Комплекс адаптивный ракетно-авиационный
Комплекс адаптивный ракетно-авиационный снабжен группой опционально и дистанционно пилотируемых самолетов-вертолетов, имеющих переднее горизонтальное оперение (ПГО), двухлопастные несущие винты (ДНВ), смонтированные на пилоне фюзеляжа, V-образное оперение и комбинированный двигатель со свободными силовыми турбинами, приводящими два соосных ДНВ и в кольцевом обтекателе выносной вентилятор, создающий при вертикальном и коротком взлете/посадке пропульсивную тягу с ДНВ или зафиксированными их лопастями-крыльями асимметрично изменяемой стреловидности (ЛКАИС) при горизонтальном полете в конфигурации реактивных винтокрыла/автожира или самолета-триплана. Самолет-вертолет имеет комплекс вооружения и возможность трансформирования после посадки на палубу авианесущего корабля посредством складывания ПГО и V-образного оперения с фиксацией ЛКАИС по оси симметрии в походно-заряжающую конфигурацию для перевозки его в ангаре АНК, заправки топливом и заряжания его боекомплектом. Обеспечивается повышение вероятности поражения целей, расположенных на большой дальности. 4 з.п. ф-лы, 1 табл., 3 ил.
Изобретение относится к комплексам адаптивным ракетно-авиационным с опционально и дистанционно пилотируемыми самолетами-вертолетами, имеющими переднее горизонтальное оперение (ПГО), двухлопастные несущие винты (ДНВ), смонтированные на пилоне фюзеляжа, V-образное оперение и комбинированный двигатель со свободными силовыми турбинами, приводящими два соосных ДНВ и в кольцевом обтекателе выносной вентилятор, создающий при вертикальном и коротком взлете/посадке пропульсивно-реактивную тягу, направленную горизонтально назад с работающими/авторотирующими ДНВ или зафиксированными их лопастями-крыльями асимметрично изменяемой стреловидности (ЛКАИС) при горизонтальном полете в конфигурации реактивных винтокрыла/автожира или самолета-триплана, имеющего комплекс внутреннего вооружения, трансформируемого после посадки на палубу авианесущего корабля (АНК) посредством складывания ПГО и V-образного оперения с фиксацией ЛКАИС по оси симметрии в походно-заряжающую конфигурацию для перевозки его в ангаре АНК, заправки топливом и заряжания его боекомплектом.
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.
Известен экспериментальный самолет модели AD-1 (Ames Dryden) [1] с крылом асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС) компании Ames (США) содержит высокорасположенное крыло, смонтированное на поворотном в горизонтальной плоскости шарнире для изменения противоположной стреловидности его консолей, фюзеляж с хвостовым оперением и трехопорным убирающимся колесным шасси.
Самолет Ames модели AD-1 с КАИС и удельной нагрузкой на крыло 113 кг/м2, имеет длину фюзеляжа 10,0 м и высоту на шасси 2,06 м, а также размах крыла при стреловидности 60°/0° соответственно 4,93/9,86 м и площадь крыла 8,64 м2. При взлетной массе 973 кг масса пустого составит 658 кг и реактивной тяге 2×1,8 кН двух ТРД Microturbo TRS18-046. Самолеты с изменяемой стреловидностью крыла имеют ряд недостатков, основными из которых являются: смещение аэродинамического фокуса при изменении стреловидности, что приводит к увеличению балансировочного сопротивления; возрастание массы конструкции из-за наличия силовой балки и закрепляемых на ней поворотных шарниров консолей, а также уплотнителей убранного положения крыла. Оба недостатка приводят в конечном итоге к уменьшению дальности полета или массы перевозимой целевой нагрузки. Испытания самолета с КАИС показали, что лобовое сопротивление уменьшится на 11-20%, масса конструкции - на 14%, волновое сопротивление при полете на транс- и сверхзвуковых скоростях - на 26%. Однако применение КАИС влечет за собой и ряд недостатков. Во-первых, 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. Во-вторых, для КАИС характерны вдвое больший рост толщины пограничного слоя вдоль размаха, и любой несимметричный срыв потока вызывает интенсивные возмущения, а их устранение и повышение целевой нагрузки (ЦН) может быть осуществлено путем применения двух разноуровневых КАИС, образующих в плане Х-образную стреловидность.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является британский палубный противолодочный авиационный комплекс (ПЛАК) модели "Icara" [2] с беспилотным летательным аппаратом (БЛА), имеющим фюзеляж с комплексом вооружения на пусковых устройствах (ПУ), крыло с органами управления, двигатель силовой установки (СУ), бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую телемеханическое управление с командного пункта (КП) корабля-носителя.
Признаки, совпадающие - габариты БЛА без корабельного ПУ: длина 3,42 м, размах крыльев 1,52 м, высота 1,57 м. Боевая часть: самонаводящаяся противолодочная малогабаритная торпеда (МГТ) Мк.44. Летные характеристики: максимальная и минимальная высота полета соответственно 300 м и 15-20 м. Ввиду значительного веса БЛА с торпедой Мк.44 составляющего 1480 кг (при массе 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).
