RU2706295C2

RU2706295C2 - Anti-ship missile system with flying rockets robot-carrier and method for use thereof

Info

Publication number: RU2706295C2
Application number: RU2018108792A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Дуров
Original assignee: Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date: 2018-03-12
Filing date: 2018-03-12
Publication date: 2019-11-15
Also published as: RU2018108792A; RU2018108792A3

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, particularly, to the design of unmanned aerial vehicles and anti-ship missile systems using these aircraft. Anti-ship missile system (ASMS) is equipped with at least two unmanned reactive aircrafts-helicopters (UNAH), which are returned to APAL helicopter pad, having both two-rotor coaxial bearing system (TRCBS), which includes in TRCBS-X2 two single-blade rotors (R) with profiled counterweights, providing creation of vertical thrust only at vertical and short take-off/landing (STO and SL) or in transition modes of flight, and two turbojet dual-path engines (TDPE) in common stern nacelle. Air intake inlet device is equipped with controlled different-size flaps arranged under lower or above upper inclined formed air duct channel, so that large of them deflects into channel, and smaller - outside depending on flight speed. TDPE have jet nozzles with thrust vector control (TVC) in the lifting and running system (LRS) and front output of the longitudinal shafts from their turbines for power take-off via the clutch to the coaxial HB reducer mounted at the front on the flight from the centre of mass.

EFFECT: higher payload, flight range, probability of target hitting.

5 cl, 1 dwg, 1 tbl

Description

Изобретение относится к средствам военной техники и может быть применено в конструкции противокорабельных ракетных комплексов, использующих беспилотные реактивные самолеты-вертолеты с соосными несущими винтами (НВ), обеспечивающими вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и турбореактивными двигателями с управляемым вектором тяги для горизонтального полета при втянутой колонке валов НВ, лопасти-крылья с втянутыми телескопическими противовесами которых зафиксированы возле центра масс с углом стреловидности χ=23° по задней их кромке так, что образуют над стреловидным крылом схему продольного триплана-биплана с обеспечением последующего свободного вращения НВ над фюзеляжем, имеющим в бомбоотсеке авиационные противокорабельные ракеты, но и трансформируемые после их посадки на корабль-носитель в походную конфигурацию посредством соответствующего складывания лопастей НВ, консолей крыла и килей V-образного оперения для их перевозки в ангаре на ложементе заправляющей топливом и заряжающей боекомплектом станции, например, атомной подводной авианесущей лодке.The invention relates to military equipment and can be used in the construction of anti-ship missile systems using unmanned airliners-helicopters with coaxial rotors (HB), providing vertical and short take-off / landing (GDP and KVP), and turbojet engines with a controlled thrust vector for horizontal flight with retracted column of HB shafts, wing-blades with retracted telescopic counterweights of which are fixed near the center of mass with a sweep angle χ = 23 ° along the rear and the edge so that they form a longitudinal triplane-biplane diagram above the swept wing with the subsequent free rotation of the HB over the fuselage, which has aircraft anti-ship missiles in the bomb bay, but which can also be transformed after landing on the carrier ship into the marching configuration by appropriate folding of the HB blades and wing consoles and keels of the V-shaped plumage for their transportation in a hangar on a lodgement with a fueling station and an ammunition loading station, for example, an atomic submarine aircraft carrier.

Известен самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) F-35V (США), содержащий высокорасположенное крыло, консоли которого снабжены боковыми соплами, создающими наравне с передним подъемным вентилятором вертикальную тягу, имеет турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, муфтой сцепления, приводным валом, редуктором привода подъемного вентилятора с поворотными створками, хвостовое двухкилевое оперение.Famous aircraft vertical take-off and landing (VTOL) F-35V (USA), containing a highly located wing, the console of which is equipped with side nozzles that create a vertical thrust along with the front lift fan, has a turbojet two-circuit engine (turbofan) with a nozzle that changes the jet thrust vector, clutch, drive shaft, gearbox of the drive of the lifting fan with pivoting wings, tail twin-tail unit.

Признаки, совпадающие - силовая установка СВВП F-35V включает форсажный ТРДД, выполненный на базе двигателя F119, имеет модуль основного поворотного сопла, муфту сцепления, основной приводной вал, редуктор привода подъемного вентилятора и расположенные в крыле воздухоотводящие каналы с регулирующими расход воздуха соплами, предназначенными для осуществления 17 кН подъемной тяги и управления самолетом по крену. На режиме ВВП мощность от ТРДД передается к продольному валу длиной около 1,8 м, приводящему через муфту сцепления подъемным вентилятором, который преобразовывает переданную ему валом мощность в 21600 кВт в тягу, примерно равную 89 кН. В состав форсажного ТРДД входит реактивное сопло с управляемым вектором тяги, которое поворачивается для направления выходящей из двигателя струи газов назад вдоль оси СВВП или вниз при ВВП, а выходящий при этом из подъемного вентилятора поток воздуха с регулируемыми створками, которые придают воздушному потоку нужное продольное направление.Signs that coincide - the F-35V VTOL propulsion system includes an afterburning turbofan engine made on the basis of the F119 engine, has a main rotary nozzle module, a clutch, a main drive shaft, a lift fan drive gearbox and air exhaust ducts located in the wing with nozzles for regulating air flow for the implementation of 17 kN lifting thrust and aircraft control roll. In the GDP mode, the power from the turbojet engine is transmitted to a longitudinal shaft of about 1.8 m in length, which drives a clutch fan through the clutch, which converts the power transmitted to it by the shaft of 21,600 kW into a thrust of approximately 89 kN. The afterburning turbojet engine includes a jet nozzle with a controlled thrust vector, which is rotated to direct the gas jet leaving the engine back along the VTOL axis or downward with GDP, while the air stream leaving the lift fan with adjustable flaps that give the air flow the desired longitudinal direction .

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что заднее расположение ТРДД с его поворотным соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, имеет для отбора взлетной его мощности передний вывод вал посредством редуктора и муфты сцепления на подъемный вентилятор, что предопределяет за кабиной пилота в конструкции фюзеляжа две верхнюю и нижнюю раскрываемые створки подъемного вентилятора, оснащенного также сложной системой отклонения его воздушного потока в продольном направлении, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что размещение за кабиной пилота ниши подъемного вентилятора диаметром 1,27 м предопределяет слишком широкий и толстый фюзеляж и, как следствие, большая площадь миделя, что создает дополнительное лобовое сопротивление и ухудшения ЛТХ. Третья - это то, что для режима ВВП и зависания имеется двойная раздельная система создания вертикальной тяги и продольно-поперечной подъемной силы (ТРДД с поворотным соплом, подъемный вентилятор и подкрыльные сопла), что неизбежно ведет к утяжелению и уменьшению весовой отдачи, т.к. при горизонтальном его полете подъемный вентилятор и рулевые боковые сопла, увеличивая паразитную массу, бесполезны. Кроме того, использование форсажного режима работы ТРДД при ВВП приводит к увеличению удельного расхода топлива на 46% и ухудшению показателей дальности полета, а бесфорсажного - ограничивает скорость полета до 950 км/ч.Reasons that impede the task: the first is that the rear location of the turbofan engine with its rotary nozzle that changes the jet thrust vector has a front output shaft with a gearbox and clutch for a lifting fan to take off its power, which determines the design behind the cockpit the fuselage has two upper and lower disclosed folds of a lifting fan, also equipped with a complex system for deflecting its air flow in the longitudinal direction, which complicates the design. The second one is that placing a niche of a lifting fan with a diameter of 1.27 m behind the cockpit predetermines a too wide and thick fuselage and, as a result, a large midship area, which creates additional drag and deterioration of the performance characteristics. The third one is that for the regime of GDP and freezing, there is a double separate system for creating vertical thrust and longitudinal-transverse lifting force (turbofan engine with a rotary nozzle, a lifting fan and wing nozzles), which inevitably leads to a heavier and smaller weight return, because . with its horizontal flight, the lifting fan and steering side nozzles, increasing the parasitic mass, are useless. In addition, the use of the afterburner mode of operation of the turbofan engine with GDP leads to an increase in specific fuel consumption by 46% and a deterioration in flight range indicators, and afterburner limits the flight speed to 950 km / h.

Известен комплекс для поражения подводных лодок (ПЛ) на больших дальностях, патент RU 2371668 С2, выполненный в виде баллистической ракеты (БР), в носовой части которой под сбрасываемым обтекателем размещена крылатая ракета (КР); БР содержит аэродинамические поверхности с приводами и разгонный двигатель для обеспечения доставки КР на дальность стрельбы к району расположения цели. Для экономичного полета в атмосфере КР состыкована с разгонным двигателем посредством устройства отделения, выполнена с возможностью полета в районе расположения ПЛ-цели и содержит отделяемую боевую часть (БЧ) подводного действия и отделяемый радиогидроакустический буй; система управления КР снабжена аппаратурой для приема информации от радиогидроакустического буя по радиоканалу о местонахождения цели. В соответствии с командами, осуществляющими поиск цели, ее обнаружение, сближение с целью и ее поражение путем подрыва БЧ. После чего БР-носитель продолжает полет с работающим двигателем, уводя ее от места приводнения БЧ подводного действия, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сама же одноразовая БР уходила из района приводнения БЧ и самоликвидировалась.A known complex for hitting submarines (PL) at long ranges, patent RU 2371668 C2, made in the form of a ballistic missile (BR), in the bow of which is placed a winged missile (CD) under the discarded fairing; The BR contains aerodynamic surfaces with drives and an accelerating engine to ensure delivery of the RC to the firing range to the target area. For an economical flight in the atmosphere, the Kyrgyz Republic is docked with an accelerating engine by means of a separation device, configured to fly in the area of the PL target and contains a detachable underwater warhead (warhead) and a detachable sonar buoy; the control system of the Kyrgyz Republic is equipped with equipment for receiving information from a radio-acoustic buoy via radio channel about the location of the target. In accordance with the teams searching for the target, its detection, rapprochement with the target and its defeat by undermining the warhead. After that, the BR carrier continues the flight with the engine running, leading it away from the splashdown point of the underwater warhead so as not to interfere with its homing system. The disposable BR itself left the warhead splash area and self-destructed.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является противолодочный ракетный комплекс (ПКРК) "Super Icara" (Великобритания), используемый с пускового устройства (ПУ) корабля- или истребителя-носителя (КН или ИН) одноразовую крылатую ракету-носитель (ОКРН), имеющую фюзеляж, несущее крыло с хвостовым оперением, турбореактивный двигатель, бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую автономное (АУ) и дистанционное (ДУ) или телемеханическое управление (ТМУ) с командного пункта (КП) КН, бортовой источник питания, отделяемую авиационную противолодочную ракету (АПР), состыкованную посредством узла отделения с ОКРН и предназначенную для поражения подводной лодки (ПЛ).Closest to the proposed invention is the anti-submarine missile system (SCRC) "Super Icara" (United Kingdom), used from the launcher (PU) of the ship or carrier fighter (KH or IN) a single-use cruise carrier rocket (OKRN) having a fuselage, tail wing, turbojet engine, onboard control system (BSU), providing autonomous (AU) and remote (DU) or telemechanical control (TMU) from the command post (KP) KN, onboard power supply, detachable aviation counter a single missile (APR), docked by means of a separation unit with a missile launcher and designed to destroy a submarine.

Признаки, совпадающие - габариты ПКРК без корабельного ПУ: длина 3,42 м, размах крыльев 1,52 м, высота 1,57 м. Боевая часть: малогабаритная самонаводящаяся противолодочная торпеда (Мк 44 или Мк 46). Летные характеристики: максимальная и минимальная высота полета соответственно 300 м и 15-20 м. Ввиду значительного веса КР с торпедой Mk.44 составляющего 1480 кг (при массе в 13% целевой нагрузки - торпеды 196 кг, ее длине 2,57 м и диаметре 324 мм) и малых дальности 24 км и скорости полета 140-240 м/с, а боевой части (торпеды - 30 узлов и дальность хода 5 км).Signs that coincide - the dimensions of the anti-ship missile launcher without ship launchers: length 3.42 m, wingspan 1.52 m, height 1.57 m. Warhead: small homing anti-submarine torpedo (Mk 44 or Mk 46). Flight characteristics: maximum and minimum flight altitudes, respectively, 300 m and 15-20 m. Due to the significant weight of the RS with a torpedo Mk.44 of 1480 kg (with a mass of 13% of the target load, torpedoes are 196 kg, its length is 2.57 m and diameter 324 mm) and short ranges of 24 km and a flight speed of 140-240 m / s, and of the warhead (torpedoes - 30 knots and a range of 5 km).

