RU2749162C1

RU2749162C1 - Противокорабельный авиационно-ударный комплекс

Info

Publication number: RU2749162C1
Application number: RU2020135071A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Дуров
Original assignee: Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date: 2020-10-26
Filing date: 2020-10-26
Publication date: 2021-06-07

Abstract

Изобретение относится к области авиации, в частности к авиационным противокорабельным комплексам палубного базирования. Противокорабельный авиационно-ударный комплекс (ПАУК) снабжен опционально и дистанционно пилотируемыми конвертируемыми самолетами, выполненными по схеме летающее крыло с N-образным крылом, параллелограммным центропланом и концевыми частями асимметричной стреловидности. В кормовой части имеются комбинированные газотурбинные двигатели со свободными силовыми турбинами, приводящими два несущих винта (НВ) в крыльевых кольцевых обтекателях, смонтированных в крыле, и/или в кольцевых обтекателях крыльевых гондол турбовентиляторы, создающие подъемную и/или пропульсивно-реактивную тягу с работающими или зафиксированными НВ в конфигурации турбовинтовентиляторных реактивных самолетов, используемых с управляемыми ракетами с палубы авианесущего корабля. Обеспечивается повышение вероятности поражения надводной цели, расположенной на большой дальности, и возврат на вертолетную площадку АНК для повторного использования. 2 з.п. ф-лы, 1 табл., 3 ил.

Description

Изобретение относится к ракетно-авиационным комплексам с опционально и дистанционно пилотируемыми конвертируемыми самолетами, имеющими N-образное летающее крыло с параллелограммным центропланом и концевыми частями асимметричной стреловидности и в кормовой его части комбинированные газотурбинные двигатели со свободными силовыми турбинами, приводящими два несущих винта (НВ) в крыльевых кольцевых обтекателях, смонтированных в крыле, и/или в кольцевых обтекателях крыльевых гондол турбовентиляторы, создающие подъемную и/или пропульсивно-реактивную тягу с работающими/зафиксированными НВ в конфигурации турбовинтовентиляторных самолетов, используемых с управляемыми ракетами.

Известен беспилотный самолет проекта "X-plane" компании "Northrop Grumman" (США) [http://test.abovetopsecret.com/forum/thread398541/pg1], выполненный по схеме летающее крыло асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС), двумя турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД) в мотогондоле, внутренними бом-боотсеками и трехопорным убирающимся колесным шасси. Для сверхзвукового полета "X-plane" его ТРДД General Electric J85-21 имеют реактивную тягу 4485 кгс, что на высоте полета 15 км обеспечивает скорость 1275/1488 км/ч при тяговооруженности 0,52/0,66. Самолеты с КАИС имеют ряд недостатков, основными из которых являются: смещение аэродинамического фокуса при разнонаправленной стреловидности, что приводит к увеличению балансировочного сопротивления; возрастание массы конструкции из-за наличия поворотных шарниров консолей. Кроме того, при большом угле 45° стреловидности консоль с прямой стреловидностью имеет больший эффективный угол атаки, чем консоль с обратной стреловидностью, что приводит к асимметрии лобового сопротивления и, как следствие, к возникновению паразитных разворачивающих моментов по крену, тангажу и рысканию. Более того, для КАИС характерны вдвое больший рост толщины пограничного слоя вдоль размаха, и любой несимметричный срыв потока вызывает интенсивные возмущения, а их устранение достигается путем использования параллелограммного центроплана с асимметричным крылом.

Известен самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) модели F-35B (США) с трапециевидным крылом и на нем боковыми соплами, создающими вертикальную тягу и управление по крену, имеет турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с отклоняемым вектором тяги (ОВТ) его реактивного сопла и отбором мощности на привод подъемного вентилятора с рулевыми створками и двухкилевое оперение.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что заднее расположение ТРДД с его поворотным соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, имеет для отбора взлетной его мощности передний вывод вала посредством редуктора и муфты сцепления на подъемный вентилятор, что предопределяет за кабиной пилота в конструкции фюзеляжа две верхнюю и нижнюю раскрываемые створки подъемного вентилятора, оснащенного также сложной системой отклонения его воздушного потока в продольном направлении, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что размещение за кабиной пилота подъемного вентилятора диаметром 1,27 м предопределяет большую площадь миделя фюзеляжа, что создает дополнительное лобовое сопротивление. Третья - это то, что для выполнения ВВП и зависания имеется двойная система создания вертикальной как горячей тяги от поворотного сопла ТРДД, предопределяющего термостойкое исполнение палубы корабля, так и холодной тяги от подъемного вентилятора и боковых сопел, которые при горизонтальном его полете, увеличивая паразитную массу, бесполезны, что ведет к утяжелению конструкции и уменьшению весовой отдачи. Кроме того, использование форсажного и бесфорсажного режимов работы ТРДД соответственно повышает удельный расход топлива на 46%, уменьшает вдвое дальность полета и ограничивает скорость не более 950 км/ч.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является британский [см. http: //rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/ikara/ikara.shtml] противолодочный авиационный комплекс (ПАК) модели "Icara" с его беспилотными летательными аппаратами (БЛА), имеющими крыло, фюзеляж с пусковым устройством (ПУ) управляемой ракеты (УР), двигатель силовой установки (СУ) и бортовую систему управления (БСУ).