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что пуск дозвукового БЛА 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 БЛА в полете. По прибытии БЛА в район нахождения ПЛ-цели торпеда (самонаводящаяся МГТ Мк.44), полу утопленная с подфюзеляжным ее расположением в корпусе БЛА по радиокоманде отделялась, спускалась на парашюте, входила в воду и начинала поиск ПЛ-цели. После чего БЛА продолжает полет с работающей СУ, уводя ее от места приводнения самонаводящейся МГТ, чтобы не создавать помех системе ее самонаведения. Сам же одноразовый БЛА уходил из района и самоликвидировался.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном палубном ПЛАК модели "Icara" (Великобритания) увеличения целевой нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, увеличения вероятности поражения подводной или надводной цели, расположенной на большой дальности, но и возможности ее атаки после продолжительного полета в режиме зависания, возврата на вертолетную площадку авианесущего корабля для повторного использования.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного ПЛАК модели "Icara", наиболее близкой к нему, являются наличие того, что комплекс адаптивный ракетно-авиационный (КАРА) имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки корабельного или воздушного базирования, в состав первого или второго входит соответственно один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) с более чем одним дистанционно пилотируемым самолетом-вертолетом (ДПСВ) или, по меньшей мере, один ДПСВ, используемые с вертолетной площадки авианесущего корабля-носителя (АКН) или с ПУ истребителя-носителя (ИН), причем каждый ОПСВ и ДПСВ в компоновке утка со стреловидным передним горизонтальным оперением (ПГО) снабжен в двухвинтовой соосно-несущей схеме (ДСНС) двухлопастными несущими винтами (ДНВ), выполненными с жестким креплением их лопастей, смонтированными над центром масс на пилоне фюзеляжа, создающими в ДСНС-Х2 вертикальную тягу только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета и, по меньшей мере, одним комбинированным газотурбинным двигателем (КГтД), размещенным в гондоле фюзеляжа с боковыми его воздухозаборниками, выполнен в виде двухконтурного двигателя, имеющего внешний и внутренний контуры соответственно с, по меньшей мере, одним выносным однорядным вентилятором (ВОВ) в кольцевом обтекателе и, по меньшей мере, одной свободной силовой турбиной (ССТ), снабженной передним выводом вала для отбора мощности и ее передачи системой трансмиссии, перераспределяющий взлетную мощность СУ при выполнении ВВП, зависания или высокоскоростного крейсерского полета соответственно между широкохордовыми ДНВ в ДСНС-Х2 или, например, одним ВОВ, имеющим лопатки с большой его круткой и работающим по тянущей схеме для создания в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-R1) маршевой тяги, направленной горизонтально и параллельно оси симметрии на переходных режимах полета и при выполнении ВВП и КВП или горизонтальном поступательном полете, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения короткого или вертикального взлета соответственно с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и ПРС-R1 в соответствующие реактивные автожир для барражирующего полета или самолет-триплан при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или в качестве несущих их соответствующих лопастей-крыльев асимметрично изменяемой стреловидности (ЛКАИС), снабженных возможностью синхронного фиксирования ЛКАИС так, что при виде сверху они одновременно организуют асимметричные несущие поверхности ДНВ, образованные одновременной трансформацией ДНВ, осуществляемой на переходных режимах полета последовательно, когда после взлетного режима, набора высоты и выполнения разгонного полета лопасти соосных ДНВ одновременно остановлены так, что их лопасти установлены в плане в противоположные стороны от оси симметрии при их размещении вперед и назад по полету с синхронным фиксированием противоположной стреловидности передних и задних консолей ЛКАИС соответственно с углом χ=-60° и χ=60° или χ=-65° и χ=±65° по передним кромкам лопастей соосных ДНВ, ЛКАИС которых организуют для крейсерских высокоскоростных режимов полета в самолетной конфигурации синхронно-асимметричные несущие поверхности с X-образной стреловидностью (ХОС), имеющие консоли с закругленными или треугольными в плане законцовками, преобразующие при угле стреловидности χ=0° ЛКАИС умеренное их удлинение с λ=4,5-5,5 до малого удлинения ХОС с λ=1,125-1,016 или λ=0,79-0,72 соответственно при их стреловидности χ=±60° или χ=±65° в полетной конфигурации реактивного или трансзвукового самолета, но и обратно, при этом набегающий поток при вертолетном и самолетном режимах полета встречают соответственно передние кромки наступающих лопастей соосных ДНВ и зафиксированные их ЛКАИС так, что при вращении нижнего и верхнего ДНВ соответственно против и по часовой стрелке в ДСНС-Х2 отступающие их соответственно левая и правая лопасти ДНВ с задней и передней их кромками при угле атаки αднв превращаются в прямом полете после фиксации соответственно в переднюю и заднюю кромки левой и правой задних консолей ЛКАИС в системе крыльев ХОС при угле атаки αзад неподвижного соответственно нижнего и верхнего ЛКАИС, имеющих с правой и левой их соответствующими передними консолями равновеликий или меньший угол атаки αперед с адаптивной зависимостью, исключающей в системе разноуровневых крыльев ХОС несимметричный срыв потока вдоль разнонаправленных передних и задних консолей ЛКАИС соответственно с обратной и прямой стреловидностью.