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что пуск дозвукового ОКРН осуществлялся в направлении, максимально приближающем к цели сбрасываемую торпеду. Данные о местоположении цели поступали от гидроакустической системы (ГАС) надводного корабля-носителя, другого корабля или противолодочного вертолета. На основании этой информации происходит постоянное обновление данных об оптимальной зоне сброса торпеды в компьютере системы управления стрельбой, который затем передавал их через радиокомандную систему управления на ОКРН в полете. По прибытии ОКРН в район нахождения цели торпеда (самонаводящаяся МГТ Мк 44, полу утопленная с подфюзеляжным ее расположением в корпусе ОКРН по радиокоманде отделялась, спускалась на парашюте, входила в воду и начинала поиск ПЛ-цели. После чего ОКРН продолжает полет с работающей СУ, уводя ее от места приводнения самонаводящейся МГТ, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сам же одноразовый ОКРН уходил из района и самоликвидировался.Reasons that impede the task: the first is that the launch of the subsonic OSRN was carried out in the direction as close as possible to the target dropped torpedo. The target location data came from the sonar system (GAS) of the surface carrier ship, another ship or anti-submarine helicopter. Based on this information, the data on the optimal torpedo drop zone is constantly updated in the computer of the firing control system, which then transmitted them through the radio command control system to the flight control system in flight. Upon arrival of the missile launcher in the target area, the torpedo (self-guided MGT Mk 44, half recessed with its ventral position in the missile launcher housing, detached by radio command, descended by parachute, went into the water and began to search for the target submarine. leading her away from the splash-down site of the homing MGT so as not to interfere with her homing system, while the one-time OCD was leaving the area and self-destructing.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном корабельном ПКРК "Super Icara" (Великобритания) увеличения полезной нагрузки и весовой отдачи, повышения скороподъемности и дальности полета, увеличения вероятности поражения подводной цели, расположенной на большой дальности, достижения возможности барражирующего продолжительного полета в районе предполагаемого местонахождения подводной цели и атаковать ее в режиме зависания, а также возможности возврата на вертолетную площадку КН для повторного использования и трансформации в походную конфигурацию для перевозки по воде или под водой в грузовом отсеке на ложементе надводного или подводного авианесущего КН.The present invention solves the problem in the aforementioned known shipboard SCRC "Super Icara" (UK) to increase payload and weight, increase climb rate and range, increase the likelihood of hitting an underwater target located at long range, to achieve the possibility of barrage of long flight in the area of the intended location submarine target and attack it in hover mode, as well as the possibility of returning to the helipad KN for reuse formation in hiking configuration for transportation of the water or under water in the cargo hold on the cradle surface or submarine aircraft carrier SC.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного ПКРК "Super Icara", используемого с КН, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он оснащен, по меньшей мере, двумя возвращаемыми на вертолетную площадку КН беспилотными реактивными самолетами-вертолетами (БРСВ), имеющими как двухвинтовую соосно-несущую систему (ДСНС), включающую в ДСНС-Х2 два однолопастных несущих винта (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, так и два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) в общей кормовой мотогондоле, входное устройство ее воздухозаборника снабжено управляемыми разновеликими створками, размещенными под нижним или над верхним наклонно образованным каналом воздуховода, так что большая из них отклоняется во внутрь канала, а меньшая - наружу в зависимости от скорости полета и имеющих реактивные сопла с управлением вектора тяги (УВТ) в подъемно-маршевой системе (ПМС) и передний вывод продольных валов от их турбин для отбора мощности через муфту сцепления на соосный редуктор НВ, смонтированный спереди по полету от центра масс на расстоянии обратно пропорциональном между приложения подъемной силы и вертикальной реактивной тяги соответственно НВ и ПМС-R2, но и выполненными по аэродинамической схеме продольного триплана, снабженного низко или высокорасположенным передним горизонтальным оперением (ПГО) с рулями высоты, среднерасположенным стреловидным крылом (ССК) с клиновидным профилем и внешними элеронами и V-образным оперением с рулями направления на его стреловидных килях, отклоненных наружу от плоскости симметрии под углом 43°, и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и реактивной ПМС-R2 в соответствующий крылатый автожир для барражирующего продолжительного полета или трансзвуковой самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с широкохордовыми НВ, работающими на режимах их авторотации или несущих их лопастей-крыльев с втянутыми телескопическими противовесами НВ, когда НВ остановлены и их лопасти-крылья зафиксированы с углом стреловидности χ=23° по задним их кромкам так, что образуют с ССК схему биплан и направлены наружу от оси симметрии, увеличивая площадь и несущую способность ССК, но и обратно, при этом при корабельном или воздушном базировании БРСВ в походно-транспортной на шасси или с убранным шасси в полетно-транспортной конфигурации соответственно с втянутыми верхним или верхним с нижним телескопическими валами в колонке валов его НВ, лопасти-крылья которых зафиксированы их законцовками вдоль оси симметрии назад по полету и размещены над фюзеляжем или уложены в верхней нише фюзеляжа с автоматически раздвигаемыми/сдвигаемыми двумя роль створками, размещенными в центральной части и на удобообтекаемом возвышении фюзеляжа, обеспечивающим свободное в нем размещение сложенных НВ, причем перед или после пуска БРСВ для самолетных режимов полета в бипланной схеме несущих поверхностей его ССК имеет как размах меньший в 1,3 раза размаха зафиксированных лопастей-крыльев НВ, задние кромки которых размещены при виде сверху параллельно передним кромкам ПГО и ССК, так и возможность синхронного раскрывания консолей ССК и ПГО в плоскости соответствующих их хорд назад по полету на узлах поворота, размещенных в корневых частях возле передней или задней их кромок, смонтированных соответственно по оси симметрии или по обе стороны от нее с их консолями, размещенными ярусно или в горизонтальной плоскости, но и укладываемых в соответствующие фюзеляжные боковые ниши с автоматически раскрываемыми/закрываемыми створками в походно-транспортную конфигурацию, уменьшающую в 6,29-9,35 раза стояночную площадь от взлетной его площади наравне и при поочередно сложенных концевых частей килей V-образного оперения вовнутрь к оси симметрии и размещенных при виде сбоку над верхней поверхностью задней клиновидной или трапециевидной части без обтекателя фюзеляжа, но и при соответствующем размещении по оси симметрии лопастей НВ, при этом в самолетной конфигурации ярусное размещение консолей ССК одна над другой предопределяет при виде спереди расположение левой его консоли выше правой, причем стреловидное ПГО, имеющее как меньшую его площадь, составляющую 11,4% от суммы площадей ССК и лопастей-крыльев НВ, так и в свою очередь меньшую площадь, составляющую 25,0% от площади ССК, при этом скошенные боковые стороны верхней и нижней частей фюзеляжа, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют шестигранную конфигурации при виде сзади с острыми боковыми линиями, непрерывно распространяющимися от носа до хвоста, располагаясь под нижними или над верхними поверхностями ССК, при этом на режимах ВВП и зависания однолопастные НВ, обдувающие соответствующие реактивные сопла бесфорсажных ТРДД с УВТ в ПМС-R2, выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и противовесов, но и создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между верхним и нижним соосными НВ, вращающимися при виде сверху соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что наступающие лопасти НВ создают более плавное обтекание воздушным потоком фюзеляжа, причем каждый трапециевидный подфюзеляжный киль, размещенный при виде спереди вертикально вниз или наружу, имеет на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, используемые при вертикальной посадке.Distinctive features of the present invention from the above-mentioned well-known SCRC "Super Icara" used with the SC, which is closest to it, are the fact that it is equipped with at least two unmanned jet helicopters (BRSV) returned to the helicopter landing pad, having as a twin-screw coaxial-bearing system (DSNS), which includes in the DSNS-X2 two single-blade rotors (HB) with profiled counterweights, providing the creation of vertical thrust only during vertical and short take-off / landing (GDP and KVP) or in transitional flight modes, as well as two turbojet double-circuit engines (turbojet engines) in the common stern engine nacelle, the inlet of its air intake is equipped with controllable different-sized flaps located under the lower or above the upper oblique formed air duct, so the larger one deviates inward of the channel, and the smaller outward depending on the flight speed and having jet nozzles with thrust vector control (UHT) in the lift-march system (PMS) and the front output of the longitudinal shafts from their turbines in for power take-off through a clutch onto an HB coaxial gearbox mounted in front of the flight from the center of mass at a distance inversely proportional between the application of lifting force and vertical thrust, respectively, of HB and PMS-R2, but also performed according to the aerodynamic design of a longitudinal triplane equipped with a low or highly located front horizontal tail (PGO) with elevators, mid-located swept wing (SSK) with a wedge-shaped profile and external ailerons and a V-shaped plumage with rudders flying on its arrow-shaped keels, deflected outward from the plane of symmetry at an angle of 43 °, and with the possibility of converting its flight configuration after performing the KVP or GDP technology from a rotorcraft or helicopter with DSNS-X2 and a jet PMS-R2 into the corresponding winged gyroplane for a long flight or a transonic aircraft at maximum or normal take-off weight, respectively, with wide-chord HB operating at autorotation modes or wing-blades supporting them with telescopic counterparts retracted NVs themselves, when NVs are stopped and their wing-blades are fixed with a sweep angle χ = 23 ° along their rear edges so that they form a biplane with a SSC and are directed outward from the axis of symmetry, increasing the SSC’s area and bearing capacity, but also vice versa in case of ship or air based BRSV in traveling-transported on the chassis or with the retracted landing gear in the flight-transport configuration, respectively, with retracted upper or upper with lower telescopic shafts in the column of shafts of its HB, the wing-wings of which are fixed to their end along the axis of symmetry backward in flight and placed above the fuselage or stacked in the upper fuselage niche with automatically folding / sliding two-way wings located in the central part and on the streamlined elevation of the fuselage, providing free placement of folded aircraft in it, before or after launch for aircraft flight regimes in the biplane diagram of the bearing surfaces, its SSC has a span of less than 1.3 times the span of the fixed HB wing blades, the trailing edges of which are placed when viewed from above allele to the leading edges of the SSC and SSC, and the possibility of simultaneously opening the consoles of the SSC and PGO in the plane of their chords backward along the flight at the turning nodes located in the root parts near their front or rear edges mounted respectively on the axis of symmetry or on both sides of it with their consoles placed in tiers or in a horizontal plane, but also stacked in the corresponding fuselage side niches with automatically opening / closing sashes in a travel-transport configuration that reduces 6.29-9.35 times the parking area from its take-off area on an equal footing and with alternately folded end parts of the keels of the V-shaped plumage inward to the axis of symmetry and placed when viewed from the side above the upper surface of the rear wedge-shaped or trapezoidal part without a fairing of the fuselage, but also with corresponding placement along the axis of symmetry of the HB blades, while in the aircraft configuration, the tiered arrangement of the SSK consoles one above the other determines, from the front, the location of its left console above the right one, and the swept-shaped PGO having to its smaller area, which is 11.4% of the total area of the SSC and the wing blades of the HB, and in turn the smaller area, which is 25.0% of the area of the SSC, while the beveled sides of the upper and lower parts of the fuselage the dispersion area, form a hexagonal configuration when viewed from the back with sharp lateral lines continuously extending from the nose to the tail, located under the lower or over the upper surfaces of the SSC, while in the regimes of GDP and hovering one-bladed HBs blowing the corresponding reactants the main nozzles of the afterburning turbofan engines with air-blast in the ПМС-R2 are made without controlling the cyclic change of their pitch and with rigid fastening of their blades and counterweights, but also of creating full compensation of the reaction torques from the HB with the opposite direction of rotation between the upper and lower coaxial HB rotating at top view, respectively, clockwise and counterclockwise so that the advancing HB blades create a smoother flow around the fuselage air flow, with each trapezoidal fuselage keel placed in the form of a sp mong vertically downwards or outwards, it has at the front ends of their endings IR emitters and cameras, used for vertical landing.

Кроме того, у БРСВ упомянутые ТРДД с УВТ имеют реактивные круглые сопла, создаваемые посредством их синхронного отклонения поперечным валом с гидроприводом в продольных вертикальных плоскостях, параллельно размещенных плоскости симметрии, на угол до 95° вниз или обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета, смонтированы между хвостовых балок, при этом упомянутые однолопастные НВ выполнены 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 или верхней поверхностью, выполнен соответственно с верхним или нижним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой, имея вогнутые во внутрь задние кромки лопасти, создают в точке максимальной ее хорды (b_maxHB), 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 b_maxHB и 2/3 от толщины c_maxHB, так и заостренную законцовку лопасти, имеющую параболическую переднюю кромку и обратной стреловидности заднюю кромку, причем внешние выступающие стороны ромбовидной в плане формы образуют равнобедренный треугольник в плане, выполняющий на лопастях с полужестким их креплением роль рулевых поверхностей, имеющих сервопривод и возможность на режимах ВВП и зависания их синхронного отклонения в вертикальной плоскости так, что при дифференциальном их отклонении вниз/вверх и вверх/вниз и прохождении при этом лопастей НВ с противоположных правой/левой сторон фюзеляжа, изменяют балансировку по крену соответственно влево и вправо, но и синфазном их отклонении вниз/вверх при прохождении лопастей НВ над кормовой частью фюзеляжа, изменяют балансировку по тангажу соответственно пикирующий и кабрирующий моменты, при этом упомянутые телескопические противовесы НВ имеют радиус (г_тп) во втянутом или выдвинутом положении соответственно равновеликий радиусу обтекателя втулки НВ, имеющего диаметрально размещенные срезы в виде круговых сегментов, хорды которых равновелики корневым хордам НВ и противовеса, или 30% от радиуса НВ, причем 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 круглую в плане форму.In addition, for the BRVS, the aforementioned turbojet engines with high-voltage turbochargers have jet round nozzles created by synchronously deflecting them with a hydraulic transverse shaft in longitudinal vertical planes parallel to the plane of symmetry, at an angle of up to 95 ° down or up, respectively, in the GDP, freezing or horizontal flight, mounted between the tail beams, while the said single-blade HB made with a stepped profile of the end part on one third of the radius of each with a reverse narrowing of the blade, having the main chord of the blade is 2.0 times larger than its root chord and the wedge-shaped profile with an angle of α = 10 ° and a continuous lower or upper surface, made respectively with an upper or lower ledge-cut diamond-shaped in terms of shape, the outer protruding sides of which, having a concave inward, the trailing edges of the blade create at its maximum chord point (b _maxHB ), combined in a ledge-cut with a smaller diagonal diamond-shaped in terms of shape, forming as a configuration of the step profile in width and depth - this is 1/2 of the b _maxHB and 2 chords, _respectively / 3 from the thickness c _maxHB , and the pointed tip of the blade, having a parabolic leading edge and backward sweep, the rear edge, and the outer protruding sides of the rhomboid in terms of shape form an isosceles triangle in plan, performing on the blades with their semi-rigid fastening the role of steering surfaces having a servo-drive and the ability to GDP regimes and their synchronous deviations hanging in the vertical plane so that with their differential deviation down / up and up / down and the passage of the NV blades with opposite the right / left sides of the fuselage, change the roll balancing to the left and right, respectively, but also their in-phase deviation down / up when the HB blades pass over the aft part of the fuselage, change the pitch balance, respectively, diving and cabling moments, while the mentioned telescopic HB counterweights the radius (g _TP ) in the retracted or extended position, respectively, is equal to the radius of the fairing of the sleeve NV, having diametrically placed sections in the form of circular segments, the chords of which are equal to to the NV chord and counterbalance chords, or 30% of the HB radius, each counterweight having the root and end chords, respectively, equal and 1.2 times smaller than the HB root chord, made with the end part in the form of a mating segment of a circle with a diameter equal to the fairing of the HB sleeve mating when it is retracted with a slice of the circular segment of the sleeve, forming its streamlined round shape in plan.