Признаки, совпадающие - БЛА с габаритами без корабельного ПУ: длина 3,42 м, размах крыльев 1,52 м, высота 1,57 м, несет противолодочную торпеду типа Мk.44, имеющую при ее массе 196 кг дальность хода 5 км. БЛА с торпедой Мk.44 имеет максимальную/минимальная высоту полета 300/20 м и значительный вес, составляющий 1480 кг, что ограничивает дальность полета до 24 км и скорость до 140…240 м/с.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что пуск дозвукового БЛА осуществлялся в направлении, максимально приближающем к цели. Данные о местоположении цели поступали от гидроакустической системы надводного корабля-носителя, другого корабля или противолодочного вертолета. Что обеспечивает, учитывая противовоздушную оборону (ПВО) цели, постоянное обновление данных об оптимальной зоне сброса торпеды в компьютере системы управления стрельбой, передающей их в полете через БСУ на БЛА. По прибытии БЛА в район нахождения цели торпеда Мk.44, полуутопленная с подфюзеляжным ее расположением в корпусе БЛА по радиокоманде отделялась, спускалась на парашюте, входила в воду и начинала поиск цели. После чего БЛА продолжает полет с работающей СУ, уводя его от места приводнения самонаводящейся торпеды, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сам же одноразовый БЛА уходил из района и самоликвидировался.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном британском ПАК модели "Icara" увеличения целевой нагрузки (ЦН) и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, а также вероятности поражения надводной или наземной цели, расположенной на большой дальности, но и возврата на вертолетную площадку атомного авианесущего корабля (АНК) для повторного использования.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного ПАК модели "Icara", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что противокорабельный авиационно-ударный комплекс (ПАУК) имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП), включающую более чем один опционально пилотируемый конвертируемый самолет (ОПКС) с более чем одним дистанционно пилотируемым конвертируемым самолетом (ДПКС), используемую более чем с одной вертолетной площадки АНК, причем и ДПКС, и ОПКС выполнен с двусторонней асимметрией и в виде низко- или среднерасположенного N-образного летающего крыла (NЛК) без или с вертикальным килем и ромбовидным или параллелограммным центропланом (ПЦ), имеющим как правую и левую концевые части асимметричной стреловидности (ЧАС), вынесенные от центра масс в соответствующую сторону, но и вперед и назад по полету, образующие по передней их кромке соответствующие углы обратной χ=-45°…-60° и прямой χ=+45°…+60° разнонаправленной стреловидности, размещенным большей его диагональю по оси симметрии, так и двухвинтовую поперечно-несущую систему (ДПНС), используемую на переходных и разгонных режимах полета, выполнении ВВП и зависания, короткого взлета и вертикальной посадки или посадки (КВВП или КВП), включающую с изменяемым шагом левый и правый многолопастные несущие винты (НВ), смонтированные внутри ПЦ и в соответствующих крыльевых кольцевых обтекателях (ККО), имеющих автоматически открываемые/закрываемые поперечные нижние жалюзи-рули и продольные верхние полукруглые створки или жалюзи-створки, обеспечивающие свободный доступ воздуха в ККО и выхода из них воздушного потока, образующие после их закрывания соответствующие поверхности развитого ПЦ, интегрированного по правилу площадей и с трапециевидными ЧАС, и фюзеляжем, снабженным в кормовой его части по меньшей мере двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), выполненными в виде двухконтурных реактивных двигателей, имеющих выносные трехступенчатые вентиляторы (ВТВ) в кольцевых обтекателях (КО) крыльевых гондол, смонтированных вдоль продольных осей ККО в задней части ПЦ и с внешних бортов хвостовых балок с их реактивными круглыми или прямоугольными плоскими соплами (ППС), вынесенными за заднюю кромку ПЦ, обеспечивающими создание вертикальной/наклонной или горизонтальной тяги при выполнении ВВПУКВП или поступательного полета соответственно, но и более чем одну свободную силовую турбину (ССТ), передающую взлетную мощность СУ на соответствующие НВ в их ККО и/или ВТВ в КО, создающие в при этом пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную холодную тягу, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения вертикального или короткого взлета с соответствующего самолета с его КГтД, приводящими в ДПНС-Х2 пару НВ и/или два ВТВ в ПРС-112, создающие подъемную и/или подъемную/маршевую тягу с работающими/зафиксированными НВ при автоматически открытых/закрытых верхних и нижних, например, жалюзи-створках их ККО в сверх- или трансзвуковой самолет соответственно при нормальном или максимальном взлетном весе, но и обратно, при этом правая и левая концевые ЧАС их NJTK имеют округлые в плане законцовки и выполнены для уменьшения в 1,7…1,9 раза стояночной их площади от взлетной складываемыми вверх на стоянке соответственно назад и вперед по полету или перпендикулярно к оси их симметрии, размещаясь с фиксацией над их ПЦ, имеющим форму в плане близкую к ромбовидной, вдоль меньшей его диагонали или спереди и сзади от центра масс соответственно над фюзеляжем и кормовыми гондолами, снабженными между ними и по оси симметрии форкилем с цельно-поворотным килем.