Кроме того, в упомянутых ОПСВ и ДПСВ лопасти их ДНВ, трансформируемые в ЛКАИС, имеют симметричный профиль, который в диапазоне параметров угла его атаки α=3°…α=8° и относительной его толщины 
обеспечивают, увеличивая скорость потока между задними вихрями через верхнюю поверхность чечевицеобразного или ромбовидного профиля, имеющего закругленные углы на его меньшей диагонали, значительное снижение сопротивления за счет того, что нижний задний вихрь, смещаясь назад от задней кромки ЛКАИС, уменьшит площадь поперечного сечения нижнего вихря при значительном увеличении потока над верхней поверхностью профиля в продолжение передней четверти поверхности, вызывая значительное более низкое распределение давления в этой части профиля, а их низкорасположенное ПГО, имеющее элевоны по всему его размаху, выполнено с углом стреловидности по передней кромке ПГО, который равновелик соответствующему углу стреловидных V-образных килей с рулями направления, которые смонтированы при виде спереди соответственно по внешним бортам хвостовых балок наружу под углом 43° от плоскости симметрии, имея равновеликий их размах с размахом ПГО, уменьшающим в 5,6-5,7 или 3,0-3,1 раза стояночную площадь от взлетной их площади наравне соответственно с поочередно сложенными или не сложенными консолями ПГО с килями V-образного оперения вовнутрь к плоскости симметрии, размещаясь при этом в соответствующих носовых и кормовых утонченностях фюзеляжа и вдоль боковых его сторон, высота которых с консолями и килями не превышает высоту фюзеляжа с пилоном ДНВ, но и втягивания в соосной колонке валов ДНВ внутреннего телескопического верхнего вала при установленных лопастях ДНВ в упомянутые ЛКАИС, размещенные их двумя верхними над двумя нижними лопастями, зафиксированы по оси симметрии с их законцовками, не выходящими за кормовую часть фюзеляжа, а в их системе трансмиссии упомянутый КГтД размещен за центром масс в кормовой гондоле, в которой между ВОВ и, например, двумя ССТ смонтирован соосно с последними промежуточный редуктор, имеющий продольные по его оси как два входных вала от ССТ, так и продольные выходные внешний и внутренний соосные валы, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ВОВ, а второй - продлен за ВОВ и передает через муфту сцепления крутящий момент на соосный главный редуктор, причем на режимах ВВП и зависания упомянутых ОПСВ и ДПСВ при удельной нагрузке на мощность их СУ, составляющей ρN=2,0 кг/л.с, каждая упомянутая ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего систему управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности ДСНС-Х2, составляющей ρВТ=1,68, включает режимы работы ССТ как взлетный, так и чрезвычайный режим (BP и ЧР) при отборе потребной ее мощности на привод упомянутых ДНВ соответственно как от двух работающих ССТ, так и от одной из работающих ССТ с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности между двумя ДНВ при отказе соответствующей ССТ в КГтД, например, даже в последнем случае после автоматического включения ЧР работы оставшейся в работе ССТ, которая при удельной вертикальной тяговооруженности упомянутой ДСНС-Х2, составляющей ρВТ=1,23 или ρВТ=1,11, обеспечит два режима аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 минут или 30 минут соответственно, при этом в каждой ССТ система УФБП содержит: один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для выявления данных, касающихся расхода воздуха (GB, кг/с) через компрессор ССТ, температуры газов (ТГ, К) перед турбиной ССТ, суммарной степени сжатия (К) компрессора, а также один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для обнаружения относительного положения и их фюзеляжа, и дисков вращения их ДНВ 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 БСУ и находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, компьютер управления полетом сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между их фюзеляжем с его 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 управляемого снижения, необходимую для их перемещения в выбранное относительное положение; преобразовать скорость следящего устройства во входы управления полетом; а также обеспечить прямое управляемое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, причем на режимах ВВП и зависания ОПСВ и ДПСВ управление балансировкой по тангажу, крену и курсу обеспечивается изменением соответствующего циклического шага посредством автомата перекоса нижнего ДНВ и дифференциальным изменением тяги общего шага упомянутых ДНВ соответственно, а их хвостовые балки на их концах снабжена профилированной концевой частью, которая, образуя несущую поверхность, интегрирована по внешним ее бортам с килями хвостового оперения и имеет V-образную в плане заднюю кромку, которая в плане размещена параллельно скошенным задним кромкам плоского сопла КГтД, имеющего термопоглощающее покрытие, уменьшающее инфракрасную (ИК) заметность, а их подфюзеляжные кили, отклоненные наружу от плоскости симметрии, имеют спереди и сзади на концах их законцовок соответствующие пары ИК-излучателей с ИК-приемниками, при этом планер упомянутых ОПСВ и ДПСВ выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а их упомянутый фюзеляж, имеющий скошенные их боковые стороны в соответствующих его носовой, центральной и кормовой частях, включая и гондолу КГтД с плоскими соплами, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют при виде спереди пятигранное или шестигранное поперечное сечение, но и среднюю часть фюзеляжа граненной конфигурации с острой средней линией, непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, снабжен снизу отсеками колесного шасси и ПУ вооружения в бомбоотсеках, каждый их которых имеет автоматические створки с пилообразными поперечными и продольными их сторонами, причем упомянутые ОПСВ и ДПСВ, несущие как авиационные управляемые ракеты воздух-воздух или воздух-поверхность, обеспечивают соответствующую борьбу с воздушной целью или надводным кораблем (НК-целью), так и, например, четырех-ствольный пулемет типа ЯкБЮ-12,7 [3], смонтированный в обтекателе под носовой частью фюзеляжа и поражающей дозвуковые ударные БЛА и крылатые ракеты, при этом в ОПСВ и ДПСВ их БСУ имеет как радиолокационную станцию с передатчиком команд, так и оптико-электронную систему с двухканальным автоматом сопровождения цели и вычислительную систему с блоком автоматики многофункционального пульта управления, обеспечивающего при барражирующем полете самостоятельное нахождение цели, идентификации ее и принятие подтвержденного решения от оператора АНК об уничтожении им выбранных, например, БЛА или крылатой ракеты, причем при противолодочной обороне в упомянутом ОПСВ используется опускаемая гидроакустическая система, состоящая из индикатора акустических сигналов и двух приемников для их приема от гидроакустической антенны, их кодирования и передачи по восьмиканальной закрытой связи на АНК для обработки в реальном масштабе времени при обнаружении подводной лодки (ПЛ), но и регистрации в запоминающем устройстве БСУ координат точки обнаружения ПЛ-цели при передаче на АНК и его КП, при этом в процессе наведения одной или двух авиационных противолодочных ракет (АПР) залпа на цель автоматически определяется значение вводимого адаптивного