Кроме того, на режимах ВВП и зависания БРСВ каждый упомянутый его ТРДД выполнен с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе свободной мощности на привод НВ в ДСНС-Х2, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги в ПМС-R2 между плоских сопел ТРДД, размещенных между килей V-образного оперения, позволяющего экранировать ТРДД с плоскими соплами, смонтированными сверху над гребенчатой поверхностью с термопоглощающим слоем хвостовой части фюзеляжа, имеющей между концами хвостовых балок пилообразную в плане заднюю ее кромку, при этом каждый упомянутый ТРДД с переходником 29, обеспечивающим как управление площадью критического и выходного многоугольных сечений его сопла в суживающейся или расширяющейся частях, так и плавное удобообтекаемое изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное плоское сопло, снабженное и нижней граненной стенкой 30, имеющей при виде сзади V-образную конфигурацию, и верхней створкой 31, состоящей из синхронно отклоняемых между вертикальных боковых стенок 28 вниз двух ее частей прямоугольной 32 и пятиугольной 33 формы в плане соответственно на углы 22,5° и 22,5°, но и вокруг первой 34 и второй 35 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 31 соприкасается с нижней граненной стенкой 30, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней створки 31, так и на ее V-образных гранях люк с двумя прямоугольными в плане передними 36 и двумя трапециевидными в плане задними 37 разновеликими по площади створками, имеющими на противоположных сторонах пятиугольного в плане люка узлы поворота, создающие автоматическое синхронное отклонение отвесно вниз с одновременным поворотом вниз верхней створки 31 так, что две передние меньшие 36 из них отклоняются по полету, а две задние большие 37 - против полета, образующее пятиугольное с незамкнутыми передней и задней боковыми поверхностями выходного устройства ТРДД площадь и ширина которого равновелики соплу пятигранной формы переходника 29, создающее соответствующее отклонение вектора реактивной тяги с горизонтального на вертикальное, но и обратно, причем диагонально расположенная пара передней прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 граненных створок каждого ТРДД, имеющих на нижних их сторонах треугольные 38 при виде сзади концевые части, выполненные с отгибом, угол которого равновелик углу между граней нижней створки 30 и создающие при их первоочередном отклонении вниз перед открыванием диагонально размещенных других плоских прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 створок непрерывные переднюю и заднюю боковые поверхности пятиугольного выходного устройства, при этом синхронное отклонение прямоугольной 32 и пятиугольной 33 частей верхней створки 31 вниз на 22,5°+7,5° или 22,5°+22,5° с одновременным открыванием попарно трапециевидных створок люка, отклоняемых вниз створок по полету 36 или против 37, образуя их наклон к горизонтали под углом 45°, обеспечивают возможность выполнения короткого взлета или посадки с коротким пробегом соответственно посредством создания наклонно-горизонтальной реактивной тяги или реверса горизонтальной тяги, причем снизу хвостовой части фюзеляжа под гребенчатой поверхностью вдоль оси симметрии размещен упомянутый обтекатель, имеющий на его конце отсек с выдвижной штангой магнитометра и в нижней его нише с открываемыми створками опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции при барражирующем его полете, при этом в полетной конфигурации крылатого автожира с авторотирующими НВ при барражирующем полете БРСВ, несущего АПР и противокорабельную ракету (ПКР), обеспечивает соответствующую борьбу с подводной лодкой (ПЛ) и надводным кораблем (НК), причем опускаемая гидроакустическая система, состоящая из индикатора акустических сигналов и двух приемников для их приема от гидроакустического антенны, их кодирования и передачи по восьмиканальной закрытой связи на КН для обработки в реальном масштабе времени, и высокочувствительным магнитометром, имеющим магниточувствительный элемент, работающий на расстоянии 30 м от водной поверхности, и связанным с БСУ БРСВ, предусматривающей выдачу команд на включение в расчетной точке магнитометра и на управление после срабатывания магнитометра при обнаружении ПЛ-цели, но и регистрации в запоминающем устройстве БСУ координат точки обнаружения ПЛ-цели при передаче на КН и его КП, при этом БРСВ имеет как радиоканал закрытой связи с КН, представляющим собой атомную подводную авианесущую лодку (АПАЛ), 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 ПЛ-цели, идентификации ее и принятие подтвержденного решения от оператора АПАЛ об уничтожении им выбранных, но и возможность его транспортирования в ангаре АПАЛ и походной его конфигурации со сложенными соответствующим образом ПГО, ССК и лопастями упомянутых однолопастных НВ, причем прочная рубка, снабженная за ней и спереди комплексами соответственно двумя побортно зенитными «Дуэт» и зенитным ракетно-артиллерийским "Панцирь-М", убирающимися в походном подводном положении в контейнеры внутри легкого корпуса, оснащена вдоль продольной оси корпуса в ее продолжение задним авиационным прочным ангаром для размещения в нем на стационарных V-образных в плане ложементах, фиксирующих колеса шасси, по меньшей мере, двух расположенных тандемом БРСВ, имеющим с его заднего торца автоматически раскрываемые соответствующие прочные люки, при этом прочный ангар снабжен выдвижным столом-спутником, имеющим телескопическую стойку-ложемент, фиксирующую зажимами носовую подфюзеляжную часть БРСВ, и возможность при поднятой стойке-ложементе с носовой его опорой переднего колеса, зафиксированной на ложементе стола-спутника, буксирования на задних колесах по оси симметрии АПАЛ вперед-назад БРСВ при зафиксированных его НВ над фюзеляжем вдоль оси симметрии и сложенных ПГО и ССК в походно-заряжающей конфигурации, при этом прочный корпус на верхней его части за кормовым ангаром снабжен горизонтальной взлетно-посадочной площадкой (ГВПП), имеющей длину равновеликую длине фюзеляжа БРСВ с вращающимися соосными НВ и систему принудительной сушки ее поверхности и выдвигающуюся под реактивные сопла с УВТ БРСВ платформу с термостойкой верхней ее поверхностью, но и в ее центре систему швартовки и принудительной вертикальной посадки (СШПВП) БРСВ на выдвинутый из ангара стол-спутник со стойкой-ложементом, причем кормовая СШПВП, обеспечивающая возможность посадки БРСВ на палубу АПАЛ при кренах до 25° и представляющая собой при виде сзади П-образную раму с телескопическими боковыми стойками, размещенную перпендикулярно продольной оси корпуса АПАЛ, выполнена с возможностью ее поворота в вертикальной плоскости вдоль последнего с горизонтального в вертикальное положение, снабжена сверху по краям и в середине ее поперечины соответственно ИК-приемниками, взаимодействующими с ИК-излучателями БРСВ и автоматически корректирующими его маневры при посадке с использованием СШПВП, и цанговым узлом с пропущенным через него тросом с развитым эллипсовидным коушем, размещенным в центрирующем узле строго вдоль поперечины большей его диагональю и взаимодействующим с захватом отклоняемого вниз при посадке гака БРСВ, закрепленного под центром его масс, при этом при вертикальной посадке после зацепления гака БРСВ и коуша троса его намотка/размотка производится сквозь палубный герметичный узел на ГВПП и обеспечивается лебедкой с барабаном и следящим его электроприводом, установленной под центром ГВПП в герметичном контейнере внутри легкого корпуса, с последующим разжимом цангового узла поперечины и одновременным втягиванием стоек П-образной рамы и ее поворота в горизонтальное положение так, что ее поперечина с цанговым узлом скользя по тросу опускается вниз и размещается в соответствующей нише над центром ГВПП, после чего БРСВ осуществляет вертикальную посадку на телескопическую стойку-ложемент стола-спутника с одновременной подмоткой троса, затем после фиксации зажимами носовой подфюзеляжной части БРСВ за передней стойкой шасси захват его гака отсоединяется от коуша троса и стойка-ложемент подняв носовую часть фиксирует переднюю стойку колеса БРСВ на столе-спутнике, который перемещает БРСВ на задних колесах по соответствующим продольным направляющим палубы АПАЛ во внутрь ее ангара и опускается на стационарные V-образные в плане ложементы, фиксирующие три колеса шасси БРСВ на позиции грузового лифта, который опускает БРСВ на нижнюю палубу для его последующего перемещения на станцию заправки топливом и заряжания боекомплектом, например, АПР, причем после выполнения всех вышеперечисленных операций в обратном порядке обеспечивается автоматическая выкатка стола-спутника из ангара на ГВПП готового БРСВ, жестко удерживаемого фиксаторами стойки-ложемента до тех пор, пока его несущая система достигнет необходимого уровня подъемной силы, затем синхронно и автоматически отключаются замки всех фиксаторов и выполняется вертикальный его взлет, при этом планер БРСВ выполнен из композиционных материалов по малозаметной технологии, а его БСУ снабжена возможностью опционального его управления пилотами из двухместной кабины, имеющей катапультируемые в верхнюю полусферу кресла, размещенные бок о бок или один за другим и срабатывающие на режимах ВВП и зависания поочередно только после отстрела лопастей НВ, которые крепятся на колонке валов посредством пиропатронов, но и его использования в составе авиационной группы в качестве головного совместно с двумя беспилотными аппаратами, один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет маневры головного, а другой - управляется вторым пилотом с головного, а затем и наоборот.In addition, in the GDP and freeze-up modes, each turbojet engine mentioned above is made with digital program control elements that combines in a dual-mode regulation and control system its simultaneous operation both when free power is taken to the NV drive in DSNS-X2, and when the residual balance is balanced thrust jet in PMS-R2 between the flat nozzles of the turbofan engine located between the fins of the V-shaped plumage, which makes it possible to shield the turbofan engine with flat nozzles mounted above the comb surface with thermal a sensing layer of the fuselage tail, which has a saw-shaped rear edge between the ends of the tail beams, while each of the aforementioned turbofan engines with an adapter 29, which provides both control of the area of the critical and output polygonal sections of its nozzle in the tapering or expanding parts, as well as a smooth, streamlined change in its sections from the round nozzle to the hexagonal and then to the five-sided flat nozzle, equipped with both a lower faceted wall 30 having a V-shape when viewed from the rear, and an upper leaf 31, co consisting of two parts of a rectangular 32 and a pentagonal 33 shape synchronously deflected between the vertical side walls 28 downward in plan, respectively, at angles of 22.5 ° and 22.5 °, but also around the first 34 and second 35 transverse axes so that in the lower position the trailing edge of the upper casement 31 is in contact with the lower faceted wall 30, which has both the angle at its apex of the V-shaped trailing edge of the upper casement 31 and the hatch on its V-shaped faces with two front 36 rectangular planes and two trapezoidal planes rear 37 unequal p about the area of the wings with the turn nodes on the opposite sides of the pentagonal plane in the hatch, creating automatic synchronous deflection plumb down while turning the upper wing 31 downward so that the two front smaller 36 of them deflect in flight, and the two rear large 37 against the flight, forming a pentagonal area with an open front and rear side surfaces of the output engine of the turbofan engine, the width and width of which are equal to the nozzle of the pentagonal shape of the adapter 29, which creates the corresponding deviation of the vector thrust from horizontal to vertical, but also vice versa, and a diagonally arranged pair of anterior rectangular 36 and trapezoidal in plan 37 faceted flaps of each turbofan engine with triangular 38 on the lower sides when viewed from the rear, the ends are made with a bend, the angle of which is equal to the angle between faces of the lower cusp 30 and creating, when they are first deflected downward, before opening the diagonally placed other flat rectangular 36 and trapezoidal cusp planes in the plan 37 continuous front and rear sides the surface of the pentagonal output device, while the synchronous deviation of the rectangular 32 and pentagonal 33 parts of the upper wing 31 down 22.5 ° + 7.5 ° or 22.5 ° + 22.5 ° with the simultaneous opening of pairwise trapezoidal sunroofs, deflected down the wings on flight 36 or against 37, forming their inclination to the horizontal at an angle of 45 °, provide the ability to perform a short take-off or landing with a short range, respectively, by creating an inclined horizontal jet thrust or a reverse horizontal thrust, and from the bottom of the fuselage part under the ridge surface along the axis of symmetry, the aforementioned fairing is located, having a compartment with a magnetometer retractable rod at its end and a winch lowering its openable wings and a hydroacoustic station antenna towed on a cable under water during its flight while it is flying in flight configurations of a winged gyroplane with autorotating HB during a barrage flight of the BRSV carrying APR and anti-ship missile (RCC), provides an appropriate fight against a submarine (PL) and by a watercraft (NK), and the omitted hydroacoustic system, consisting of an indicator of acoustic signals and two receivers for receiving them from a hydroacoustic antenna, encoding them and transmitting through eight-channel closed communication to the KN for real-time processing, and a highly sensitive magnetometer having a magnetically sensitive element operating at a distance of 30 m from the water surface, and associated with BSU BRSV, providing for the issuance of commands to turn on the magnetometer at the calculated point and to control after Wed abutment of the magnetometer upon detection of the PL target, but also registration in the BSU memory of the coordinates of the detection point of the PL target during transmission to the KV and its gearbox, while the BRSV has a closed-circuit radio channel with the KH, which is an atomic submarine aircraft carrier (APAL), and a radar station with a command transmitter, an optoelectronic system with a two-channel target tracking automaton and a computer system with an automation unit for a multifunctional control panel that provides horizontal cruising the flight independently finding the PL-target, identifying it and making a confirmed decision from the APAL operator to destroy it, but also the possibility of transporting it in the APAL hangar and its marching configuration with appropriately folded PGO, SSK and blades of the mentioned single-bladed HB, with a strong cutting, equipped behind it and in front with complexes, respectively, of two duo-side anti-aircraft “Duets” and anti-aircraft missile and artillery “Pantsir-M”, which are retractable in stowed position in containers inside the light of the hull, equipped along the longitudinal axis of the hull in its continuation with a rear aviation strong hangar for placement in it on stationary V-shaped lodges, fixing the chassis wheels, of at least two BRSV tandem located, having corresponding durable hatchways automatically opening from its rear end at the same time, the durable hangar is equipped with a retractable satellite table having a telescopic lodgement stand that clamps the nose ventral fuselage part of the BRSV, and the possibility of a raised lodgement stand with the nose e by supporting the front wheel fixed on the lodgement of the satellite table, towing the rear wheels along the APAL symmetry axis back and forth with the front-mounted rear-wheel drive with its fixed HB over the fuselage along the axis of symmetry and folded PGO and SSK in the travel-charging configuration, with a sturdy case on the top its parts behind the aft hangar is equipped with a horizontal take-off and landing platform (GWP), having a length equal to the length of the fuselage of the BRSV with rotating coaxial HB and the system of forced drying of its surface and extending under the jet it had a platform with a heat-resistant upper surface, but also in its center a mooring and compulsory vertical landing system (UWBW) of the UWBW on a satellite table extended from the hangar with a lodgement stand, and the UWBWW aft, providing the possibility of landing of the UWBW on the APAL deck at rolls up to 25 ° and representing, when viewed from the rear, a U-shaped frame with telescopic side racks, placed perpendicular to the longitudinal axis of the APAL housing, made with the possibility of its rotation in a vertical plane along the last horizontal ntal to a vertical position, equipped with infrared detectors at the top and the middle of its crossbar, respectively, interacting with the BRSV IR emitters and automatically correcting his maneuvers when landing using UWBW, and a collet assembly with a cable passed through it with a developed ellipsoid thimble placed in the centering unit, strictly along the cross-beam, with its larger diagonal and interacting with the grapple of the quick-release ballast deflected down when landing, fixed under the center of mass, while vertical After hooking the BRSV hook and the cable thimble, the winding / unwinding is done through the sealed deck unit on the GVPP and is provided with a winch with a drum and its tracking electric drive, installed under the center of the GVPP in a sealed container inside the lightweight housing, with the subsequent releasing of the cross-member of the cross member and simultaneously pulling the struts U-shaped frame and its rotation in a horizontal position so that its cross member with the collet assembly sliding along the cable goes down and is placed in the corresponding niche above the center of the runway, After which, the BRSV makes a vertical landing on the telescopic stand-lodgement of the satellite table with the cable winding at the same time, then after fixing the nose of the ventral fuselage of the BRSV behind the front landing gear, the hook of its hook is disconnected from the thimble of the cable and the stand-lodgement lifts the nose part of the front wheel strut of the BRSV on a satellite table that moves the rear-wheel drive in the rear wheels along the corresponding longitudinal guides of the APAL deck into the inside of its hangar and lowers onto stationary V-shaped lodges in terms of three-wheel hitching BRSV chassis at the position of the freight elevator, which lowers the BRSV to the lower deck for its subsequent transfer to the fueling station and ammunition loading, for example, APR, and after all the above operations are performed, the satellite table is automatically rolled out from the hangar to GVPP of the finished BRSV, rigidly held by the clamps of the lodgement rack until its load-bearing system reaches the required level of lifting force, then synchronously and automatically turn off the locks of all the latches are pulled and its vertical take-off is performed, while the BRSV glider is made of composite materials using inconspicuous technology, and its BSU is equipped with the option of its optional control by pilots from a two-seat cockpit, having seats ejected into the upper hemisphere, placed side by side or one after the other and triggered by the GDP and hovering regimes, in turn, only after the firing of the NV blades, which are mounted on the shaft column by means of squibs, but also its use as part of the aviation group in as the head one together with two unmanned vehicles, one of which, being a slave, automatically repeats the maneuvers of the head, and the other is controlled by the co-pilot from the head, and then vice versa.