Кроме того, в сверхманевренных ОПКС и ДПКС их система трансмиссии, например, с двумя ее упомянутыми КГтД, смонтированными между хвостовых балок в кормовых гондолах фюзеляжа, в которых спереди их упомянутых ССТ размещен Т-образный в плане главный редуктор, имеющий продольные входные валы, например, от двух пар каскада ССТ, но и соответствующие выходные поперечные валы, которые вращательно связаны с соответствующим Т-образным в плане крыльевым редуктором, продольные передний и задний выходные валы которого передают распределенную мощность соответственно на угловые редукторы противоположного вращения правого и левого НВ (ПНВ и ЛНВ) и/или на редуктор ВТВ в КО крыльевых гондол, имеющих на их входе конусообразные обтекатели крыльевых редукторов, экранирующие лопатки ВТВ и обеспечивающие отведение пограничного слоя и повышение коэффициента восстановления полного давления без щели для слива пограничного слоя, но и сжимающие воздушный поток и формирующие коническое его течение, а на режимах их ВВП и зависания продольное управление осуществляется посредством изменения равновеликого шагав паре ПНВ и ЛНВ, поперечное управление - изменением разновеликого шага и в ПНВ, и в ЛНВ, путевое управление - упомянутыми жалюзи-рулями в упомянутых левом и правом их ККО, которые выполнены с возможностью дифференциального их отклонения от центра ККО на углы вперед по полету -40° и назад +40°, а при выполнении ВВП и зависания вертикальные силы приложения от двух ППС и двух НВ, равноудаленных в плане от оси симметрии, размещены на поперечных линиях, вынесенных в плане от центра масс соответственно назад и вперед по полету на расстоянии обратно пропорционально их подъемным тягам, а на их режимах ВВП и зависания при удельной нагрузке на мощность их адаптивной СУ, составляющей ρ_N=1,15 кг/л.с, каждая упомянутая ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего как систему синхронизации каскада ССТ в их КГтД, оснащенную последовательно соединенными блоком приведения давления в компрессоре их ССТ, блоком формирования заданного значения частоты вращения и углового положения лопаток их ССТ и исполнительными органами, которые корректируют угловое рассогласование лопаток в каскаде ССТ и обеспечивают заданный расход топлива, формирующий требуемую мощность, так и систему адаптивного управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности в ДПНС-Х2, составляющей с учетом потерь от обдува ребер жесткости ККО ρ_ВТ=1,15, включает режимы работы ССТ как взлетный, так и чрезвычайный режим (BP и ЧР) при отборе 80% и 20% от потребной ее мощности на привод упомянутых НВ и ВТВ соответственно как от четырех работающих ССТ, так и от трех из работающих ССТ с автоматическим выравниванием и соответствующим перераспределением оставшейся мощности между НВ и ВТВ при отказе соответствующей ССТ в КГтД, например, даже в последнем случае после автоматического включения ЧР работы оставшихся в работе ССТ, которые при удельной вертикальной тяговооруженности в ДПНС-Х2, составляющей ρ_ВТ=1,07, обеспечит режим аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 минут, а в каждой их ССТ система УФБП содержит: один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для выявления данных, касающихся расхода воздуха (G_В, кг/с) через компрессор ССТ, температуры газов (Т_Г, К) перед турбиной ССТ, суммарной степени сжатия (К) компрессора, а также один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для обнаружения относительного положения их фюзеляжа и дисков вращения их НВ для относительного их положения относительно уровня земли или поверхности посадочной площадки, а также различных препятствий на пути следящего их безопасного снижения; компьютер управления полетом, расположенный в их упомянутой БСУ и находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, компьютер управления полетом сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между их фюзеляжа с колесным шасси и уровнем земли или поверхностью посадочной площадки; сравнить относительную позицию их фюзеляжа и несущей их системы с выбранной относительной их позицией; определить скорость автоматического снижения, необходимую для их перемещения в выбранное относительное положение; преобразовать скорость следящего устройства во входы управления полетом; а также обеспечить прямое автоматическое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, при этом каждый тяжеловооруженный ДПКС и ОПКС, выполненный соответственно без и с кабиной пилотов, снабженной внутри видеокамерами с автономными манипуляторами, подключаемыми к органам управления ОПКС и возможностью опционального его управления пилотами из кабины фюзеляжа, а их фюзеляж для внутреннего вооружения имеют с боков и снизу при виде спереди левую и правую Г-образные автоматические створки и отсеки, ПУ которых с закрепленными на них двумя парами УР воздух-воздух типа Р-77М и двумя/одной противокорабельными ракетами (ПКР) типа БраМос M/PJ-10 смонтированы на внутренних сторонах створок и внутри отсеков соответственно, а их планер выполнен по малозаметной технологии с покрытием, поглощающим радиоволны разной длины, имеет монолитную конструкцию жесткого их корпуса с использованием алюминиево-литиевых сплавов и до 70% улучшенных по структурному старению композиционных материалов, усиленных лонжеронами и ребрами жесткости с общей композитной обшивкой NЛK, армированных углеродным волокном, способных защитить их БСУ от мощных электромагнитных вспышек или воздействия лазерного излучения, выдерживать значительные количества тепла и деформации, позволяющие снизить на порядок количество деталей, но и содержит трехопорное колесное шасси с носовой и главными стойками, убирающимися соответственно в отсеки фюзеляжа и крыльевых гондол, а их каждый надфюзеляжный воздухозаборник, не имеющий пластинчатого отсекателя пограничного слоя и внутренних подвижных регулирующих элементов, выполнен и для отведения пограничного слоя, и повышения коэффициента восстановления полного давления как без щели для слива пограничного слоя, и экранирования лопаток компрессора ССТ и ВТВ их упомянутых КГтД в адаптивной СУ, изменяющей объем воздуха который, обеспечивая большую тягу и топливную эффективность, проходит через ССТ и ВТВ, но и каждый для двух последних включает соответствующие рампы, каждая из которых сжимает поток и формирует коническое его течение, причем для создания буферной безопасной авиазоны между упомянутым АНК и ПВО цели малозаметные ДПКС\ОПКС, несущие в бомбоотсеках их фюзеляжа по одной ПКР типа БраМос PJ-10, увеличивают после выполнения ими технологии ВВП/КВВП соответственно дальность действия до 2300/4461 км, например, сверхзвуковой ПКР типа БраМос PJ-10, образующих после их запуска автономные рои ПКР, а их фюзеляж имеет от пирамидальной носовой его части скошенные по всей его длине боковые стороны, образующие при виде спереди пяти- или шестигранное поперечное сечение, уменьшающее эффективную площадь рассеивания, но и радиолокационную и визуальную заметность, а каждое упомянутое ППС их крыльевых гондол для управления вектором тяги (УВТ) снабжено верхней 27 и нижней 28 стенками, содержащими на их концах прямоугольные в плане люки-сопла с поперечными верхней 29 и нижней 30 поворотными на их осях 31 и 32 в вертикальной плоскости створками, имеющими от осей их поворота длину с их фасками, определяемую из соотношения: L_ств=h_cоп/0,707, м (где: h_cоп - высота сопла, cos 45°=0,707) и раздельные приводы, обеспечивающие между боковых его стенок 33-34 их отклонение к продольной оси сопла вниз и вверх синхронно двумя на углы ±22,5°, смыкаясь их фасками, либо одной из них на углы ±22,5° при закрытой другой синфазно или дифференциально соответственно для реверса тяги либо для продольного или поперечного управления либо только нижней створки 30 на угол +45° до соприкосновения ее фаски с поверхностью верхней закрытой створки 29 для изменения направления горизонтальной тяги на вертикальную, а их фюзеляж на конце упомянутых КГтД оснащен вдоль продольной его оси V-образным в плане кормовым наплывом с отсеком, имеющим на его конце выдвижную буксируемую на тросе ложную цель, а на самолетных режимах их полета изменение балансировки по курсу и тангажу либо крену обеспечивается отклонением соответственно синхронным вверх-вниз соответствующих внешних односторонних расщепляемых закрылок концевых ЧАС или поворотом упомянутого цельно-поворотного киля и синфазным либо дифференциальным верхних и нижних створок ППС крыльевых гондол, причем расширение двусторонне-асимметричной компоновки ДПКС/ОПКС может дополнительно включать асимметрично удлиненные крыльевые гондолы либо их смещение в продольном направлении, но и смещение в этом же направлении цельно-поворотных стабилизаторов, закрепленных с внешних бортов крыльевых гондол и вниз с отрицательным углом ϕ поперечного V, при этом электронно-оптический датчик (ЭОД), предназначенный для обнаружения и идентификации цели, имеет приемную часть ЭОД, которая закрывается сверху сапфировым стеклом, устанавливается сверху носовой части фюзеляжа головного ОПКС, снабженного двухчастотной бортовой радиолокационной станцией (РЛС) с активной фазированной антенной решеткой (АФАР), которая с ЭОД на безопасных для ОПКС расстояниях обеспечивает геолокацию цели и управление оружейными нагрузками ОПКС и по лазерному каналу связи ДПКС с наведением на цель их ПКР и УР класса воздух-воздух в составе авиагруппы, применяемой совместно с рядом других авиагрупп, способных и обмениваться информацией между их головными ОПКС в рамках их единого так называемого информационного облака, и динамически адаптироваться к изменяющимся условиям, включая как и то, что если одна из авиагрупп обнаруживает цели в количестве большем, чем может поразить, то по лазерному каналу связи ее ОПКС передает целеуказание на ряд ОПКС, не использующие свои РЛС в составе других авиагрупп, и они совместно атакуют цели, так и их тактическое управление и координацию, распределяющую по выбранным целям палубные ОПКС и ДПКС ряда авиагрупп и/или полностью, повышая эффективность их атаки, интегрированы к автономному стратегическому их роению, причем компьютер системы ЭОД связан с центральным бортовым компьютером ОПКС быстродействующим оптоволоконным интерфейсом, обеспечивающим полную интеграцию общей информационной системы ОПКС с системой ЭОД, включающей в ее состав среднедиапазонный инфракрасный сенсор, который, представляя собой тепловизор, лазер и камеру с ПЗС-матрицей, позволяет выполнять фото и видео съемку с большим разрешением, автоматическое слежение за целью, поиск в инфракрасном диапазоне, лазерную подсветку цели, измерение дальности с помощью лазера, и отслеживание лазерных меток, поставленных другими системами слежения и наведения, при этом в каждой авиагруппе управление каждым ДПКС по лазерному каналу закрытой связи, не подверженному помехам со стороны радиоэлектронной борьбы (РЭБ) противника, обеспечивается вторым пилотом ОПКС, используя систему его самообороны и противодействия РЭБ противника - станцию активных электронных помех, а также компактные твердотельные лазерные и микроволновые установки направленной энергии, применяемые в качестве самообороны и сопутствующего вооружения воздушного базирования, подавляющие головки самонаведения УР противника и выводящие из строя электронику противника соответственно, причем в каждой авиагруппе каждый ОПКС на передней и задней кромках упомянутого ПЦ его NЛК вплоть до концевых ЧАС смонтированы РЛС с конформной активной решеткой и лазерные локаторы, которые используются для отслеживания соответствующих воздушных и наземных целей, в то время как его РЛС с АФАР используется для обеспечения детального представления наземных стратегических целей, таких как базы и инфраструктура.