угла упреждения, который при сближении с целью корректируется, причем введение угла упреждения в двух плоскостях осуществляется за счет разворота оси диаграммы направленности акустической головки электронным способом, обеспечивающим попадание одной или двумя АПР залпа преимущественно в прочный корпус ПЛ-цели, причем при противокорабельной обороне упомянутые ОПСВ и ДПСВ, использующие полетную конфигурацию реактивного самолета с зафиксированными ЛКАИС ДНВ, несущие в бомбоотсеке соответствующие ПКР Х-35У или ПКР Х-38М для создания буферной безопасной авиазоны между головным ОПСВ и ПВО НК-цели, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М/Х-35У с 40/130 до 400 км, при этом радаром типа Н036 [4] с головного ОПСВ обеспечивается целеуказание, а управление ДПСВ - вторым пилотом ОПСВ, используя маловысотный профиль полетай систему самообороны ДПСВ - станцию активных электронных помех, причем при достижении области, из которой будет поражена НК-цель, упомянутый ДПСВ 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 ИК-головка ее самонаведения и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей, затем ДПСВ на удалении 1560 км автоматически возвращается на АНК с вертикальной на его вертолетную площадку посадкой, при этом упомянутая БСУ ОПСВ снабжена возможностью опционального его управления пилотами из двухместной кабины, но и его использования в составе авиационной группы в качестве головного совместно с упомянутыми, например, двумя ДПСВ, один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет в следящем полете маневры головного ОПСВ, а другой - управляется вторым пилотом с головного ОПСВ, а затем наоборот, при этом система управления формированием относительной позиции в следящем полете, содержащая один или несколько датчиков, расположенных на ведомом ДПСВ, сконфигурированы для обнаружения данных, касающихся его положения относительно положения головного ОПСВ, имеющего компьютер управления полетом, находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, содержащий дополнительный сенсорный компьютер, который сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между ведомым ДПСВ и головным ОПСВ; сравнить относительную позицию с выбранной относительной позицией; определить скорость ведомого ДПСВ, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовывать скорость следящего устройства во входы управления полетом; ограничивать прямое перемещение ведомого ДПСВ относительно головного ОПСВ, обеспечивающего через входы его компьютера управления полетом относительное их безопасное положение в совместном полете.
Кроме того, в упомянутых ОПСВ и ДПСВ система управления формированием их относительной позиции в полете с один или несколькими датчиками, включают в себя один или несколько ИК-датчиков, видеодатчиков, радиолокационных, лазерных и ультразвуковых датчиков, гидролокаторов, датчиков глобального позиционирования, при этом упомянутый компьютер управления полетом выполнен как с дополнительным компьютером суммирования данных датчиков и каналом приема-передачи данных, расположенным на головном ОПСВ для получения глобальных данных о местоположении от ведомого ДПСВ, так и с возможностью преобразования изображений с каждого видеодатчика, обеспечивающего определение относительного положения, которое посредством триангуляции включает в себя определение относительного диапазона, азимута и угла места, причем дополнительный компьютер суммирования данных датчиков и каналом передачи данных имеет многополосное радиочастотное оборудование с направленной антенной, способной по каналам закрытой связи передавать несколько видеопотоков, обеспечивать сбор данных от каждого видеодатчика, а также обеспечивать преобразование изображений с каждого видеодатчика в относительное положение, которое определяет на основе глобального положения головного ОПСВ, передаваемого на ведомый ДПСВ, при этом компьютер суммирования данных полностью интегрирован в интерфейс пилота и системой управления ОПСВ, обеспечивающей упомянутый следящий полет ведомого ДПСВ, который по необходимости может быть отключен посредством одного из входов интерфейса пилота для управления полетом, активации пилотом кнопки или переключателя управления, причем компьютер суммирования данных дополнительно снабжен возможностью его независимого действия, определяющего то, что полет ОПСВ небезопасен для относительного его положения от ведомого ДПСВ, но и отключающего формирование упомянутого следящего полета ведомым ДПСВ через компьютер управления полетом.
Кроме того, для экономичного скоростного горизонтального полета упомянутых ОПСВ и ДПСВ в их авторотирующей системе, включающей в упомянутом главном редукторе ДНВ автоматическую коробку передач (АКП), имеющую для привода ДНВ выходные упомянутые валы, которые создают по два потока: первый - взлетный с выдачей соответствующей мощности от КГтД и созданием подъемной тяги от ДНВ, второй - крейсерский в конфигурации автожира с приемом мощности от авторотации ДНВ на ее соответствующую ступень, отключающую ДНВ от привода ССТ упомянутого КГтД, приводящую обратимый электромотор-генератор (ОЭМГ), заряжающий аккумуляторы, и управляющую синхронным снижением и скорости его вращения, например, до 150 мин-1 или 100 мин-1, и углом атаки лопастей авторотирующих ДНВ, обеспечивающих долю увеличения в 4/5-5/6 раза требуемой подъемной силы их ПГО, но и плоскостью вращения лопастей ДНВ, которая почти выровнена с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета, приводящим к уменьшению вращательного сопротивления ДНВ на 12-15% от общего сопротивления профиля лопастей ДНВ при их самовращении и возможности для режимов крейсерского полета расчета их ПГО и ЗГО с уменьшенной их геометрией, составляющей 1/5-1/6 от габаритов крыла аналогичного реактивного самолета, при этом ОЭМГ, питаемый от аккумуляторов, обеспечивает при воздушном базировании упомянутых ДПСВ на истребителе-носителе (ИН) как запуск ССТ в упомянутом КГтД после раскладывания трапециевидных ЛКАИС ДНВ из полетно-транспортной в полетную конфигурацию посредством привода АКП упомянутого главного редуктора, отключенного от системы трансмиссии, обеспечивающего следящим приводом АКП требуемое число оборотов ОЭМГ, которое создает требуемый поворот вала ДНВ и их лопастей в горизонтальной плоскости с обеспечением установки и фиксации требуемого угла стреловидности их ЛКАИС в самолетной конфигурации с последующим раскладыванием упомянутых килей хвостового оперения и консолей ПГО при соответствующем фиксированном размещении ЛКАИС ДНВ, причем при воздушном базировании ДПСВ на палубном ИН, перемещающим на подвесной консоли подфюзеляжного или подкрыльных ПУ, например, один или два ДПСВ с их как плоскими боковыми воздухозаборниками, имеющими на их входе сбрасываемые обтекатели или отклоняемые большие их стороны, которые перемещаясь вверх/вниз от/к их пластинчатым отсекателям соответственно открывают/закрывают их вход для уменьшения сопротивления, так и сложенными консолями и килями упомянутых ПГО и хвостового оперения, несущими в бомбоотсеке две ПКР типа Х-38М, имеет возможность пуска ПКР с подвешенного состояния на ИН, отстыковывания и запуска ДПСВ с ИН для создания буферной роботизированной авиазоны между ИН и ПВО НК-цели.