Способ применения ПКРК корабельного базирования на АПАЛ, заключающийся в том, что ПЛ-цель или НК-цель обнаруживают в условиях наблюдения за ними в пассивном режиме работы гидроакустической станции БРСВ или гидроакустического комплекса АПАЛ, когда дистанция до подводной или надводной цели, находящейся на значительном удалении от АПАЛ, известна ориентировочно, выдают на БРСВ, несущий две АПР или две ПКР, данные первичного целеуказания, в том числе только пеленг на ПЛ-цель или НК-цель, выполняют предстартовую подготовку и проверку АПР или ПКР, вводят в БСУ БРСВ полетное задание и после автоматической выкатки стола-спутника на ГВПП, обеспечивается вертикальный взлет БРСВ, управляют им на стартовом и маршевом участках траектории с использованием его БСУ и в дистанционном исполнении по командам от системы ТМУ с АПАЛ, удерживают маршевую малую высоту полета БРСВ, обеспечивающую обнаружение ПЛ-цели на глубине до 600 м, по команде БСУ осуществляют поиск цели после включения магнитометра на заданном маршруте барражирующего кругового полета, с обнаружением ПЛ-цели в БСУ вырабатывают команду и выполняют маневр БРСВ для сброса АПР, передают сигнал об обнаружении цели с ее координатами по системе взаимного обмена информацией (ВЗОИ) с первой АПР через БСУ БРСВ на другую АПР залпа, рассчитывают маневр для сброса второй АПР в зоне захвата ПЛ-цели неконтактной системой обнаружения (НСО) первой АПР, в случае непопадания точки сброса АПР в эту зону или в соответствии с заданием рассчитывают круговой маневр с применением системы наведения БРСВ с адаптивным углом упреждения его на ПЛ-цель, который автоматически определяется при сближении с ПЛ-целью и корректирует требуемый разворот БРСВ для сброса второй АПР в расчетной точке и затем выполняют маневр БРСВ для сброса второй АПР, при получении сигнала от другой АПР залпа об обнаружении и захвате ПЛ-цели выполняют ее совместную атаку путем сближения АПР на дистанцию срабатывания их неконтактных взрывателей или до момента столкновения АПР с корпусом ПЛ-цели, подрывают взрывчатое вещество боевой части каждой АПР и поражают ПЛ-цель, после чего в БСУ БРСВ вырабатывают команды по его управлению для автоматического возврата и вертикальной посадки на стойки ложемента стола-спутника АПАЛ с использованием СШПВП.A method of using ship-based anti-ship missiles based on APAL, which consists in the fact that a submarine target or NK target is detected by observing them in the passive mode of operation of a sonar station or a sonar system APAL, when the distance to an underwater or surface target is at a considerable distance from APAL, it is known tentatively, they give out to the ballistic missile, carrying two APRs or two anti-ship missiles, data of primary target designation, including only bearing on a PL-target or NK-target, perform pre-launch preparation and verification of an APR or PC P, a flight mission is introduced into the BSU BRSV and after the satellite table is automatically rolled out to the GVPP, the BRSV is vertically take off, they are controlled at the start and march sections of the trajectory using its BSU and in remote execution, by commands from the TMU system with APAL, they keep the marching small the altitude of the flight of the BRSV, which ensures the detection of the PL target at a depth of up to 600 m, on the command of the BSU, the target is searched after turning on the magnetometer on the given route of the barring circular flight, with the detection of the PL target in the BSU they develop command and perform a maneuver of the missile defense system to reset the APR, transmit a signal about the detection of the target with its coordinates through the mutual information exchange system (VZOI) from the first APR through the control system of the automatic missile defense system to another APR salvo, calculate the maneuver to reset the second APR in the zone of capture of the target submarine by a non-contact system detection (NSO) of the first APR, in case the APR discharge point does not fall into this zone or in accordance with the assignment, a circular maneuver is calculated using the APSS guidance system with an adaptive angle of its advance to the PL target, which is automatically determined when approaching the submarine target and adjusts the required U-turn of the anti-ballistic missile to reset the second APR at the calculated point and then performs the maneuver of the anti-missile defense to reset the second APR, when a signal is received from another APR volley about the detection and capture of the submarine target, it performs its joint attack by approaching the APR at a distance the operation of their non-contact fuses or until the APR collides with the submarine target body, detonate the explosive of the warhead of each APR and hit the submarine target, after which the command and control system for automatic response is developed to automatically return gates and vertical landing on the pillar racks of the APAL satellite table using UWB.

Способ применения ПКРК воздушного базирования на палубном ИН типа Су-57К, заключающийся в том, что в ходе перемещения на подвесной консоли под фюзеляжного ПУ одного БРСВ со сложенными несущими поверхностями, лопастями-крыльями НВ и в бомбоотсеке с двумя ПКР Х-38М имеет возможность пуска ПКР с подвешенного состояния на ИН, отстыковывания и запуска БРСВ с ИН для создания безопасной роботизированной авиазоны между ИН и ПВО НК-цели, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М с 40 до 400 км, при этом радаром типа Н035 с ИН обеспечивается целеуказание, а управление БРСВ - вторым пилотом ИН, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны - станцию активных электронных помех, причем при достижении области, из которой будет поражена НК-цель, БРСВ произведет залп или поочередный запуск ПКР с коррекцией ошибки, накопленной комбинированной инерциальной системой управления по данным приемника сигналов спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС, на конечном участке полета ПКР используется инфракрасная головка ее самонаведения и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей, затем БРСВ на удалении 1150 км автоматически возвращается на авианосец-носитель с вертикальной на его палубу посадкой.The method of application of air-based air-launched missile systems on deck SU type Su-57K, which consists in the fact that during the movement on the suspension console under the fuselage launcher of one BRSV with folded bearing surfaces, HB wings and wings, in the bomb bay with two X-38M anti-ship missiles RCC from the suspended state to the IN, undocking and launching the BRSV with the IN to create a safe robotic airspace between the IN and the air defense of the NK-target, which increases the range of the X-38M anti-ship missiles from 40 to 400 km, while targeting is provided by the H035 type radar with IN, and up Aviation of the BRSV as the second IN pilot using a low-altitude flight profile and self-defense system as an active electronic jamming station, and upon reaching the area from which the NK target will be hit, the BRSV will launch a salvo or launch the RCC alternately with the error correction accumulated by the combined inertial control system for data of the GLONASS satellite navigation system signal receiver, the infrared head of its homing and autonomous recognition software and hardware are used in the final section of the RCC flight Nia purposes, then BRSV at a distance 1150 km is automatically returned to the carrier vehicle with a vertical landing on its deck.

Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить противокорабельный ракетный комплекс (ПКРК), оснащенный, по меньшей мере, двумя возвращаемыми на вертолетную площадку КН беспилотными реактивными самолетами-вертолетами (БРСВ), имеющими как двухвинтовую соосно-несущую систему (ДСНС), включающую в ДСНС-Х2 два однолопастных несущих винта (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при выполнении ВВП и КВП или на переходных режимах полета, так и два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) в общей кормовой мотогондоле, входное устройство ее воздухозаборника снабжено управляемыми разновеликими створками, размещенными под нижним или над верхним наклонно образованным каналом воздуховода, так что большая из них отклоняется во внутрь канала, а меньшая - наружу в зависимости от скорости полета и имеющих реактивные сопла с управлением вектора тяги (УВТ) в подъемно-маршевой системе (ПМС) и передний вывод продольных валов от их турбин для отбора мощности через муфту сцепления на соосный редуктор НВ, смонтированный спереди по полету от центра масс на расстоянии обратно пропорциональном между приложения подъемной силы и вертикальной реактивной тяги соответственно НВ и ПМС-112, но и выполненными по аэродинамической схеме продольного триплана, снабженного низко или высокорасположенным передним горизонтальным оперением (ПГО) с рулями высоты, среднерасположенным стреловидным крылом (ССК) с клиновидным профилем и внешними элеронами и V-образным оперением с рулями направления на его стреловидных килях, отклоненных наружу от плоскости симметрии под углом 43°, и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и реактивной ПМС-R2 в соответствующий крылатый автожир для барражирующего продолжительного полета или трансзвуковой самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с широкохордовыми НВ, работающими на режимах их авторотации или несущих их лопастей-крыльев с втянутыми телескопическими противовесами НВ, когда НВ остановлены и их лопасти-крылья зафиксированы с углом стреловидности χ=23° по задним их кромкам так, что образуют с ССК схему биплан и направлены наружу от оси симметрии, увеличивая площадь и несущую способность ССК, но и обратно, при этом при корабельном или воздушном базировании БРСВ в походно-транспортной на шасси или с убранным шасси в полетно-транспортной конфигурации соответственно с втянутыми верхним или верхним с нижним телескопическими валами в колонке валов его НВ, лопасти-крылья которых зафиксированы их законцовками вдоль оси симметрии назад по полету и размещены над фюзеляжем или уложены в верхней нише фюзеляжа с автоматически раздвигаемыми/сдвигаемыми: двумя роль створками, размещенными в центральной части и на удобообтекаемом возвышении фюзеляжа, обеспечивающим свободное в нем размещение сложенных НВ, причем перед или после пуска БРСВ для самолетных режимов полета в бипланной схеме несущих поверхностей его ССК имеет как размах меньший в 1,3 раза размаха зафиксированных лопастей-крыльев НВ, задние кромки которых размещены при виде сверху параллельно передним кромкам ПГО и ССК, так и возможность синхронного раскрывания консолей ССК и ПГО в плоскости соответствующих их хорд назад по полету на узлах поворота, размещенных в корневых частях возле передней или задней их кромок, смонтированных соответственно по оси симметрии или по обе стороны от нее с их консолями, размещенными ярусно или в горизонтальной плоскости, но и укладываемых в соответствующие фюзеляжные боковые ниши с автоматически раскрываемыми/закрываемыми створками в походно-транспортную конфигурацию, уменьшающую в 6,29-9,35 раза стояночную площадь от взлетной его площади наравне и при поочередно сложенных концевых частей килей V-образного оперения вовнутрь к оси симметрии и размещенных при виде сбоку над верхней поверхностью задней клиновидной или трапециевидной части без обтекателя фюзеляжа, но и при соответствующем размещении по оси симметрии лопастей НВ, при этом в самолетной конфигурации ярусное размещение консолей ССК одна над другой предопределяет при виде спереди расположение левой его консоли выше правой, причем стреловидное ПГО, имеющее как меньшую его площадь, составляющую 11,4% от суммы площадей ССК и лопастей-крыльев НВ, так и в свою очередь меньшую площадь, составляющую 25,0% от площади ССК, при этом скошенные боковые стороны верхней и нижней частей фюзеляжа, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют шестигранную конфигурации при виде сзади с острыми боковыми линиями, непрерывно распространяющимися от носа до хвоста, располагаясь под нижними или над верхними поверхностями ССК, при этом на режимах ВВП и зависания однолопастные НВ, обдувающие соответствующие реактивные сопла бесфорсажных ТРДД с УВТ в ПМС-R2, выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и противовесов, но и создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между верхним и нижним соосными НВ, вращающимися при виде сверху соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что наступающие лопасти НВ создают более плавное обтекание воздушным потоком фюзеляжа, причем каждый трапециевидный подфюзеляжный киль, размещенный при виде спереди вертикально вниз или наружу, имеет на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, используемые при вертикальной посадке. Все это позволит в БРСВ при переходных маневрах повысить продольно-поперечную устойчивость и управляемость, а размещение ТРДД с УВТ в кормовой части фюзеляжа позволит упростить систему трансмиссии. В синхронно-сбалансированной ДСНС-Х2 моменты М_крен и М_прод от соосных НВ с противоположным их вращением при передаче на фюзеляж взаимно уничтожаются. Прямая стреловидность крыльев в схеме триплан увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ преобразования этой схемы в схему продольный триплан-биплан, особенно, с улучшенным большим ламинарным их обтеканием и наличием дополнительных лопастей-крыльев НВ, размещенных над ССК вблизи центра масс. Это позволит уменьшить вес планера БРСВ, выполненного по малозаметной технологии с радиопоглощающими материалами и улучшить весовую отдачу, повысить дальность полета и увеличить вероятность поражения ПЛ-цели и повысить эффективность противолодочной обороны при барражирующем полете в конфигурации крылатого автожира со скоростью 250 км/ч в составе авиационной группы БРСВ корабельного базирования, особенно, с опционально пилотируемым головным БРСВ, несущим по одной АПР-ЗМЭ и ПКР типа Х-35УЭ и используемым с надводного положения атомной подводной авианесущей лодки совместно с аналогичным палубным БРСВ и управляемым с головного БРСВ.Due to the presence of these features, which will allow to master the anti-ship missile system (SCRC), equipped with at least two unmanned reactive helicopters (BRSVs) returned to the KV helipad, having as a twin-screw coaxial-bearing system (DSS), which includes the DSS -X2 two single-blade rotors (HB) with profiled counterweights, ensuring the creation of vertical thrust only when performing GDP and KVP or in transition flight regimes, and two turbojet dual-circuit engines I (turbofan engine) in the general aft engine nacelle, the inlet of its air intake is equipped with controllable different-sized flaps located under the lower or above the upper obliquely formed duct of the duct, so that the larger one deviates into the duct and the smaller one outward depending on the flight speed and having jet nozzles with thrust vector control (UHT) in the lift-march system (PMS) and the front output of the longitudinal shafts from their turbines for power take-off through the clutch to the coaxial HB gearbox mounted in front of about a flight from the center of mass at a distance inversely between the application of lifting force and vertical jet thrust, respectively, НВ and ПМС-112, but also performed according to the aerodynamic scheme of a longitudinal triplane equipped with a low or high front horizontal tail (PGO) with elevators, a mid-arrow swept wing (SSK) with a wedge-shaped profile and external ailerons and a V-plumage with rudders on its arrow-shaped keels deflected outward from the plane of symmetry at an angle of 43 °, and with the possibility of converting its flight configuration after performing the airborne flight or GDP technology from a rotorcraft or a helicopter with ДСНС-Х2 and a jet ПМС-R2 into the corresponding winged gyroplane for barrage of long flight or transonic aircraft with maximum or normal take-off weight, respectively, with wide-chord HB operating at their modes autorotations or wing-blades carrying them with retracted telescopic counterweights of HB, when the HB are stopped and their wing-blades are fixed with a sweep angle χ = 23 ° p their rear edges so that they form a biplane with the SSK and are directed outward from the axis of symmetry, increasing the area and bearing capacity of the SSK, but also vice versa, while with ship or air based BRSV in traveling-transport on the landing gear or with the landing gear removed in flight transport configuration, respectively, with retracted upper or upper with lower telescopic shafts in the column of shafts of its HB, the wing-blades of which are fixed by their tips along the axis of symmetry back in flight and placed above the fuselage or laid in the upper niche f of the fuselage with automatically expandable / displaceable: two role flaps located in the central part and on the streamlined elevation of the fuselage, providing free placement of folded NV in it, moreover, before or after the launch of the BRSV for airplane flight modes in the biplane scheme of its bearing surfaces, its SSC has smaller by 1.3 times the span of fixed HB wing blades, the trailing edges of which are placed when viewed from above parallel to the leading edges of the PGO and SSK, and the possibility of synchronous opening of the SSK consoles and PGO in the plane of their respective chords back in flight at the turning nodes located in the root parts near their front or rear edges mounted respectively on the axis of symmetry or on both sides of it with their consoles placed in tiers or in the horizontal plane, but also laid in the corresponding fuselage side niches with automatically opening / closing flaps in the traveling-transport configuration, which reduces the parking area by 6.29-9.35 times from its take-off area on an equal footing and when alternately folded to the front parts of the keels of the V-shaped plumage inward to the axis of symmetry and placed when viewed from the side above the upper surface of the rear wedge-shaped or trapezoidal part without a fairing of the fuselage, but also with the corresponding placement along the axis of symmetry of the blades of the NV, while in the aircraft configuration the tier placement of the SSK consoles is one above the other, when viewed from the front, determines the location of its left console above the right, moreover, the arrow-shaped PGO, which has both its smaller area, comprising 11.4% of the sum of the areas of the SSK and the wing blades of the HB, and In turn, the smaller area is 25.0% of the SSC area, while the beveled sides of the upper and lower parts of the fuselage, reducing the effective dispersion area, form a hexagonal configuration when viewed from the back with sharp side lines continuously extending from nose to tail, located under the lower or above the upper surfaces of the SSC, while on the regimes of GDP and hovering single-bladed HB blowing the corresponding jet nozzles of afterburned turbojet engines with UHT in PMS-R2, are performed without cyclic change control x step and with rigid fastening of their blades and counterweights, but also creating from HB full compensation of reactive torques in the opposite direction of rotation between the upper and lower coaxial HBs, rotating in a top view clockwise and counterclockwise, respectively, so that the coming HB blades create smoother air flow around the fuselage, with each trapezoidal dorsal keel placed vertically downward or outward from the front, has infrared emitters at the front ends of their tips and Cameras used for vertical landing. All this will make it possible to increase the longitudinal-transverse stability and controllability during the transitional maneuvers, and the placement of the turbojet engine with the air-blast engine in the aft part of the fuselage will simplify the transmission system. In the synchronously balanced DSNS-X2, the moments M _roll and M _prod from coaxial HBs with their opposite rotation during transmission to the fuselage are mutually annihilated. The direct sweep of the wings in the triplane scheme increases the aerodynamic and structural advantages of converting this scheme into a longitudinal triplane-biplane scheme, especially with improved large laminar flow around them and the presence of additional HB wing blades located above the SSC near the center of mass. This will reduce the weight of the airborne glider, made by a low-tech technology with radar absorbing materials and improve weight return, increase the flight range and increase the likelihood of hitting a submarine target and increase the effectiveness of anti-submarine defense in a barrage flight in the configuration of a winged gyroplane at a speed of 250 km / h as part of an aircraft ship-based BRSV groups, especially with the optionally manned lead BRSV, carrying one APR-ZME and RCC of the X-35UE type and used from the surface of the nuclear a surface-mounted aircraft carrier boat in conjunction with a similar deck-based ballistic missile carrier and controlled from the main missile carrier.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения БРСВ с ПГО, ССК и соосными однолопастными НВ в ДСНС-Х2 и ПМС-R2 в двух бесфорсажных ТРДД с УВТ плоских их сопел, размещенных сверху хвостовой части фюзеляжа над термопоглощающей гребенчатой его поверхностью, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и сзади соответственно а), б) и в) с расположением плоского сопла ТРДД с передней парой прямоугольных в плане створок 36 и ПВ в СКК в двух проекциях, а также при использовании БРСВ с надводного положения АПАЛ на виде г):The present invention of the preferred embodiment of the BRSV with PGO, SSK and coaxial single-bladed HBs in the DSNS-X2 and PMS-R2 in two afterburned turbofan engines with a shock-wave drive of their flat nozzles placed on top of the rear part of the fuselage above its heat-absorbing comb surface is illustrated in FIG. 1 and general views from the side, from above and from the back, respectively a), b) and c) with the location of the flat nozzle of the turbofan engine with a front pair of planes 36 and PV rectangular in plan view in the CCM in two projections, as well as when using the AFLS from the surface of the APAL d):

а) в полетной конфигурации винтокрыла КВП с ССК, высокорасположенным ПГО и V-образным оперением при отклонении в плоских соплах верхних створок 31 вниз на 30° и передней пары прямоугольных в плане створок 36 вниз на 45° каждого ТРДД, приводящего через систему трансмиссии соосные однолопастные НВ;a) in the flight configuration of the rotorcraft KVP with SSC, high-positioned VGO and V-plumage when the upper flaps 31 are deflected downward by 30 ° in the flat nozzles and the front pair of right-angled flaps 36 down by 45 ° of each turbojet engine, which drives coaxial single-blade through the transmission system HB;

б) в полетной конфигурации самолета ВВП с реактивными плоскими соплами с УВТ, создающими вертикальную реактивную тягу ТРДД наравне с подъемной силой, создаваемой соосными НВ, с условным размещением уложенных правых консолей ПГО, ССК и килей V-образного оперения соответствующим образом;b) in the flight configuration of the aircraft GDP with jet flat nozzles with high-speed propulsion, creating a vertical jet thrust turbofan engine along with the lifting force created by coaxial HB, with the conditional placement of the stacked right consoles PGO, SSK and keels of the V-shaped plumage accordingly;

в) в полетной конфигурации малозаметного самолета продольной схемы триплана-биплана с маршевой реактивной тягой, создаваемой ТРДД с УВТ плоских сопел и зафиксированными НВ над фюзеляжем при втянутом верхнем вале колонки НВ.c) in the flight configuration of an inconspicuous aircraft, a longitudinal scheme of a triplane-biplane with a marching jet thrust created by a turbofan engine with a high-voltage propeller of flat nozzles and fixed HBs over the fuselage with the upper shaft of the HB column retracted.