Кроме того, каждый турбовинтовентиляторный ОПКС и ДПКС с холодными потоками воздуха от НВ в ДПНС-Х2 при ВВП и реактивной струи сжатого воздуха в ПPC-R2 при крейсерском полете с маршевой тяговоуроженностью первого уровня - 0,225 или второго - 0,258 либо третьего уровня - 0,52 или четвертого - 0,62, используя соответственно 22% или 27% либо 77% или 100% мощности их СУ, обеспечивает на высоте 15 км скорость 0,894 Маха (М) или М=0,988 либо транс- или сверхзвуковую скорость М=0,996 или М=1,4 с упомянутым NЛК, имеющим единую или переменную стреловидности по передней и задней кромкам его левой и правой концевых ЧАС с носовой и кормовой V-образными в плане частями ПЦ, а каждый их КГтД снабжен его прямоугольным реактивным плоским соплом с термопоглощающим покрытием, уменьшая инфракрасное (ИК) излучение, имеет заднюю V-образную в плане кромку, размещенную в продолжение или параллельно задней кромке упомянутого ПЦ их NЛК, образующую с упомянутым кормовым обтекателем и задней кромкой ППС пилообразную стреловидность, но и форсажную камеру, используемую на самолетных взлетных и сверхзвуковых режимах полета с передними перед упомянутыми ССТ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками упомянутой его кормовой гондолы для дополнительного в нее подвода воздуха, что позволит при нормальном/максимальном взлетном их весе на высоте 15 км повысить тяговоуроженность их СУ с 0,62/0,52 до 0,78/0,65, при этом отсутствие застекления лобовых окон или всех окон в кабине пилотов ОПКС позволит увеличить жесткость фюзеляжа, снизить толщину обшивки и уменьшить массу, причем планер ОПКС с герметичной кабиной, имеющей автоматически сбрасываемый непрозрачный броне-фонарь для катапультирования пилотов и средства отображения цифрового изображения, представляющего часть внешней сцены, включающей окружающую среду, простирающуюся вперед и достаточную для пилотирования, оснащен множеством видеокамер, ИК-датчиков и видеодатчиков, обеспечивающих всепогодную сенсорную съемку, фиксирующих в передней и задней полусферах все события на 360°, при этом для управления ОПКС в режиме реального времени изображение проходит цифровую корректировку и отображается модулем распределения видео на дисплеях кабины пилотов, делая ее обшивку или прозрачной, или видны на нашлемных дисплеях пилотов, которые, образуя общие окна просмотра, подключены к первому и второму процессорам расширенной системы зрения, сконфигурированы для ношения первым и вторым пилотом соответственно, причем первое и второе общие окна просмотра и выделенные отображенные линии визирования видны на первом и втором нашлемных дисплеях пилотов соответственно.

Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить ПАУК, имеющий группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП), включающую более чем один опционально пилотируемый конвертируемый самолет (ОПКС) с более чем одним дистанционно пилотируемым конвертируемым самолетом (ДПКС), используемую более чем с одной вертолетной площадки АНК, причем и ДПКС, и ОПКС выполнен с двусторонней асимметрией и в виде низко- или среднерасположенного N-образного летающего крыла (NЛК) без или с вертикальным килем и ромбовидным или параллелограммным центропланом (ПЦ), имеющим как правую и левую концевые части асимметричной стреловидности (ЧАС), вынесенные от центра масс в соответствующую сторону, но и вперед и назад по полету, образующие по передней их кромке соответствующие углы обратной χ=-45°…-60° и прямой χ=+45°…+60° разнонаправленной стреловидности, размещенным большей его диагональю по оси симметрии, так и двухвинтовую поперечно-несущую систему (ДПНС), используемую на переходных и разгонных режимах полета, выполнении ВВП и зависания, короткого взлета и вертикальной посадки или посадки (КВВП или КВП), включающую с изменяемым шагом левый и правый многолопастные несущие винты (НВ), смонтированные внутри ПЦ и в соответствующих крыльевых кольцевых обтекателях (ККО), имеющих автоматически открываемые/закрываемые поперечные нижние жалюзи-рули и продольные верхние полукруглые створки или жалюзи-створки, обеспечивающие свободный доступ воздуха в ККО и выхода из них воздушного потока, образующие после их закрывания соответствующие поверхности развитого ПЦ, интегрированного по правилу площадей и с трапециевидными ЧАС, и фюзеляжем, снабженным в кормовой его части по меньшей мере двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), выполненными в виде двухконтурных реактивных двигателей, имеющих выносные трехступенчатые вентиляторы (ВТВ) в кольцевых обтекателях (КО) крыльевых гондол, смонтированных вдоль продольных осей ККО в задней части ПЦ и с внешних бортов хвостовых балок с их реактивными круглыми или прямоугольными плоскими соплами (ППС), вынесенными за заднюю кромку ПЦ, обеспечивающими создание вертикальной/наклонной или горизонтальной тяги при выполнении ВВП/КВП или поступательного полета соответственно, но и более чем одну свободную силовую турбину (ССТ), передающую взлетную мощность СУ на соответствующие НВ в их ККО и/или ВТВ в КО, создающие в при этом пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную холодную тягу, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения вертикального или короткого взлета с соответствующего самолета с его КГтД, приводящими в ДПНС-Х2 пару НВ и/или два ВТВ в ПРС-Рч2, создающие подъемную и/или подъемную/маршевую тягу с работающими/зафиксированными НВ при автоматически открытых/закрытых верхних и нижних, например, жалюзи-створках их ККО в сверх- или трансзвуковой самолет соответственно при нормальном или максимальном взлетном весе, но и обратно, при этом правая и левая концевые ЧАС их NЛК имеют округлые в плане законцовки и выполнены для уменьшения в 1,7…1,9 раза стояночной их площади от взлетной складываемыми вверх на стоянке соответственно назад и вперед по полету или перпендикулярно к оси их симметрии, размещаясь с фиксацией над их ПЦ, имеющим форму в плане близкую к ромбовидной, вдоль меньшей его диагонали или спереди и сзади от центра масс соответственно над фюзеляжем и кормовыми гондолами, снабженными между ними и по оси симметрии форкилем с цельно-поворотным килем. Все это позволит в турбовинтовентиляторных ОПКС и ДПКС разместить НВ в ККО ПЦ их среднерасположенного NJIK вблизи центра масс, обеспечить стабильность управления, а выполнение НВ с изменяемым шагом позволит упростить их управление. В случае отказа в СУ одной из ССТ на режиме ВВП и зависания ее КГтД выполнены с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности каскада ССТ между НВ, что повышает безопасность полетов. Использование в аэродинамической схеме NЛК с концевыми ЧАС позволит в его ПЦ с относительной толщиной профиля с=6…8% разместить пару ККО с их НВ, повысить аэродинамическое качество до 14 единиц, достичь на высоте полета 15 км трансзвуковой скорости 1058 км/ч, а на безфорсажных/форсажных режимах работы КГтД в конфигурации самолета с холодной/горячей реактивной тягой достичь на высоте полета 15 км скорость до 1382/1594 км/ч, но и в сравнении со стреловидным крылом χ=+45° самолета весьма уменьшить за счет двусторонней асимметрии как волновое сопротивление в 2,8…3 раза (см. патент US 3737121 A, NASA), так и требуемую тяго-вооруженность в 1,44 раза для поддержания сверхзвукового безфорсажного длительного крейсерского полета (см. file://C:/Users/Dmitry/Downloads/73828808-MIT.pdf).