Кроме того, для горизонтального полета на высоте 11 км ОПСВ и ДПСВ, достигая маршевой тяговооруженности первого уровня - 0,246 и второго - 0,323, используется соответствующая мощность их СУ 36% и 54% от работающего КГтД на привод их ВОВ в конфигурации упомянутых реактивных крылатого автожира и самолета с ПРС-R1, при этом на высоте полета 11 км в конфигурации реактивного самолета, упомянутые ЛКАИС которого, имея по передней его кромке стреловидность с углом χ=0°, обеспечивает при маршевой тяговооруженности второго уровня 0,323 скорость полета 0,6 Маха (М), при угле χ=±30°-М=0,75, а с углом χ=±45°-М=0,79, при угле χ=±60°-М=0,829, а с углом χ=±62,5°-М=0,87, причем упомянутые ЛКАИС при угле их стреловидности χ=±65°, имея максимальную тяговооруженность 0,394 и 0,485, используется 72% и 100% мощности комбинированной СУ, достигается скорость горизонтального полета М=0,9 и М=1,04 в конфигурации соответственно транс- и сверхзвукового самолета, при этом в ОПСВ и ДПСВ упомянутый их КГтД снабжен перед концом его реактивного сопла форсажной камерой, используемой на взлетных режимах или горизонтальном полете с передними за ВОВ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками кормовой гондолы для дополнительного в нее подвода воздуха, позволит с их перегрузом 15% повысить маршевую тягово-уроженность с 0,485 до 0,69 и скорость с М=0,96 до М=1,04, но и изменить на высоте полета 11 км конфигурацию с транс- до сверхзвукового самолета соответственно.
Наличие этих признаков позволит освоить палубный КАРА, имеющий группу аппаратов вертикального взлета и посадки корабельного или воздушного базирования, в состав первого или второго входит соответственно один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) с более чем одним дистанционно пилотируемым самолетом-вертолетом (ДПСВ) или, по меньшей мере, один ДПСВ, используемые с вертолетной площадки авианесущего корабля-носителя (АКН) или с ПУ истребителя-носителя (ИН), причем каждый ОПСВ и ДПСВ в компоновке утка со стреловидным передним горизонтальным оперением (ПГО) снабжен в двухвинтовой соосно-несущей схеме (ДСНС) двухлопастными несущими винтами (ДНВ), выполненными с жестким креплением их лопастей, смонтированными над центром масс на пилоне фюзеляжа, создающими в ДСНС-Х2 вертикальную тягу только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета и, по меньшей мере, одним комбинированным газотурбинным двигателем (КГтД), размещенным в гондоле фюзеляжа с боковыми его воздухозаборниками, выполнен в виде двухконтурного двигателя, имеющего внешний и внутренний контуры соответственно с, по меньшей мере, одним выносным однорядным вентилятором (ВОВ) в кольцевом обтекателе и, по меньшей мере, одной свободной силовой турбиной (ССТ), снабженной передним выводом вала для отбора мощности и ее передачи системой трансмиссии, перераспределяющий взлетную мощность СУ при выполнении ВВП, зависания или высокоскоростного крейсерского полета соответственно между широкохордовыми ДНВ в ДСНС-Х2 или, например, одним ВОВ, имеющим лопатки с большой его круткой и работающим по тянущей схеме для создания в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-Rl) маршевой тяги, направленной горизонтально назад и параллельно оси симметрии на переходных режимах полета и при выполнении ВВП и КВП или горизонтальном поступательном полете, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения короткого или вертикального взлета соответственно с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и ПРС-R1 в соответствующие реактивные автожир для барражирующего полета или самолет-триплан при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или в качестве несущих их соответствующих лопастей-крыльев асимметрично изменяемой стреловидности (ЛКАИС), снабженных возможностью синхронного фиксирования ЛКАИС так, что при виде сверху они одновременно организуют асимметричные несущие поверхности ДНВ, образованные одновременной трансформацией ДНВ, осуществляемой на переходных режимах полета последовательно, когда после взлетного режима, набора высоты и выполнения разгонного полета лопасти соосных ДНВ одновременно остановлены так, что их лопасти установлены в плане в противоположные стороны от оси симметрии при их размещении вперед и назад по полету с синхронным фиксированием противоположной стреловидности передних и задних консолей ЛКАИС соответственно с углом χ=-60° и χ=+60° или χ=-65° и χ=+65° по передним кромкам лопастей соосных ДНВ, ЛКАИС которых организуют для крейсерских высокоскоростных режимов полета в самолетной конфигурации синхронно-асимметричные несущие поверхности с Х-образной стреловидностью (ХОС), имеющие консоли с закругленными или треугольными в плане законцовками, преобразующие при угле стреловидности χ=0° ЛКАИС умеренное их удлинение с λ=4,5-5,5 до малого удлинения ХОС с λ=1,125-1,016 или λ=0,79-0,72 соответственно при их стреловидности χ=±60° или χ=±65° в полетной конфигурации реактивного или трансзвукового самолета, но и обратно, при этом набегающий поток при вертолетном и самолетном режимах полета встречают соответственно передние кромки наступающих лопастей соосных ДНВ и зафиксированные их ЛКАИС так, что при вращении нижнего