На фиг. 1г изображена АПАЛ 39 с ПКРК в посадочной конфигурации палубного БРСВ 46 с использованием поворотной П-образной рамы 48 СШПВП на стойке-ложементе 54 стола-спутника 55, перемещающегося во внутрь первого ангара 43 на позицию лифта с БРСВ 46 в походно-заражающей конфигурации для заправки топливом и заряжания боекомплектом на нижней палубе АПАЛ 39, затем после подъема лифта в ангаре 44, обеспечивается выкатка из ангара 44 стола-спутника 55 с БРСВ 46 на ГВПП с разложенными поворотными его консолями ПГО 2, ССК 3 и лопастями 16-17 НВ и выполняется вертикальный взлет при опущенной стойке-ложементе 54.In FIG. 1g depicts APAL 39 with SCRC in the landing configuration of the deck-mounted BRSV 46 using the swivel U-shaped frame 48 UWBWP on the bed-stand 54 of the satellite table 55, moving inside the first hangar 43 to the elevator position with the BRSV 46 in the infectious configuration for refueling fuel and ammunition loading on the lower deck of the APAL 39, then after lifting the elevator in the hangar 44, the satellite table 55 is rolled out from the hangar 44 with the BRSV 46 to the GVPP with its PGO 2, SSK 3 rotary consoles and 16-17 HB blades and is executed vertical take-off em when lowering the stand-tray 54.

Корабельного базирования на АПАЛ ПКРК с палубным БРСВ, представленным на фиг. 1, выполнен по аэродинамической схеме продольного триплана, концепции ДСНС-Х2 с ПМС-R2 и планером из композитного углепластика, содержит фюзеляж 1, имеющий верхнерасположенное стреловидное ПГО 2 и ССК 3, снабженные соответственно рулями высоты 4 и элеронами 5, а также кили 6 с рулями 7 направления V-образного оперения, имеющего подфюзеляжные кили 8, на законцовках которых размещены видеокамеры 9 и ИК-излучатели 10 для вертикальной посадки. Верхняя левая и нижняя правая консоли ССК 3 синхронно раскладываются совместно с консолями ПГО 2 в плоскости соответствующих их хорд назад по полету на узлах поворота 11 и 12, размещенных в корневых частях возле передней и задней их кромок соответственно, смонтированных соответственно по оси симметрии и по обе стороны от нее. Развитое V-образное оперение 6 смонтировано на разнесенных хвостовых балках 13, между которых установлены ТРДД 14 со скошенными назад плоскими соплами 15 в ПМС-R2 с УВТ (см. фиг. 16). Соосные верхний 16 и нижний 17 однолопастные НВ имеют телескопические противовесы 18 (см фиг. 1а), втягиваемые в обтекатели их втулок 19, смонтированы на выходных валах соосного редуктора (на фиг. 1 не показан) над верхней частью фюзеляжа 1 вблизи центра масс. Колонка соосных валов НВ 16-17 снабжена телескопическими валами верхним 20 и нижним 21 (см. фиг. 1а), обеспечивающими возможность складывания лопастей 16-17 НВ после втягивания их противовесов 18 в верхнюю нишу фюзеляжа, имеющую за центром масс две автоматические роль створки 22-23. Однолопастные НВ 16-17 в ДСНС-Х2 выполнены без автоматов перекоса и с полужестким креплением их лопастей и возможностью создания от всех НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в соосной их группе, например, верхний 16 и нижний 17 НВ при виде сверху соответственно вращаются по часовой стрелке и против часовой стрелки (см фиг. 16). Каждый однолопастной НВ 16-17, имея клиновидные профили лопастей и непрерывную верхнюю их поверхность (см. на фиг. 1 вид Б-Б), выполнены с нижним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой образуют равнобедренный треугольник в плане, выполняющий на лопастях НВ 16-17 роль рулевых поверхностей 24 с сервоприводом, изменяющих продольно-поперечную балансировку на режимах ВВП и зависания.Ship-based on APAL anti-ship missile launcher with deck-based missile system, shown in FIG. 1, is made according to the aerodynamic scheme of a longitudinal triplane, the DSNS-X2 concept with PMS-R2 and a composite carbon fiber glider, contains the fuselage 1, which has an upward swept PGO 2 and SSK 3, equipped with elevators 4 and ailerons 5, and also keels 6 s, respectively rudders 7 of the direction of the V-shaped plumage having dorsal fins 8, at the ends of which are placed video cameras 9 and IR emitters 10 for vertical landing. The upper left and lower right consoles CCK 3 are synchronously displayed together with consoles PGO 2 in the plane of their respective chords back along the flight at the turning points 11 and 12, located in the root parts near their front and rear edges, respectively, mounted respectively on the axis of symmetry and both side of her. The developed V-plumage 6 is mounted on spaced tail beams 13, between which a turbofan engine 14 with backward flat nozzles 15 in PMS-R2 with UHT is mounted (see Fig. 16). The coaxial upper 16 and lower 17 single-bladed HBs have telescopic counterweights 18 (see Fig. 1a) pulled into the fairings of their bushings 19, mounted on the output shafts of the coaxial gearbox (not shown in Fig. 1) above the upper fuselage 1 near the center of mass. The column of coaxial shafts of HB 16-17 is equipped with telescopic shafts of the upper 20 and lower 21 (see Fig. 1a), which make it possible to fold the 16-17 HB blades after pulling their counterweights 18 into the upper fuselage niche, which has two automatic sash 22 roles behind the center of mass -23. Single-bladed HB 16-17 in DSNS-X2 are made without swash plates and with semi-rigid fastening of their blades and the possibility of creating full compensation of reactive torques from all HBs in the opposite direction of rotation between HB in their coaxial group, for example, upper 16 and lower 17 HB at top view, respectively, rotate clockwise and counterclockwise (see Fig. 16). Each single-bladed HB 16-17, having wedge-shaped profiles of the blades and their continuous upper surface (see Fig. 1 view BB), are made with a lower ledge-cut diamond-shaped in terms of shape, the outer protruding sides of which form an isosceles triangle in plan, performing on the blades HB 16-17 the role of the steering surfaces 24 with a servo drive, changing the longitudinal-transverse balancing on the regimes of GDP and hovering.

Комбинированная СУ выполнена с отбором мощности от ТРДД и возможностью плавного перераспределения и передачи мощности от ТРДД на соосный редуктор НВ 16-17 и ПМС-R2 (на фиг. 1 не показаны) соответственно 60% и 40% от взлетной мощности СУ при выполнении ВВП, зависания или горизонтального полета БРСВ. Подъемно-маршевые ТРДД смонтированы в кормовой мотогондоле, входное устройство ее воздухозаборника снабжено управляемыми разновеликими створками, размещенными под нижним наклонно образованным каналом воздуховода, так что большая 25 из них отклоняется во внутрь канала, а меньшая 26 - наружу, оснащены для режима ВВП и зависания системой УВТ с плоскими соплами 15, установленными сверху хвостовой части фюзеляжа 1 над гребенчатой поверхностью 27 с термопоглощающим слоем, имеющими две неподвижные вертикальные боковые стенки 28 сопла 15. Каждое плоское сопло 15 бесфорсажного ТРДД 14 имеет переходник 29, обеспечивающий плавное изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное (см. фиг. 1г), снабженное нижней граненной стенкой 30, имеющей при виде сзади V-образную форму, и верхней створкой 31, состоящей из синхронно отклоняемых между боковых стенок 28 вниз и обратно вверх двух ее частей прямоугольной 32 и пятиугольной 33 формы в плане соответственно как на углы 22,5° и 22,5°, так и вокруг первой 34 и второй 35 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 31 соприкасается с граненной стенкой 30, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней створки 31, так и на ее V-образных гранях люк с двумя передними прямоугольными 36 и двумя задними трапециевидными в плане 37 створками, имеющими на противоположных сторонах пятиугольного в плане люка узлы поворота, создающие автоматическое синхронное отклонение отвесно вниз с одновременным поворотом вниз верхней створки 31 так, что две передние 36 из них отклоняются по полету, а две задние 37 против полета, образуя пятиугольное выходное устройство ТРДД, которое, имея площадь и ширину равновеликие переходнику 29 сопла пятигранной формы, создает требуемое отклонение вектора реактивной тяги. Диагонально расположенная пара передней прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 граненных створок каждого плоского сопла 15, имеющих на нижних их сторонах треугольные 38 при виде сзади концевые части, выполненные с отгибом, угол которого, образуя (см. рис. 1г) непрерывные боковые поверхности, равновелик углу между граней нижней створки 30.The combined control system was designed with power take-off from the turbofan engine and the possibility of smoothly redistributing and transferring power from the turbofan engine to the coaxial reducer HB 16-17 and PMS-R2 (not shown in Fig. 1), respectively, 60% and 40% of the take-off power of the control system when fulfilling GDP, hover or horizontal flight Lifting and marching turbofan engines are mounted in the aft engine nacelle, the inlet of its air intake is equipped with controllable different-sized flaps located under the lower obliquely formed duct of the air duct, so that the larger 25 of them deviate into the channel and the smaller 26 outward, equipped for GDP and freezing system UVT with flat nozzles 15 mounted on top of the rear of the fuselage 1 above the comb surface 27 with a heat-absorbing layer having two fixed vertical side walls 28 of the nozzle 15. Each plane The nozzle 15 of the afterburned turbofan engine 14 has an adapter 29, which ensures a smooth change in its cross section from a round nozzle to a hexagonal and then to a five-sided one (see Fig. 1d), equipped with a lower faceted wall 30 having a V-shape when viewed from the rear and with an upper leaf 31, consisting of synchronously deflected between the side walls 28 down and back up two of its rectangular parts 32 and pentagonal 33 in plan, respectively, at angles of 22.5 ° and 22.5 °, and around the first 34 and second 35 transverse axes so that in the lower position the trailing edge of the upper c the cooler 31 is in contact with the faceted wall 30, which has both the angle at its apex of the same angle as the V-shaped trailing edge of the upper wing 31, and on its V-shaped faces a hatch with two rectangular front 36 and two rear trapezoidal in plan 37 cusps with on the opposite sides of the pentagonal hatch in terms of the hatch, creating automatic synchronous deflection plummets down while simultaneously turning down the top wing 31 so that the two front 36 of them deflect in flight, and the two rear 37 against flight, forming five golnoe turbofan output device which, having a width of equal area and nozzle adapter 29 pentagonal shape, creates the desired deviation vector jet thrust. A diagonally arranged pair of anterior rectangular 36 and trapezoidal in plan 37 faceted flaps of each flat nozzle 15 having triangular 38 on their lower sides when viewed from the rear, end parts made with a bend, the angle of which, forming (see Fig. 1d) continuous side surfaces, equal to the angle between the faces of the lower sash 30.

Управление палубным БРСВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага однолопастных НВ 16-17 и отклонением рулей высоты 4, элеронов 5 и рулей направления 7. При крейсерском полете подъемная сила создается ПГО 2 с ССК 3 и лопастями-крыльями НВ 16-17 (см. фиг. 16), маршевая реактивная тяга - каждым ТРДД 14 через сопло 15 при открытой верхней створке 31 и закрытых нижних двух передних 36 и двух задних 37 створок, на режиме висения - НВ 16-17 и каждым ТРДД 14 через сопло 15 при закрытой створке 31 и открытых двух передних 36 и двух задних 37 створок, на режиме перехода - ПГО 2 с ССК 3, НВ 16-17 и двумя ТРДД 14 с УВТ. После создания подъемной тяги НВ 16-17 и ПМС-R2 обеспечиваются режимы ВВП и зависания (см. рис. 1а). При синфазном отклонении рулевых поверхностей 24 с сервоприводом (см. фиг. 16) НВ 16-17 вверх и вниз и прохождении при этом лопастей НВ над кормовой частью фюзеляжа 1, изменяя балансировку по тангажу, создают соответственно кабрирующий и пикирующий моменты, так и дифференциальном их отклонении вниз/вверх и вверх/вниз при прохождении лопастей 16-17 НВ слева и справа от соответствующих сторон фюзеляжа 1, изменяют балансировку по крену. На режимах ВВП и зависания БРСВ путевое управление осуществляется дифференциальным изменением шага верхнего 16 и нижнего 17 соосных НВ.Deck-mounted BRSV control is provided by the general and differential variation of the pitch of single-bladed HB 16-17 and the deviation of rudders 4, ailerons 5 and rudders 7. When cruising, the lifting force is created by PGO 2 with SSK 3 and wing blades HB 16-17 (see Fig. .16), marching jet thrust — each turbofan engine 14 through nozzle 15 with the upper leaf 31 open and the lower two front 36 and two rear 37 flaps closed, in hover mode - HB 16-17 and each turbofan engine 14 through nozzle 15 with the shutter 31 closed and open two front 36 and two rear 37 wings, in mode n Transition - PGO 2 with SSK 3, HB 16-17 and two turbofan engines 14 with UVT. After the creation of the lifting thrust HB 16-17 and PMS-R2, the regimes of GDP and freezing are ensured (see Fig. 1a). When the in-phase deviation of the steering surfaces 24 with a servo drive (see Fig. 16) HB 16-17 up and down and the passage of the HB blades above the aft part of the fuselage 1, changing the pitch balance, create corresponding pitching and diving moments, and their differential deviation down / up and up / down when passing the 16-17 HB blades to the left and to the right of the respective sides of the fuselage 1, change the roll balance. In the regimes of GDP and freezing of the intermittent low speed directional control, a differential change is made in the pitch of the upper 16 and lower 17 coaxial HBs.