Предлагаемое изобретение ПАУК с турбовинтовентиляторными ОПКС и ДПКС, имеющими среднерасположенное NЛК со стреловидностью χ±55°, два КГтД, приводящих НВ в ДПНС-Х2 и/или в ПРС-Рч2 два ВТВ в КО крыльевых гондол, цельно-поворотный киль, смонтированный между кормовых гондол КГтД, иллюстрируется одним ОПКС на общих видах спереди/сверху и сбоку соответственно фиг. 1/2 и фиг. 3:

фиг. 1/2 в конфигурации самолета КВВП/ВВП с двумя КГтД, приводящими НВ и ВТВ, NЛК с его ККО при открытых продольных верхних жалюзи-створках/поперечных нижних жалюзи-рулях, крыльевыми гондолами с асимметричным их удлинением и смещением стабилизаторов в продольном направлении, показанных пунктиром;

фиг. 3 в конфигурации транс- и сверхзвукового реактивного самолета с КГтД, приводящими два ВВТ с ППС и УВТ, смонтированные в крыльевых гондолах.

Палубный ПАУК представлен на фиг. 1…3 одним ОПКС, который выполнен по концепции ДПНС-Х2 и ПРС-R2, содержит фюзеляж 1 и среднерасположенное NЛК с ПЦ 2, смонтированное с фюзеляжем 1 по правилу площадей, имеет концевые ЧАС 3 с закрылками 4 и их внешними расщепляемыми закрылками 5. Между кормовых гондол 6 для повышения путевой устойчивости, особенно, при скорости полета М=1,5 смонтирован цельно-поворотный киль 7 с его форкилем 8 (см. фиг. 1). Крыльевые гондолы 9, смонтированные в задней части ПЦ 2, содержат ППС 10 с системой УВТ, вынесены за заднюю кромку ПЦ 2. Фюзеляж 1 с бомбоотсеками и Г-образными их створками 11 содержит на конце реактивных плоских сопел 12 их КГтД V-образный в плане кормовой наплыв 13 с отсеком, снабженным на его конце выдвижной буксируемой на тросе ложной целью, но и колесное убирающееся в отсеки фюзеляжа 1 и крыльевых гондол 9 трехопорное шасси и надфюзеляжные воздухозаборники с S-образными воздуховодами, экранирующими лопатки ССТ (на фиг. 1…3 не показаны). Развитое NЛК с ПЦ 2 содержит внутри левый и правый ККО 14 с четырехлопастными соответствующими НВ 15 и НВ 16 в ДПНС-Х2. Каждый ККО 14 снабжен продольными верхними 17 жалюзи-створками и поперечными нижними жалюзи-рулями 18, организующими после закрытия соответствующие поверхности ПЦ 2. Два КГтД в комбинированной СУ содержат каскад ССТ, имеющих передний вывод вала для отбора мощности и ее передачи на Т-образный в плане главный редуктор с поперечным выходными валами, передающими крутящий момент на Т-образные в плане крыльевые редукторы, продольные передний и задний выходные валы которого передают мощность соответственно через муфты сцепления на угловые редукторы (на фиг. 1…3 не показаны) НВ 15-16 и/или на редуктор ВТВ в КО крыльевых гондол 9, имеющих на их входе конусообразные обтекатели 19 крыльевых редукторов. При этом взлетная мощность адаптивной СУ перераспределяется как 80% и 20% между парой НВ 15-16 и двух ВТВ с ППС 10 в крыльевых гондолах 9, так и 22% или 27%, но и 100% между двух ВТВ в КО крыльевых гондол 9 соответственно при выполнении как ВВП и зависания, так и высокоскоростного или транс-, но и сверхзвукового полета. Кормовые гондолы 6 с их КГтД, смонтированы между хвостовых балок 20, снабжены реактивными плоскими соплами 12 и форсажными камерами, но и передними 21 перед каскадом их ССТ и задними 22 перед форсажной камерой управляемыми створками.

Управление сверхманевренным ОПКС обеспечивается из одноместной без застекленной поверхности кабины 23, а целеуказание - его радаром с АФАР и ЭОД 24 (см. фиг. 3). При полете как самолета со скоростями М=0,5…М=1,5 подъемная сила создается NЛК при закрытых жалюзи-створках/рулях 17/19 в ККО 14 (см. фиг. 2), маршевая реактивная тяга- системой ПPC-R2 через ППС 10 с УВТ в крыльевых гондолах 9, на режиме перехода - NЛК 2 с НВ 15-16. После создания подъемной тяги НВ 15-16 обеспечиваются режимы ВВП и зависания или КВП при создании ППС 10 с УВТ требуемой наклонно-маршевой тяги для разгонного полета (см. фиг. 1). При выполнении ВВП и зависания продольное управление осуществляется посредством изменения равновеликого шага в паре НВ15-16, поперечное управление - изменением разновеликого шага и в ЛНВ 15, и в ПНВ 16, путевое управление - нижними жалюзи-рулями 18 их ККО 14, которые выполнены с возможностью дифференциального их отклонения от центра ККО на углы вперед по полету -40° и назад +40°. После вертикального взлета и набора высоты выполняется переходный маневр и осуществляется перераспределение мощности с привода НВ 15-16 на привод двух ВТВ их крыльевых гондол 9. По мере разгона ОПКС и с ростом подъемной силы его NЛК подъемная сила уменьшается на двух НВ15-16, которые останавливаются и фиксируются (см. фиг. 2) при синхронно закрытых жалюзи-створках/рулях 17/18 в ККО 14. При достижении скоростей М=0,5 и М=0,5…М=0,8 обеспечиваются переходные и разгонные режимы полета (см. фиг. 3). Каждый надфюзеляжный воздухозаборник 25 выполнен без пластинчатого отсекателя пограничного слоя и состоит из рампы 26, сжимающей поток и формирующей коническое его течение. Каждое ППС 10 выполнено с верхней 27 и нижней 28 стенками, имеющими на их концах прямоугольные в плане люки-сопла с поперечными верхней 29 и нижней 30 поворотными на их осях 31 и 32 в вертикальной плоскости створками, имеющими раздельные приводы, обеспечивающие их отклонение к продольной оси сопла и между боковых его стенок 33-34 соответственно вниз и вверх синхронно двумя на углы ±22,5° либо одной из них на углы ±22,5° синфазно или дифференциально при закрытой другой (см. фиг. 2 вид А, при реверсе). На самолетных режимах полета ОПКС изменение балансировки по курсу и тангажу либо крену обеспечивается отклонением соответственно синхронным вверх-вниз соответствующих внешних односторонних расщепляемых закрылок 5 концевых ЧАС 3 или поворотом упомянутого цельно-поворотного киля 7 и синфазным либо дифференциальным верхних 29 и нижних 30 створок ППС 10 крыльевых гондол 9.