и верхнего ДНВ соответственно против и по часовой стрелке в ДСНС-Х2 отступающие их соответственно левая и правая лопасти ДНВ с задней и передней их кромками при угле атаки αднв превращаются в прямом полете после фиксации соответственно в переднюю и заднюю кромки левой и правой задних консолей ЛКАИС в системе крыльев ХОС при угле атаки αзад неподвижного соответственно нижнего и верхнего ЛКАИС, имеющих с правой и левой их соответствующими передними консолями равновеликий или меньший угол атаки αпеоед с адаптивной зависимостью, исключающей в системе разноуровневых крыльев ХОС несимметричный срыв потока вдоль разнонаправленных передних и задних консолей ЛКАИС соответственно с обратной и прямой стреловидностью. Все это позволит в ОПСВ и ДПСВ с ПГО и ПРС-R1 упростить управляемость и обеспечить ее стабильность. В конфигурации автожира и самолета-триплана соответственно с авторотирующей и несущей системами ХОС, первая из них снабжена многоскоростной автоматической коробкой передач, управляющей снижением скорости вращения ДНВ до 150 мин-1 или 100 мин-1 и углом атаки лопастей ДНВ, но и плоскостью их вращения. Что приводит к уменьшению вращательного сопротивления ДНВ на 12%-15%. В случае отказа ССТ на режимах ВВП и зависания КГтД выполнен с автоматическим выравниванием и равным перераспределением при этом оставшейся мощности ССТ для привода ДНВ, что повышает безопасность. Размещение КГтД с ССТ в кормовой гондоле позволит упростить трансмиссию и достичь в конфигурации реактивных автожира/самолета скорости полета 550/880 км/ч, но и на форсажных режимах полета обеспечить на высоте полета 11 км сверхзвуковую скорость 1105 км/ч.
Предлагаемое изобретение палубного КАРА с ОПСВ и ДПСВ, имеющими ПГО, V-образное оперение, КГтД в кормовой гондоле с двумя ССТ, приводящими соосные ДНВ в ДСНС-Х2 и/или ВОВ в ПРС-Rl с реактивным плоским соплом, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в):
а) в полетной конфигурации реактивных вертолета и винтокрыла с КГтД и ССТ, приводящими для создания подъемной силы системой трансмиссии соответственно только ДНВ и ДНВ с передним ВОВ, создающим маршевую тягу в ПРС-R1;
б) в полетной конфигурации трансзвукового самолета-триплана с трапециевидными ЛКАИС при разнонаправленной их стреловидности χ=±60°, зафиксированными на пилоне фюзеляжа и между стреловидных консолей ПГО и V-образного оперения;
в) в полетной конфигурации автожира и трансзвукового самолета с авторотирующими ДНВ и зафиксированными его ЛКАИС над фюзеляжем при их стреловидности χ=±60°, но и КГтД с двумя ССТ, приводящими только один ВОВ в ПРС-R1.
Палубный КАРА с транс- и сверхзвуковыми ОПСВ и двумя ДПСВ представлен на фиг. 1 одним ОПСВ, выполненным по концепции ДСНС-Х2 и ПРС-R1, имеет планер из алюминиевых сплавов и композитного углепластика, содержит фюзеляж 1, стреловидное ПГО 2 с элевонами 3. Стреловидные V-образные кили 4 с рулями направления 5 смонтированы при виде спереди по внешним бортам хвостовых балок 6, интегрированных с профилированной кормовой частью 7 фюзеляжа 1, имеющей V-образную в плане заднюю кромку 8, снабженной по оси симметрии кормовым обтекателем 9, имеющим выдвижную штангу магнитометра и опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции (на фиг. 1 не показано). Две ССТ в КГтД установлены в кормовой гондоле 10 с кольцевым обтекателем ВОВ и главным редуктором (на фиг. 1 не показано). Большие стороны 11 плоских боковых воздухозаборников 12 фюзеляжа 1 выполнены, открывая/закрывая их вход, отклоняемыми вверх/вниз к пластинчатым отсекателям 13. Над центром масс на фюзеляже 1 за кабиной 14 смонтирован пилон 15 с верхним 16 и нижним 17 соосными ДНВ, имеющими для полной компенсации реактивного крутящего момента противоположное их вращение соответственно по часовой стрелки и против часовой (см. фиг. 1б), выполнены с жестким креплением их лопастей и автоматом перекоса на нижнем 17 из них ДНВ, но и возможность фиксации трапециевидных ЛКАИС с округлыми в плане законцовками 18 и разнонаправленной их стреловидностью χ=±60°, образуя систему разноуровневых или бипланных крыльев с ХОС соответственно с втянутым и выдвинутым телескопическим верхним валом в колонке соосных валов.
В комбинированной СУ КГтД имеет передние и задние управляемые створки 19 гондолы 10 для дополнительного в нее подвода воздуха, но и внешний и внутренний контуры с ВОВ в ПРС-R1 и ССТ, выполнен с передним выводом вала для отбора мощности от ССТ и ее передачи на промежуточный и главный редукторы (на фиг. 1 не показаны), который перераспределяет 100% или 72% и 100% от взлетной мощности СУ соответственно при выполнении ВВП и зависания между ДНВ 16-17 в ДСНС-Х2 или при трансзвуковом крейсерском полете на ВОВ в ПРС-R1 от ССТ, имеющих между килей 4 на конце кормовой гондолы 10 плоское реактивное сопло 20 со скошенной в плане задней кромке, размещенной параллельно V-образной в плане задней кромке 8 профилированной кормовой части 7 фюзеляжа 1. Подфюзеляжные кили 21, отклоненные наружу от плоскости симметрии, имеют спереди и сзади на концах их законцовок соответствующие пары ИК-излучателей 22 с ИК-приемниками 23. Трехопорное убирающееся колесное шасси с кормовой опорой (на фиг. 1 не показано).