После вертикального взлета и набора высоты и для перехода на самолетный горизонтальный режим полета лопасти 16-17 НВ синхронно останавливаются, втягиваются их противовесы 18 в обтекатели их втулок 19 и фиксируются лопасти-крылья 16-17 НВ наружу от оси симметрии с углом стреловидности χ=23° (см. фиг. 16). При создании реактивной тяги ТРДД плоскими соплами 15 производится трансзвуковой крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 7. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением соответственно рулей высоты 4 ПГО 2 и элеронов 5 ССК 3.After vertical take-off and climb and to switch to a horizontal airplane flight mode, the 16-17 HB blades synchronously stop, their counterweights 18 are pulled into the cowling fairings 19 and their 16-17 HB wing blades are fixed outward from the axis of symmetry with a sweep angle χ = 23 ° (see Fig. 16). When creating jet thrust of the turbofan engine with flat nozzles 15, a transonic cruise flight is performed, in which the directional control is provided by rudders 7. The longitudinal and lateral control is carried out by in-phase and differential deviation, respectively, of elevators 4 of PGO 2 and ailerons 5 of SSK 3.

Малозаметная АПАЛ 39 имеет прочный ее корпус с развитой прочной рубкой 40, представленная на фиг. 1г. Прочная рубка 40, снабженная за ней и спереди комплексами соответственно двумя зенитными «Дуэт» и зенитным ракетно-артиллерийским "Панцирь-М", убирающимися в походном подводном положении соответственно в контейнеры 41 и 42 внутри легкого корпуса, оснащена вдоль продольной оси корпуса за рубкой 40 в ее удобообтекаемое продолжение задними авиационными прочными первым 43 и вторым 44 ангарами. Побортно за вторым 44 ангаром в его продолжение имеются ограничительные прочные наклонные боковые корпуса 45, способствующие безопасному взлету-посадке БРСВ 46 на палубу АПАЛ 39. Кормовая СШПВП, обеспечивающая возможность посадки БРСВ 46 на палубу АПАЛ 39 при кренах до 25°, представляет собой при виде спереди П-образную раму 47 с телескопическими боковыми стойками 48, размещенную перпендикулярно продольной оси корпуса АПАЛ 39, выполнена с возможностью ее поворота в вертикальной плоскости вдоль последнего с горизонтального в вертикальное положение, снабжена сверху в середине ее поперечины цанговым узлом 49 с пропущенным через него тросом 50 с развитым эллипсовидным коушем 51, размещенным в центрирующем узле строго вдоль поперечины большей его диагональю и взаимодействующим с захватом отклоняемого вниз при посадке гака 52 БРСВ 46, закрепленного под центром его масс. При вертикальной посадке после зацепления гака 52 БРСВ 46 и коуша 51 троса 50 его намотка/размотка производится сквозь палубный герметичный узел на ГВПП и обеспечивается лебедкой 53 с барабаном и следящим его электроприводом, установленной под центром ГВПП в герметичном контейнере внутри легкого корпуса АПАЛ, с последующим разжимом цангового узла поперечины и одновременным втягиванием стоек П-образной рамы и ее поворота в горизонтальное положение так, что ее поперечина с цанговым узлом скользя по тросу опускается вниз и размещается в соответствующем углублении над центром ГВПП. Затем после фиксации зажимами носовой подфюзеляжной части БРСВ за передней опорой шасси захват его гака отсоединяется от коуша троса и стойка-ложемент 54 подняв носовую часть фиксирует опору переднего колеса БРСВ на столе-спутнике 55, который перемещает БРСВ на задних колесах во внутрь ангара 44-43 и опускает на стационарные V-образные в плане ложементы (на фиг. 1 не показано) под колеса шасси БРСВ на позиции грузового лифта, который опускает БРСВ на нижнюю палубу для его последующего перемещения на станцию заправки топливом и заряжания боекомплектом, например, АПР и ПКР.The inconspicuous APAL 39 has a robust casing with a developed robust wheelhouse 40 shown in FIG. 1g A robust wheelhouse 40, equipped behind it and in front by complexes of two anti-aircraft Duets and anti-aircraft missile and artillery Pantsir-M, respectively, which are retractable in containers 41 and 42 inside the lightweight hull in a marching underwater position, is equipped along the longitudinal axis of the hull behind the wheelhouse 40 in its streamlined continuation by the rear aviation strong first 43 and second 44 hangars. Side by side for the second hangar 44 in its continuation there are restrictive strong inclined lateral hulls 45, contributing to the safe take-off and landing of the BRSV 46 on the APAL 39 deck. Aft UWB, providing the possibility of landing of the BRSV 46 on the APAL 39 deck with rolls up to 25 °, is front U-shaped frame 47 with telescopic side racks 48, placed perpendicular to the longitudinal axis of the housing APAL 39, made with the possibility of rotation in the vertical plane along the latter from horizontal to vertical e, it is equipped with a collet assembly 49 from the top in the middle of its cross member with a cable 50 passed through it with a developed ellipsoid thimble 51, placed in the centering assembly strictly along the crosspiece with its larger diagonal and interacting with the catch of the quick release nut 52 BRSV 46 fixed under its center mass In a vertical landing after the hooking of the hook 52 of the BRVS 46 and the thimble 51 of the cable 50, it is wound / unwound through the sealed deck assembly on the GVPP and is provided with a winch 53 with a drum and its tracking electric drive installed under the center of the GVPP in a sealed container inside the lightweight APAL housing, followed by by expanding the collet assembly of the cross member and simultaneously pulling the struts of the U-shaped frame and turning it into a horizontal position so that its cross member with the collet assembly sliding along the cable goes down and is placed in accordance the deepening above the center of the runway. Then, after clamping the nose of the ventral fuselage of the BRVS behind the front support of the chassis, the hook of its hook is disconnected from the thimble of the cable and the stand-lodgement 54 lifting the nose part fixes the support of the front wheel of the BRVS on the satellite table 55, which moves the BRVS on the rear wheels into the hangar 44-43 and lowers onto stationary V-shaped lodges (not shown in Fig. 1) under the wheels of the BRSV chassis at the position of the freight elevator, which lowers the BRSV on the lower deck for its subsequent movement to the fueling station and loading the striker Lect, e.g., APR and RCC.

Таким образом, малозаметный БРСВ с ДСНС-Х2 и ПМС-R2, имеющий однолопастные соосные НВ, представляет собой СВВП, который изменяет свою полетную конфигурацию только благодаря остановки и фиксации лопастей-крыльев НВ и изменению реактивной тяги ТРДД посредством УВТ. Кроме того, коэффициент удельной нагрузки на мощность с применением однолопастных НВ, приводимых ТРДД с тягой 1760×2 кгс, имеющими отбор мощности и УВТ, составит у БРСВ-3,0 с взлетным весом 9,39 тонн ρ_су=0,375 тс/т, что в 2,16 раза меньше, чем у сопоставимого СВВП Як-38М с энергозатратной СУ, который при взлетном весе 10,8 тонн использует подъемно-маршевый ТРДД мод. Р-28 В-300 тягой 6800 кгс и с тягой по 3250 кгс два подъемных ТРД, обеспечивающих критерий (целевая нагрузка хдальность полета) 750 т⋅км, который в 6,8 раза меньше, чем у БРСВ-3,0 (см. табл. 1). Несомненно, с течением времени широкое использование в СУ ТРДД с плоскими соплами и УВТ позволит добиться уменьшения инфракрасной и визуальной заметности в сравнении с СВВП мод. F-35B (США), что немаловажно для освоения опционально управляемого БРСВ-3,0 и палубного Су-57К, используемого совместно и несущего БРСВ-1,1-летающего робота-носителя ракет, увеличивающего дальность АПР или ПКР с 5 шт. Р-73 "воздух-воздух".Thus, the inconspicuous BRSV with DSNS-X2 and PMS-R2, having single-blade coaxial HBs, is a VTOL, which changes its flight configuration only by stopping and fixing the wing-blades of the HB and changing the jet thrust of the turbojet engine through air-blast. In addition, the coefficient of specific load on power using single-bladed HB driven by a turbojet engine with a thrust of 1760 × 2 kgf and having a power take-off and air-tight circuit will be equal to BRSV-3.0 with a take-off weight of 9.39 tons ρ _su = 0.375 tf / t, which is 2.16 times less than that of a comparable VTOL Yak-38M with energy-intensive SU, which, with a take-off weight of 10.8 tons, uses a marching turbofan engine. R-28 V-300 with a thrust of 6800 kgf and with a thrust of 3250 kgf two lifting turbofan engines, providing a criterion (target load, flight range) of 750 t⋅km, which is 6.8 times less than that of the BRSV-3.0 (see table 1). Undoubtedly, over time, the widespread use of flat-nozzles and high-voltage turbojet engines in a turbojet engine can achieve a decrease in infrared and visual visibility in comparison with the VTOL modes. F-35B (USA), which is important for the development of the optionally controlled BRSV-3.0 and deck-based Su-57K, used together and carrying the BRSV-1.1-flying missile carrier robot, which increases the range of APR or RCC from 5 pcs. R-73 "air-to-air."

Claims

1. Anti-ship missile system (SCRC) with an unmanned aerial vehicle, used from a launcher (PU) of an atomic submarine aircraft carrier or carrier fighter (APAL or IN), having a fuselage with a detachable guided missile, carrying a wing with a tail, engine, airborne control system (BSU), providing autonomous (AU) and remote (DU) or telemechanical control (TMU) from a command post (KP) APAL or IN, characterized in that it is equipped with at least two returned to the helicopter pl APAL flotation by unmanned jet helicopter aircraft (BRSV), having as a twin-screw coaxial-bearing system (DSNS), including in the DSNS-X2 two single-blade main rotors (HB) with profiled counterweights, ensuring the creation of vertical thrust only during vertical and short take-off / landing (GDP and KVP) or in transitional flight modes, as well as two turbojet double-circuit engines (turbojet engines) in a common aft engine nacelle, the inlet of its air intake is equipped with controllable different-sized flaps placed one lower or above the upper obliquely formed channel of the duct, so that the larger one deviates into the channel, and the smaller one outward depending on the flight speed, and having jet nozzles with thrust vector control (UHT) in the lift-march system (PMS) and front output of longitudinal shafts from their turbines for power take-off through a clutch onto a coaxial HB gearbox mounted in front of the flight from the center of mass at a distance inversely proportional to the application of lifting force and vertical thrust, respectively NV and PMS-R2, but also performed according to the aerodynamic scheme of a longitudinal triplane equipped with a low or high front horizontal tail (PGO) with elevators, a mid-swept wing (SSK) with a wedge-shaped profile and external ailerons and a V-shaped plumage with rudders on its arrow-shaped keels, deflected outward from the plane of symmetry at an angle of 43 °, and with the possibility of converting its flight configuration after performing the KVP or GDP technology from a rotorcraft or helicopter with DSNS-X2 and react explicit PMS-R2 to the appropriate winged gyroplane for long-term flight or transonic aircraft with maximum or normal take-off weight, respectively, with wide-chord HBs operating in their autorotation modes or wing-blades carrying them with retracted telescopic HB counterweights when the HBs are stopped and their blades the wings are fixed with a sweep angle χ = 23 ° along their rear edges so that they form a biplane with a SSC and are directed outward from the axis of symmetry, increasing the SSC's area and bearing capacity, but also vice versa, in case of ship or air based BRSV in traveling-transport on the chassis or with the landing gear removed in the flight-transport configuration, respectively, with retracted upper or upper with lower telescopic shafts in the shaft column of its HB, wing-wings of which are fixed by their tips along the axis of symmetry back in flight and placed above the fuselage or laid in the upper fuselage niche with automatically folding / sliding two-way wings, located in the central part and on a streamlined above fuselage, which provides free placement of folded HB in it, and before or after the launch of the BRSV for airplane flight modes in the biplane diagram of the bearing surfaces of its SSK it has a span that is 1.3 times less than the span of the fixed NV wing blades, the rear edges of which are located at a top view parallel to the leading edges of the PSC and PSC, and the possibility of simultaneously opening the consoles of the SSC and PGO in the plane of their chords back along the flight at the rotation nodes located in the root parts near their front or rear cr MOK mounted respectively on the axis of symmetry or on both sides of it with their consoles, placed in tiers or in a horizontal plane, but also stacked in the corresponding fuselage side niches with automatically opening / closing flaps in the travel-transport configuration, decreasing by 6.29- 9.35 times the parking area from its take-off area on an equal footing and with alternately folded end parts of the carinae of the V-shaped plumage inward to the axis of symmetry, and placed when viewed from the side above the upper surface of the posterior wedge-shaped th or trapezoidal part without a fairing of the fuselage, but also with appropriate placement along the axis of symmetry of the HB blades, while in the aircraft configuration, the tiered arrangement of the CCK consoles one above the other determines when viewed from the front the location of its left console is higher than the right one, moreover, the swept-shaped PGO having as its smaller the area constituting 11.4% of the total area of the SSC and the wing blades of the HB, and in turn, a smaller area of 25.0% of the area of the SSC, while the beveled sides of the upper and lower parts of the fuselage the effective dispersion area is formed by a hexagonal configuration when viewed from the back with sharp lateral lines continuously extending from the nose to the tail, located under the lower or over the upper surfaces of the SSC, while in the regimes of GDP and hovering one-bladed HB blowing the corresponding jet nozzles of the afterburned turbojet engines with air-blast PMS-R2, made without controlling the cyclic change of their pitch and with rigid fastening of their blades and counterweights, but also creating full compensation of reactive torques from in the opposite direction of rotation between the upper and lower coaxial HBs, rotating in a clockwise and counterclockwise direction, respectively, so that the upcoming HB blades create a smoother airflow around the fuselage, with each trapezoidal fuselage keel placed vertically downward or outward from the front, has at the front ends of their endings IR emitters and video cameras used for vertical landing.