Таким образом, малозаметные ОПКС и ДПКС с их КГтД, приводящими для создания вертикальной тяги НВ или горизонтальной тяги ВТВ с работающими или зафиксированными НВ в их ККО, представляют собой турбовинтовентиляторные СВВП с холодными потоками воздуха от НВ в ДПНС-Х2 и ППС при ВВП и реактивной струи сжатого воздуха в ПРС-R2 при крейсерском полете. Двусторонняя асимметрия их NЛК со стреловидностью χ=±45°…60°, уменьшая волновое сопротивление, увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ на сверхзвуковых скоростях до Маха 2. Превосходные отношения подъемной силы (ПС)/сопротивления NJIK по сравнению с дельтовидным крылом реализуются только на более низких числах Маха и имеют тенденцию исчезать при скорости Маха 2, то при стреловидности χ=±45° и скорости 0,98 Маха, отношение ПС/сопротивление составит 20 к 1, а при стреловидности NЛК χ=±60° и 1,4 Маха, это будет 11 к 1. Кроме того, в самолетной конфигурации ОПКС и ДПКС их NЛК снижает скорости взлета и посадки на 60…75% в сравнении с дельтовидным крылом реактивного самолета. Вместо традиционной конструкции полужесткого цельнометаллического планера СВВП, включающего более 3300 оригинальных деталей, ОПКС и ДПКС содержат монолитную конструкцию жесткого их корпуса с использованием до 70% улучшенных по структурному старению углеродных композитов, способных выдерживать значительные количества тепла и деформации, позволяющие снизить на порядок количество деталей, но и затраты на производство и их сборку. Из них головной ОПКС полностью оцифрован и включает с использованием лазерного канала связи так называемое manned and unmanned teaming (MUM-T). Четвертый уровень MUM-T позволяет оснастить БСУ головного ОПКС двухчастотной бортовой РЛС с АФАР, которая с ЭОД на безопасных для него расстояниях обеспечивает геолокацию малозаметной цели и управление оружейными нагрузками и ОПКС, и по лазерному каналу связи ДПКС с наведением на цель их ПКР и УР класса воздух-воздух в составе авиагруппы, применяемой совместно с рядом других авиагрупп, способных и обмениваться информацией между их головными ОПКС в рамках их единого так называемого информационного облака и передает целеуказание на ряд ОПКС, не использующие свои РЛС в других ПАУК. Причем ДПКС-2,85\ОПКС-3,3, несущие по 1\2 крылатой ракеты (КР) типа X-102/X-555, используя технологии ВВП/КВВП, увеличат соответственно до 7500/9661 км дальность полета, например, КР типа Х-102. В авиагруппе после запуска залпом КР типа Х-102, которые образуют автономные рои с буксируемыми ложными их целями, повышающими поражающую возможность и боевую устойчивость арктического ПАУК, используемого с авианесущего ледокола, освоенного на платформе атомного ледокола проекта 22220.

Палубные ДПКС-2,85/ОПКС-3,3 (см. табл. 1), несущие по 1/1 ПКР типа БраМос PJ-10, позволят в ПАУК пилотам ОПКС управлять оружейными нагрузками и ОПКС, и ДПКС, но и их навигацией и глобальным позиционированием с созданием безопасной авиазоны между ПВО цели и АНК. Выполнив авиационного исполнения ПКР типа 3М22 «Циркон» для ОПКС-5,0, освоенных на базе четырех ТВаД типа АИ-20Б мощностью по 4250 л.с., базирующихся на вертолетоносце проекта 23900, которые обеспечат в авиагруппе целеуказание с их управляемым сверхзвуковым залповым запуском и позволят, используя технологии ВВП/КВВП, увеличить дальность полета гиперзвуковых ПКР «Циркон» до 3000/5161 км и создать глобальную противокорабельную систему в Тихом и Атлантическом океанах, но и повысить боевую устойчивость и поражающую возможность кораблей-носителей морской системы ПРО «Иджис».

Claims

1. Противокорабельный авиационно-ударный комплекс (ПАУК) с реактивными беспилотными летательными аппаратами (БЛА), имеющими крыло, фюзеляж с пусковым устройством (ПУ) управляемой ракеты (УР), двигатель силовой установки (СУ) и бортовую систему управления (БСУ) для управления с командного пункта (КП) авианесущего корабля (АНК), отличающийся тем, что он имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП), включающую более чем один опционально пилотируемый конвертируемый самолет (ОПКС) с более чем одним дистанционно пилотируемым конвертируемым самолетом (ДПКС), используемую более чем с одной вертолетной площадки АНК, причем и ДПКС, и ОПКС выполнен с двусторонней асимметрией и в виде низко- или среднерасположенного N-образного летающего крыла (NЛК) без или с вертикальным килем и ромбовидным или параллелограммным центропланом (ПЦ), имеющим как правую и левую концевые части асимметричной стреловидности (ЧАС), вынесенные от центра масс в соответствующую сторону, но и вперед и назад по полету, образующие по передней их кромке соответствующие углы обратной χ=-45°…-60° и прямой χ=+45°…+60° разнонаправленной стреловидности, размещенным большей его диагональю по оси симметрии, так и двухвинтовую поперечно-несущую систему (ДПНС), используемую на переходных и разгонных режимах полета, выполнении ВВП и зависания, короткого взлета и вертикальной посадки или посадки (КВВП или КВП), включающую с изменяемым шагом левый и правый многолопастные несущие винты (НВ), смонтированные внутри ПЦ и в соответствующих крыльевых кольцевых обтекателях (ККО), имеющих автоматически открываемые/закрываемые поперечные нижние жалюзи-рули и продольные верхние полукруглые створки или жалюзи-створки, обеспечивающие свободный доступ воздуха в ККО и выхода из них воздушного потока, образующие после их закрывания соответствующие поверхности развитого ПЦ, интегрированного по правилу площадей и с трапециевидными ЧАС, и фюзеляжем, снабженным в кормовой его части по меньшей мере двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), выполненными в виде двухконтурных реактивных двигателей, имеющих выносные трехступенчатые вентиляторы (ВТВ) в кольцевых обтекателях (КО) крыльевых гондол, смонтированных вдоль продольных осей ККО в задней части ПЦ и с внешних бортов хвостовых балок с их реактивными круглыми или прямоугольными плоскими соплами (ППС), вынесенными за заднюю кромку ПЦ, обеспечивающими создание вертикальной/наклонной или горизонтальной тяги при выполнении ВВП/КВП или поступательного полета соответственно, но и более чем одну свободную силовую турбину (ССТ), передающую взлетную мощность СУ на соответствующие НВ в их ККО и/или ВТВ в КО, создающие в при этом пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную холодную тягу, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения вертикального или короткого взлета с соответствующего самолета с его КГтД, приводящими в ДПНС-Х2 пару НВ и/или два ВТВ в ПРС-R2, создающие подъемную и/или подъемную/маршевую тягу с работающими/зафиксированными НВ при автоматически открытых/закрытых верхних и нижних, например, жалюзи-створках их ККО в сверх- или трансзвуковой самолет соответственно при нормальном или максимальном взлетном весе, но и обратно, при этом правая и левая концевые ЧАС их NЛК имеют округлые в плане законцовки и выполнены для уменьшения в 1,7…1,9 раза стояночной их площади от взлетной складываемыми вверх на стоянке соответственно назад и вперед по полету или перпендикулярно к оси их симметрии, размещаясь с фиксацией над их ПЦ, имеющим форму в плане близкую к ромбовидной, вдоль меньшей его диагонали или спереди и сзади от центра масс соответственно над фюзеляжем и кормовыми гондолами, снабженными между ними и по оси симметрии форкилем с цельно-поворотным килем.