Управление ОПСВ обеспечивается циклическим, общим и дифференциальным изменением шага соосных ДНВ 16-17 и отклонением элевонов 3 и рулей направления 5. При крейсерском скоростном или высокоскоростном полете в конфигурации реактивных автожира или самолета-триплана подъемная сила создается соответственно авторотирующими ДНВ 16-17 с ПГО 2 или ПГО 2 с зафиксированными ЛКАИС 16-17 ДНВ (см. фиг.1б) в ХОС маршевая реактивная тяга - ВОВ в ПРС-Rl через реактивное плоское сопло 20, на режиме перехода - ПГО 2 с ДНВ 16-17. После создания подъемной тяги ДНВ 16-17 в ДСНС-Х2 обеспечиваются режимы ВВП и зависания или КВП при создании плоским соплом 20 реактивной тяги (см. рис. 1а). При выполнении ВВП и зависания изменение балансировки по курсу и тангажу, крену обеспечивается дифференциальным изменением тяги общего шага ДНВ 16-17 и изменением соответствующего циклического шага посредством автомата перекоса нижнего 17 ДНВ (см. рис. 1б). После вертикального взлета и набора высоты выполняется разгонный полет на скоростях более 300…350 км/ч и осуществляется соответствующее уменьшение оборотов вращения ДНВ 16-17. По мере разгона с ростом подъемной силы ПГО 2 и подъемная сила ДНВ 16-17 уменьшается. При достижении скоростей полета 450…500 км/ч и для перехода на самолетный режим полета ДНВ 16-17 синхронно останавливаются так, что их ЛКАИС 16-17 размещены при виде сверху наружу от оси симметрии и снабжены автоматическими узлами втягивания верхнего телескопического вала ДНВ 16, но и фиксирования так, что их ЛКАИС 16-17 ДНВ зафиксированы с противоположной стреловидностью χ=±60° по передним их кромкам, образуя разноуровневую систему крыльев ХОС (см. фиг.1б). При создании реактивной тяги плоским соплом 20 производится трансзвуковой крейсерский полет ОПСВ, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 5 на килях 4. Поперечное и продольное управление ОПСВ осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением элевонов 3 соответственно с функциями элеронов и рулей высоты на его ПГО 2.
Таким образом, трансзвуковой ОПСВ и ДПСВ с КГтД и двумя ССТ, имеющий для создания вертикальной тяги ДНВ и горизонтальной тяги ВОВ соответственно работающие ДНВ или зафиксированные их ЛКАИС, представляет собой конвертоплан с ДСНС-Х2 и ПРС-R1, изменяющий свою полетную конфигурацию только благодаря изменению условий работы соосных ДНВ так, что набегающий поток при вертикальном и горизонтальном режимах полета встречают одновременно соответственно передние кромки наступающей лопастей ДНВ и зафиксированные ЛКАИС, когда при вращении нижнего и верхнего ДНВ отступающие левая и правая лопасти с задней и передней их кромками превращаются в прямом полете после фиксации соответственно в переднюю и заднюю кромки левой и правой консолей неподвижного крыла ХОС. Что позволит несущим поверхностям ЛКАИС с угол атаки α=6° и стреловидностью χ=±60° в отличие от эллиптического их профиля с тупой задней кромкой, создающей большее сопротивление профиля, чем острая задняя кромка чечевицеобразного профиля, уменьшить вес планера ОПСВ и ДПСВ, выполненных по малозаметной технологии с радиопоглощающими материалами, увеличить взлетный вес на 17%, либо дальность полета на 29% при сохранении взлетного веса головного ОПСВ и ДПСВ.
Авиационная группа в составе КАРА, включающая однотипные ОПСВ и ДПСВ (см. табл. 1 тип 1.2), используемые поочередно с вертолетной площадки АНК, несущие в отсеках вооружения ОПСВ/ДПСВ по 3/4 штук АПР-3МЭ или ПКР типа X-35УЭ. Головной ОПСВ, который полностью оцифрован с использованием новейших технологий, включая и совместное использование пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов, так называемое manned and unmanned teaming (MUM-T), которое позволяет пилотам ОПСВ в КАРМА контролировать траекторию полета группы ведомых ДПСВ и их боевые нагрузки, обеспечивающие противолодочную или противокорабельную и/или противовоздушную оборону. Четвертый уровень MUM-T позволяет пилотам ОПСВ не только получать реальные сенсорные изображения с авиагруппы ведомых ДПСВ и управлять сенсорными и оружейными нагрузками.
Несомненно, широкое применение в комбинированной СУ КГтД с ВОВ, используя в его конструкции турбины от ТРДД типа Д-30КУ (см. табл. 1), позволит освоить транс- и сверхзвуковые ОПСВ и ДПСВ для палубных КАРА, базируемых на АНК, повышающих их боевую устойчивость и безопасность между ПВО НК-цели и АНК. 