2. SCRC according to Claim. 1, characterized in that for the BRSV, the aforementioned turbofan engines with UVT have round jet nozzles created by synchronously deflecting them with a hydraulic transverse shaft in longitudinal vertical planes parallel to the symmetry plane, up to 95 ° down or back upwards, respectively, in the regimes of GDP, hovering or horizontal flight, mounted between the tail beams, while the said single-bladed HBs are made with a stepped profile of the end part on one third radius of each with the opposite narrowed we eat a 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 or upper surface, made respectively with an upper or lower ledge-cut diamond-shaped in shape, the outer protruding sides of which , having a concave inward rear edge of the blade, create in its point of maximum chord (b _maxHB), combined in a ledge-recess with a smaller diagonal of the rhomboid shape in plan forming step as a configuration profile across the width and depth - are respectively about 1/2 b _maxHB chord and 2/3 of the thickness _maxHB, and ending sharpened blade having a parabolic leading edge and a forward swept trailing edge, the outer side projecting rhomboidal shape in plan form an isosceles triangle in terms of performing on the blades to their role fastening semirigid steering surfaces having a servo-drive and the possibility of regimes of GDP and freezing of their synchronous deviations in the vertical plane so that with their differential deviation down / up and up / down and passing at the same time from the opposite left / right sides of the fuselage, the HB balance rolls to the left and right, respectively, but their in-phase deviation down / up as the HB blades pass over the stern of the fuselage, the pitch balance is adjusted according to the diving and cabling moments, while the mentioned telescopic balances HB have a radius (r _TP ) in the retracted or extended position, respectively equal to the radius of the fairing of the sleeve NV having diametrically placed sections in the form of circular segments, chords which are equal in size to the root chords of the HB and the counterweight, or 30% of the radius of the HB, each counterweight having the 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 mating segment of a circle with a diameter , equal to the fairing of the sleeve NV, mating when it is retracted with a slice of the circular segment of the sleeve, forming a streamlined round shape in the plan.

3. The SCRC according to claim 1, characterized in that each of the turbojet engines mentioned in the GDP and freeze-up modes is executed with digital program control elements that combines in the dual-mode regulation and control system its simultaneous operation as when selecting free power for an NV drive in a power supply system -X2, and with a balanced distribution of residual reactive thrust in PMS-R2 between the flat nozzles of the turbofan engine located between the keels of the V-shaped plumage, which allows the turbofan engine to be shielded with flat nozzles mounted above the comb a surface with a heat-absorbing layer of the rear part of the fuselage, which has a saw-shaped rear edge between the ends of the tail beams, while each of the aforementioned turbofan engines with an adapter 29, providing both control of the area of the critical and output polygonal sections of its nozzle in a tapering or expanding part, and a smooth, streamlined changing its cross section from a round nozzle to a hexagonal and then to a five-sided flat nozzle, equipped with a lower faceted wall 30 having a V-shape when viewed from the rear, and the upper leaf 31, consisting of two parts of a rectangular 32 and a pentagonal 33 shape synchronously deflected between the vertical side walls 28 downward in the plan, respectively, at angles of 22.5 ° and 22.5 °, but also around the first 34 and second 35 transverse axes, that in the lower position, the trailing edge of the upper casement 31 is in contact with the lower faceted wall 30, which has both an angle at its apex, the same angle as the V-shaped trailing edge of the upper casement 31, and on its V-shaped sides, a hatch with two rectangular front 36 and two trapezoidal in terms of backside 37 folds of different sizes, having rotation nodes on opposite sides of the pentagonal plan of the hatch, creating automatic synchronous deflection plumb down while turning down the upper flap 31 so that the two front ones, smaller than 36 of them, are deflected in flight, and the two rear ones are large 37 - against flight, forming a pentagonal with open front and rear side surfaces of the output device of the turbofan engine, the area and width of which are equal to the nozzle of the pentagonal shape of the adapter 29, which creates the corresponding deviation of the jet thrust vector from horizontal to vertical, but also vice versa, moreover, a diagonally arranged pair of front rectangular 36 and trapezoidal in plan 37 faceted flaps of each turbofan engine with triangular 38 on their lower sides when viewed from the rear, end parts made with a bend, the angle of which equal to the angle between the faces of the lower cusp 30, and creating, when they are deflected first priority, before opening the diagonally placed other flat rectangular 36 and trapezoidal in plan 37 cusps continuous the middle and rear side surfaces of the pentagonal output device, while the synchronous deviation of the rectangular 32 and pentagonal 33 parts of the upper sash 31 down by 22.5 ° + 7.5 ° or 22.5 ° + 22.5 ° with the simultaneous opening of the trapezoidal hatch leaves deflected flaps down flight 36 or against 37, forming their inclination to the horizontal at an angle of 45 °, provide the ability to perform a short take-off or landing with short mileage, respectively, by creating an inclined horizontal jet thrust or a horizontal reverse thrust, moreover, from the bottom of the fuselage tail section under the ridge surface along the axis of symmetry, the said fairing is located, having at its end a compartment with a retractable magnetometer rod and an antenna of the sonar station lowering the winch on the water cable under its wing, while in the flight configuration of the winged a gyroplane with autorotating HB during the barrage flight of the BRSV carrying aircraft anti-submarine and anti-ship missiles (APR and RCC), provides an appropriate fight against the submarine d (PL) and surface ship (NK), moreover, the hydroacoustic system omitted from the BRSV, consisting of an indicator of acoustic signals and two receivers for their reception from the hydroacoustic antenna, their encoding and transmission via eight-channel closed communication to the APAL for real-time processing, but also its highly sensitive magnetometer with a magnetically sensitive element operating at a distance of 30 m from the water surface, and associated with the BSU BRSV, which provides for the issuance of commands to turn on the magnet at the calculated point the meter and to control after the magnetometer has been triggered when a PL target is detected, but also to register in the BSU memory the coordinates of the detection point of the PL target during transmission to the APAL and its gearbox, while the BRSV has both a closed-loop radio channel with the APAL and a radar station with a command transmitter, an optoelectronic system with a two-channel target tracking automaton and a computer system with an automation unit for a multifunctional control panel that provides independent search for horizontal cruise flight giving the PL target, identifying it and making a confirmed decision from the APAL operator to destroy it, but also the possibility of transporting it in the APAL hangar and its marching configuration with appropriately folded PGO, SSK and blades of the mentioned single-bladed HBs, while the APAL has a solid deckhouse, equipped with complexes behind it and two front-side anti-aircraft “Duets” and anti-aircraft missile and artillery “Armor-M”, which are retractable into containers inside the lightweight hull in a marching position, equipped with along the longitudinal axis of the hull in its continuation by the rear aviation strong hangar for placement in it on stationary V-shaped lodges fixing the wheels of the chassis, at least two BRPS located in tandem, having corresponding durable manhole automatically opening from its rear end, while durable the hangar is equipped with a retractable satellite table having a telescopic lodgement stand that fixes the nose of the ventral fuselage with clamps and the possibility of a raised lodgement stand with its fore nose support wheels fixed on the lodgement of the satellite table, towing on the rear wheels along the APAL front-to-rear rear-wheel drive symmetry axis with its fixed HB over the fuselage along the axis of symmetry and folded PGO and SSK in the travel-charging configuration, with a sturdy case on its upper part behind the aft hangar is equipped with a horizontal take-off and landing platform (GVPP), having a length equal to the length of the fuselage of the BRSV with rotating coaxial HB, and a system of forced drying of its surface and extendable under the jet nozzles with the UVT BRSV boards a base with a heat-resistant upper surface, but also in its center, a BRSV mooring and compulsory vertical landing system (UWBW) on a satellite table extended from the hangar with a pillar stand, and a UWBW aft, providing the possibility of landing of the UWBV on the APAL deck with rolls up to 25 ° and which is a rear view of a U-shaped frame with telescopic side racks, perpendicular to the longitudinal axis of the APAL housing, made with the possibility of rotation in the vertical plane along the latter from horizontal to vertical The basic position is equipped with infrared detectors at the top and the middle of its crosshead, respectively, interacting with the BRSV IR emitters and automatically correcting its maneuvers when landing using UWBW, and a collet assembly with a cable passed through it with a developed ellipsoid thimble placed in the centering the node strictly along the cross-beam with its larger diagonal and interacting with the grapple of the quick-release hook, which is deflected downward when landing, fixed under the center of its masses, while vertical landing after engagement The hitch of the BRSV and the thimble of the cable is wound / unwound through the sealed deck unit on the GVPP and is provided with a winch with a drum and its tracking electric drive installed under the center of the GVPP in an airtight container inside the lightweight housing, with the subsequent releasing of the cross-section of the cross member and simultaneously retracting the struts П- shaped frame and its rotation in a horizontal position so that its cross member with the collet assembly, sliding along the cable, goes down and is placed in the corresponding niche above the center of the runway, after which makes a vertical landing on the telescopic stand-lodgement of the satellite table with the cable winding at the same time, then after fixing the nose of the ventral fuselage part of the BRSV behind the front landing gear, the hook of its hook is disconnected from the thimble of the cable and the stand-lodgement, lifting the nose part, fixes the front strut of the BRSC wheel satellite table, which moves the rear wheel drive on the rear wheels along the corresponding longitudinal guides of the APAL deck into the inside of its hangar and lowers onto stationary V-shaped lodges in terms of fixing three the landing gear of the BRVS chassis at the position of the freight elevator, which lowers the BRVS to the lower deck for its subsequent transfer to the fueling station and ammunition loading, for example, APR, and after all the above operations are performed in the reverse order, the satellite table is automatically rolled out from the hangar to the GVPP ready BRSV, rigidly held by the clamps of the lodgement rack until its load-bearing system reaches the required level of lifting force, then the locks of all X-rays and its vertical take-off is performed, while the BRSV glider is made of composite materials using inconspicuous technology, and its BSU is equipped with the option of its optional pilot control from a two-seat cockpit, which has ejected seats in the upper hemisphere, placed side by side or one after the other and operating on GDP regimes and hovering alternately only after the firing of the NV blades, which are mounted on the shaft column by means of pyro-cartridges, but also its use as part of the aviation group together with two unmanned vehicles, one of which, being a slave, automatically repeats the maneuvers of the head, and the other is controlled by the co-pilot from the head, and then vice versa.

4. SCRC according to claim 3, characterized in that the PL-target or NK-target is detected by observing them in the passive mode of operation of the sonar station or sonar complex APAL, when the distance to the underwater or surface target, located at a considerable distance from the APAL , known tentatively, give to the BRSV, carrying two APR or two RCCs, the data of the primary target designation, including only the bearing to the PL target or NK-target, perform pre-launch preparation and verification of the APS or RCC, enter the flight mission in the BSU and after machine By manually rolling out the satellite table at the GVPP, a vertical take-off of the BRSV is provided, they are controlled at the starting and marching sections of the trajectory using its BSU and, in remote execution, by commands from the TMU system with APAL, they keep the marching low altitude of flight of the BRSV, which provides detection, for example, of PL- targets at depth, at the command of the BSU, they search for the target after turning on the magnetometer on the given route of the barring roundabout, with the detection of the PL target in the BSU, they generate a command and perform the maneuver of the anti-missile defense to reset the APR in to the calculated point, they transmit a signal about the target detection with its coordinates and, in accordance with the task, they calculate a circular maneuver using the BRSV guidance system with an adaptive angle of its advance to the PL target, which is automatically determined when approaching the PL target and corrects the required BRSV turn for reset APR at the design point, when detecting and capturing the PL target, they carry out their joint attack by bringing the APR closer to the distance of their non-contact fuses or until the APR collides with the body of the PL target, undermining explosive of the warhead of each APR and hit the PL target, after which the BSU BRSV develop commands for its control for automatic return and vertical landing on the pillars of the lodgement of the satellite table APAL using UWB.

5. The method of application of air-based air defense missile systems, which consists in the fact that the said ID, which moves on the suspension console of its fuselage starting device one BRSV with folded bearing surfaces, HB wing blades and in the bomb bay with two X-38M anti-ship missiles, which has the ability to launch anti-ship missiles from a suspended state to the IN, undocking and launching the BRSV with the IN to create a safe robotic airspace between the IN and the air defense of the NK-target, which increases the range of the X-38M anti-ship missiles from 40 to 400 km, while the H035-type radar with the IN provides direction, and control of the BRSV by the second IN pilot, using the low-altitude flight profile and the self-defense system - the active electronic jamming station, and upon reaching the area from which the NK target will be hit, the BRSV will launch a salvo or launch the RCC alternately with the correction of the error accumulated by the combined inertial control system according to the signal receiver of the GLONASS satellite navigation system, on the final section of the RCC flight, an infrared homing head and autonomous software and hardware are used th detection purposes, then BRSV at a distance 1150 km automatically returns to APAL or carrier vehicle with a vertical landing on its deck.