2. ПАУК по п. 1, отличающийся тем, что в сверхманевренных ОПКС и ДПКС их система трансмиссии, например, с двумя ее упомянутыми КГтД, смонтированными между хвостовых балок в кормовых гондолах фюзеляжа, в которых спереди их упомянутых ССТ размещен Т-образный в плане главный редуктор, имеющий продольные входные валы, например, от двух пар каскада ССТ, но и соответствующие выходные поперечные валы, которые вращательно связаны с соответствующим Т-образным в плане крыльевым редуктором, продольные передний и задний выходные валы которого передают распределенную мощность соответственно на угловые редукторы противоположного вращения правого и левого НВ (ПНВ и ЛНВ) и/или на редуктор ВТВ в КО крыльевых гондол, имеющих на их входе конусообразные обтекатели крыльевых редукторов, экранирующие лопатки ВТВ и обеспечивающие отведение пограничного слоя и повышение коэффициента восстановления полного давления без щели для слива пограничного слоя, но и сжимающие воздушный поток и формирующие коническое его течение, а на режимах их ВВП и зависания продольное управление осуществляется посредством изменения равновеликого шага в паре ПНВ и ЛНВ, поперечное управление - изменением разновеликого шага и в ПНВ, и в ЛНВ, путевое управление - упомянутыми жалюзи-рулями в упомянутых левом и правом их ККО, которые выполнены с возможностью дифференциального их отклонения от центра ККО на углы вперед по полету -40° и назад +40°, а при выполнении ВВП и зависания вертикальные силы приложения от двух ППС и двух НВ, равноудаленных в плане от оси симметрии, размещены на поперечных линиях, вынесенных в плане от центра масс соответственно назад и вперед по полету на расстоянии обратно пропорционально их подъемным тягам, а на их режимах ВВП и зависания при удельной нагрузке на мощность их адаптивной СУ, составляющей ρ_N=l,15 кг/л.с., каждая упомянутая ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего как систему синхронизации каскада ССТ в их КГтД, оснащенную последовательно соединенными блоком приведения давления в компрессоре их ССТ, блоком формирования заданного значения частоты вращения и углового положения лопаток их ССТ и исполнительными органами, которые корректируют угловое рассогласование лопаток в каскаде ССТ и обеспечивают заданный расход топлива, формирующий требуемую мощность, так и систему адаптивного управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности в ДПНС-Х2, составляющей с учетом потерь от обдува ребер жесткости ККО ρ_ВТ=1,15, включает режимы работы ССТ как взлетный, так и чрезвычайный режим (BP и ЧР) при отборе 80% и 20% от потребной ее мощности на привод упомянутых НВ и ВТВ соответственно как от четырех работающих ССТ, так и от трех из работающих ССТ с автоматическим выравниванием и соответствующим перераспределением оставшейся мощности между НВ и ВТВ при отказе соответствующей ССТ в КГтД, например, даже в последнем случае после автоматического включения ЧР работы оставшихся в работе ССТ, которые при удельной вертикальной тяговооруженности в ДПНС-Х2, составляющей рВТ=1,07, обеспечит режим аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 минут, а в каждой их ССТ система УФБП содержит: один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для выявления данных, касающихся расхода воздуха (G_B, кг/с) через компрессор ССТ, температуры газов (Т_Г, К) перед турбиной ССТ, суммарной степени сжатия (К) компрессора, а также один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для обнаружения относительного положения их фюзеляжа и дисков вращения их НВ для относительного их положения относительно уровня земли или поверхности посадочной площадки, а также различных препятствий на пути следящего их безопасного снижения; компьютер управления полетом, расположенный в их упомянутой БСУ и находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, компьютер управления полетом сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между их фюзеляжа с колесным шасси и уровнем земли или поверхностью посадочной площадки; сравнить относительную позицию их фюзеляжа и несущей их системы с выбранной относительной их позицией; определить скорость автоматического снижения, необходимую для их перемещения в выбранное относительное положение; преобразовать скорость следящего устройства во входы управления полетом; а также обеспечить прямое автоматическое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, при этом каждый тяжеловооруженный ДПКС и ОПКС, выполненный соответственно без и с кабиной пилотов, снабженной внутри видеокамерами с автономными манипуляторами, подключаемыми к органам управления ОПКС и возможностью опционального его управления пилотами из кабины фюзеляжа, а их фюзеляж для внутреннего вооружения имеют с боков и снизу при виде спереди левую и правую Г-образные автоматические створки и отсеки, ПУ которых с закрепленными на них двумя парами УР воздух-воздух типа Р-77М и двумя/одной противокорабельными ракетами (ПКР) типа БраМос М/РJ-10 смонтированы на внутренних сторонах створок и внутри отсеков соответственно, а их планер выполнен по малозаметной технологии с покрытием, поглощающим радиоволны разной длины, имеет монолитную конструкцию жесткого их корпуса с использованием алюминиево-литиевых сплавов и до 70% улучшенных по структурному старению композиционных материалов, усиленных лонжеронами и ребрами жесткости с общей композитной обшивкой NЛК, армированных углеродным волокном, способных защитить их БСУ от мощных электромагнитных вспышек или воздействия лазерного излучения, выдерживать значительные количества тепла и деформации, позволяющие снизить на порядок количество деталей, но и содержит трехопорное колесное шасси с носовой и главными стойками, убирающимися соответственно в отсеки фюзеляжа и крыльевых гондол, а их каждый надфюзеляжный воздухозаборник, не имеющий пластинчатого отсекателя пограничного слоя и внутренних подвижных регулирующих элементов, выполнен и для отведения пограничного слоя, и повышения коэффициента восстановления полного давления как без щели для слива пограничного слоя, и экранирования лопаток компрессора ССТ и ВТВ их упомянутых КГтД в адаптивной СУ, изменяющей объем воздуха который, обеспечивая большую тягу и топливную эффективность, проходит через ССТ и ВТВ, но и каждый для двух последних включает соответствующие рампы, каждая из которых сжимает поток и формирует коническое его течение, причем для создания буферной безопасной авиазоны между упомянутым АНК и ПВО цели малозаметные ДПКС\ОПКС, несущие в бомбоотсеках их фюзеляжа по одной ПКР типа БраМос PJ-10, увеличивают после выполнения ими технологии ВВП/КВВП соответственно дальность действия до 2300/4461 км, например, сверхзвуковой ПКР типа БраМос PJ-10, образующих после их запуска автономные рои ПКР, а их фюзеляж имеет от пирамидальной носовой его части скошенные по всей его длине боковые стороны, образующие при виде спереди пяти- или шестигранное поперечное сечение, уменьшающее эффективную площадь рассеивания, но и радиолокационную и визуальную заметность, а каждое упомянутое ППС их крыльевых гондол для управления вектором тяги (УВТ) снабжено верхней 27 и нижней 28 стенками, содержащими на их концах прямоугольные в плане люки-сопла с поперечными верхней 29 и нижней 30 поворотными на их осях 31 и 32 в вертикальной плоскости створками, имеющими от осей их поворота длину с их фасками, определяемую из соотношения: L_ств=h_соп/0,707, м (где h_соп - высота сопла, cos 45°=0,707) и раздельные приводы, обеспечивающие между боковых его стенок 33-34 их отклонение к продольной оси сопла вниз и вверх синхронно двумя на углы ±22,5°, смыкаясь их фасками, либо одной из них на углы ±22,5° при закрытой другой синфазно или дифференциально соответственно для реверса тяги либо для продольного или поперечного управления либо только нижней створки 30 на угол +45° до соприкосновения ее фаски с поверхностью верхней закрытой створки 29 для изменения направления горизонтальной тяги на вертикальную, а их фюзеляж на конце упомянутых КГтД оснащен вдоль продольной его оси V-образным в плане кормовым наплывом с отсеком, имеющим на его конце выдвижную буксируемую на тросе ложную цель, а на самолетных режимах их полета изменение балансировки по курсу и тангажу либо крену обеспечивается отклонением соответственно синхронным вверх-вниз соответствующих внешних односторонних расщепляемых закрылок концевых ЧАС или поворотом упомянутого цельно-поворотного киля и синфазным либо дифференциальным верхних и нижних створок ППС крыльевых гондол, причем расширение двусторонне-асимметричной компоновки ДПКС\ОПКС может дополнительно включать асимметрично удлиненные крыльевые гондолы либо их смещение в продольном направлении, но и смещение в этом же направлении цельно-поворотных стабилизаторов, закрепленных с внешних бортов крыльевых гондол и вниз с отрицательным углом ϕ поперечного V, при этом электронно-оптический датчик (ЭОД), предназначенный для обнаружения и идентификации цели, имеет приемную часть ЭОД, которая закрывается сверху сапфировым стеклом, устанавливается сверху носовой части фюзеляжа головного ОПКС, снабженного двухчастотной бортовой радиолокационной станцией (РЛС) с активной фазированной антенной решеткой (АФАР), которая с ЭОД на безопасных для ОПКС расстояниях обеспечивает геолокацию цели и управление оружейными нагрузками ОПКС и по лазерному каналу связи ДПКС с наведением на цель их ПКР и УР класса воздух-воздух в составе авиагруппы, применяемой совместно с рядом других авиагрупп, способных и обмениваться информацией между их головными ОПКС в рамках их единого так называемого информационного облака, и динамически адаптироваться к изменяющимся условиям, включая как и то, что если одна из авиагрупп обнаруживает цели в количестве большем, чем может поразить, то по лазерному каналу связи ее ОПКС передает целеуказание на ряд ОПКС, не использующие свои РЛС в составе других авиагрупп, и они совместно атакуют цели, так и их тактическое управление и координацию, распределяющую по выбранным целям палубные ОПКС и ДПКС ряда авиагрупп и/или полностью, повышая эффективность их атаки, интегрированы к автономному стратегическому их роению, причем компьютер системы ЭОД связан с центральным бортовым компьютером ОПКС быстродействующим оптоволоконным интерфейсом, обеспечивающим полную интеграцию общей информационной системы ОПКС с системой ЭОД, включающей в ее состав среднедиапазонный инфракрасный сенсор, который, представляя собой тепловизор, лазер и камеру с ПЗС-матрицей, позволяет выполнять фото и видео съемку с большим разрешением, автоматическое слежение за целью, поиск в инфракрасном диапазоне, лазерную подсветку цели, измерение дальности с помощью лазера и отслеживание лазерных меток, поставленных другими системами слежения и наведения, при этом в каждой авиагруппе управление каждым ДПКС по лазерному каналу закрытой связи, не подверженному помехам со стороны радиоэлектронной борьбы (РЭБ) противника, обеспечивается вторым пилотом ОПКС, используя систему его самообороны и противодействия РЭБ противника - станцию активных электронных помех, а также компактные твердотельные лазерные и микроволновые установки направленной энергии, применяемые в качестве самообороны и сопутствующего вооружения воздушного базирования, подавляющие головки самонаведения УР противника и выводящие из строя электронику противника соответственно, причем в каждой авиагруппе каждый ОПКС на передней и задней кромках упомянутого ПЦ его NЛК вплоть до концевых ЧАС смонтированы РЛС с конформной активной решеткой и лазерные локаторы, которые используются для отслеживания соответствующих воздушных и наземных целей, в то время как его РЛС с АФАР используется для обеспечения детального представления наземных стратегических целей, таких как базы и инфраструктура.

