有限公司莆田供电公司 Unmanned aerial vehicle meets and hinders dynamic regulation and control device system based on photoelectricity monitoring analysis
RU2809067C1 (en) * 2022-12-26 2023-12-06 Анатолий Михайлович Криштоп Kryshtop unmanned tiltrotor (kut), way of functioning of bcc and way of functioning of vertical launch device when used with kut
RU2815129C1 (en) * 2023-03-28 2024-03-11 Анатолий Михайлович Криштоп Krishtop hybrid aircraft (ha) and method of functioning of ha (versions)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5145129A (en) Unmanned boom/canard propeller v/stol aircraft
RU2674742C1 (en) Aircraft rocket complex with unmanned attack helicopter-airplane
RU2527248C1 (en) Drone with hybrid power plant (versions)
CN105473443A (en) Convertiplane with new aerodynamic and technical solutions which make the aircraft safe and usable
RU2684160C1 (en) Deck-based aircraft unmanned anti-submarine complex (dauac)
CN103043214A (en) Folding type unmanned plane
RU2650257C1 (en) Air-transformer, converted into the car
CN108945434B (en) Ground effect aircraft
RU2721808C1 (en) Surface-submerged ship with deck air strike complex
US20200354050A1 (en) Convertiplane
RU2706295C2 (en) Anti-ship missile system with flying rockets robot-carrier and method for use thereof
RU2582743C1 (en) Aircraft vertical take-off system
RU2550909C1 (en) Multirotor convertible pilotless helicopter
RU181026U1 (en) Multipurpose Unmanned Aerial Vehicle
RU2542805C1 (en) Vtol aircraft with hybrid power plant
RU2534676C1 (en) Cryogenic turbo-electric stol aircraft
CN203020540U (en) Folding unmanned aerial vehicle
RU2710317C1 (en) Air missile system with an unmanned percussive aircraft helicopter
RU2643063C2 (en) Unmanned aircraft complex
RU2748623C1 (en) Small-sized unmanned aircraft system
RU2532672C1 (en) Heavy convertible electric drone
RU2370414C1 (en) Multipurpose helicopter airplane with remote control
RU2720592C1 (en) Adaptive airborne missile system
RU2529568C1 (en) Cryogenic electrical convertiplane
RU2579235C1 (en) Light convertible high-speed helicopter

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190623