3. ПАУК по любому из пп. 1, 2, отличающийся тем, что каждый турбовинто-вентиляторный ОПКС и ДПКС с холодными потоками воздуха от НВ в ДПНС-Х2 при ВВП и реактивной струи сжатого воздуха в ПPC-R2 при крейсерском полете с маршевой тяговоуроженностью первого уровня - 0,225 или второго - 0,258 либо третьего уровня - 0,52 или четвертого - 0,62, используя соответственно 22% или 27% либо 77% или 100% мощности их СУ, обеспечивает на высоте 15 км скорость 0,894 Маха (М) или М=0,988 либо транс- или сверхзвуковую скорость М=0,996 или М=1,4 с упомянутым NЛК, имеющим единую или переменную стреловидности по передней и задней кромкам его левой и правой концевых ЧАС с носовой и кормовой V-образными в плане частями ПЦ, а каждый их КГтД снабжен его прямоугольным реактивным плоским соплом с термопоглощающим покрытием, уменьшая инфракрасное (ПК) излучение, имеет заднюю V-образную в плане кромку, размещенную в продолжение или параллельно задней кромке упомянутого ПЦ их NЛК, образующую с упомянутым кормовым обтекателем и задней кромкой ППС пилообразную стреловидность, но и форсажную камеру, используемую на самолетных взлетных и сверхзвуковых режимах полета с передними перед упомянутыми ССТ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками упомянутой его кормовой гондолы для дополнительного в нее подвода воздуха, что позволит при нормальном/максимальном взлетном их весе на высоте 15 км повысить тяговоуроженность их СУ с 0,62/0,52 до 0,78/0,65, при этом отсутствие застекления лобовых окон или всех окон в кабине пилотов ОПКС позволит увеличить жесткость фюзеляжа, снизить толщину обшивки и уменьшить массу, причем планер ОПКС с герметичной кабиной, имеющей автоматически сбрасываемый непрозрачный броне-фонарь для катапультирования пилотов и средства отображения цифрового изображения, представляющего часть внешней сцены, включающей окружающую среду, простирающуюся вперед и достаточную для пилотирования, оснащен множеством видеокамер, ИК-датчиков и видеодатчиков, обеспечивающих всепогодную сенсорную съемку, фиксирующих в передней и задней полусферах все события на 360°, при этом для управления ОПКС в режиме реального времени изображение проходит цифровую корректировку и отображается модулем распределения видео на дисплеях кабины пилотов, делая ее обшивку или прозрачной, или видны на нашлемных дисплеях пилотов, которые, образуя общие окна просмотра, подключены к первому и второму процессорам расширенной системы зрения, сконфигурированы для ношения первым и вторым пилотом соответственно, причем первое и второе общие окна просмотра и выделенные отображенные линии визирования видны на первом и втором нашлемных дисплеях пилотов соответственно.