1. Комплекс адаптивный ракетно-авиационный с беспилотным летательным аппаратом (БЛА), имеющим фюзеляж с комплексом вооружения на пусковых устройствах (ПУ), крыло с органами управления, двигатель силовой установки (СУ), бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую телемеханическое управление с командного пункта (КП) корабля-носителя, отличающийся тем, что он имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки корабельного или воздушного базирования, в состав первого или второго входит соответственно один опционально пилотируемый самолет-вертолет (ОПСВ) с более чем одним дистанционно пилотируемым самолетом-вертолетом (ДПСВ) или, по меньшей мере, один ДПСВ, используемые с вертолетной площадки авианесущего корабля-носителя (АКН) или с ПУ истребителя-носителя (ИН), причем каждый ОПСВ и ДПСВ в компоновке утка со стреловидным передним горизонтальным оперением (ПГО) снабжен в двухвинтовой соосно-несущей схеме (ДСНС) двухлопастными несущими винтами (ДНВ), выполненными с жестким креплением их лопастей, смонтированными над центром масс на пилоне фюзеляжа, создающими в ДСНС-Х2 вертикальную тягу только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета и, по меньшей мере, одним комбинированным газотурбинным двигателем (КГтД), размещенным в гондоле фюзеляжа с боковыми его воздухозаборниками, выполнен в виде двухконтурного двигателя, имеющего внешний и внутренний контуры соответственно с, по меньшей мере, одним выносным однорядным вентилятором (ВОВ) в кольцевом обтекателе и, по меньшей мере, одной свободной силовой турбиной (ССТ), снабженной передним выводом вала для отбора мощности и ее передачи системой трансмиссии, перераспределяющий взлетную мощность СУ при выполнении ВВП, зависания или высокоскоростного крейсерского полета соответственно между широкохордовыми ДНВ в ДСНС-Х2 или, например, одним ВОВ, имеющим лопатки с большой его круткой и работающим по тянущей схеме для создания в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-R1) маршевой тяги, направленной горизонтально и параллельно оси симметрии на переходных режимах полета и при выполнении ВВП и КВП или горизонтальном поступательном полете, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения короткого или вертикального взлета соответственно с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и ПРС-R1 в соответствующие реактивные автожир для барражирующего полета или самолет-триплан при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или в качестве несущих их соответствующих лопастей-крыльев асимметрично изменяемой стреловидности (ЛКАИС), снабженных возможностью синхронного фиксирования ЛКАИС так, что при виде сверху они одновременно организуют асимметричные несущие поверхности ДНВ, образованные одновременной трансформацией ДНВ, осуществляемой на переходных режимах полета последовательно, когда после взлетного режима, набора высоты и выполнения разгонного полета лопасти соосных ДНВ одновременно остановлены так, что их лопасти установлены в плане в противоположные стороны от оси симметрии при их размещении вперед и назад по полету с синхронным фиксированием противоположной стреловидности передних и задних консолей ЛКАИС соответственно с углом χ=-60° и χ=+60° или χ=-65° и χ=+65° по передним кромкам лопастей соосных ДНВ, ЛКАИС которых организуют для крейсерских высокоскоростных режимов полета в самолетной конфигурации синхронно-асимметричные несущие поверхности с X-образной стреловидностью (ХОС), имеющие консоли с закругленными или треугольными в плане законцовками, преобразующие при угле стреловидности χ=0° ЛКАИС умеренное их удлинение с λ=4,5-5,5 до малого удлинения ХОС с λ=1,125-1,016 или λ=0,79-0,72 соответственно при их стреловидности χ=±60° или χ=±65° в полетной конфигурации реактивного или трансзвукового самолета, но и обратно, при этом набегающий поток при вертолетном и самолетном режимах полета встречают соответственно передние кромки наступающих лопастей соосных ДНВ и зафиксированные их ЛКАИС так, что при вращении нижнего и верхнего ДНВ соответственно против и по часовой стрелке в ДСНС-Х2 отступающие их соответственно левая и правая лопасти ДНВ с задней и передней их кромками при угле атаки αднв превращаются в прямом полете после фиксации соответственно в переднюю и заднюю кромки левой и правой задних консолей ЛКАИС в системе крыльев ХОС при угле атаки αзад неподвижного соответственно нижнего и верхнего ЛКАИС, имеющих с правой и левой их соответствующими передними консолями равновеликий или меньший угол атаки αперед с адаптивной зависимостью, исключающей в системе разноуровневых крыльев ХОС несимметричный срыв потока вдоль разнонаправленных передних и задних консолей ЛКАИС соответственно с обратной и прямой стреловидностью.
2. Комплекс по п. 1, отличающийся тем, что в упомянутых ОПСВ и ДПСВ лопасти их ДНВ, трансформируемые в ЛКАИС, имеют симметричный профиль, который в диапазоне параметров угла его атаки α=3°…α=8° и относительной его толщины 
обеспечивают, увеличивая скорость потока между задними вихрями через верхнюю поверхность чечевицеобразного или ромбовидного профиля, имеющего закругленные углы на его меньшей диагонали, значительное снижение сопротивления за счет того, что нижний задний вихрь, смещаясь назад от задней кромки ЛКАИС, уменьшит площадь поперечного сечения нижнего вихря при значительном увеличении потока над верхней поверхностью профиля в продолжение передней четверти поверхности, вызывая значительное более низкое распределение давления в этой части профиля, а их низко-расположенное ПГО, имеющее элевоны по всему его размаху, выполнено с углом стреловидности по передней кромке ПГО, который равновелик соответствующему углу стреловидных V-образных килей с рулями направления, которые смонтированы при виде спереди соответственно по внешним бортам хвостовых балок наружу под углом 43° от плоскости симметрии, имея равновеликий их размах с размахом ПГО, уменьшающим в 5,6-5,7 или 3,0-3,1 раза стояночную площадь от взлетной их площади наравне соответственно с поочередно сложенными или не сложенными консолями ПГО с килями V-образного оперения вовнутрь к плоскости симметрии, размещаясь при этом в соответствующих носовых и кормовых утонченностях фюзеляжа и вдоль боковых его сторон, высота которых с консолями и килями не превышает высоту фюзеляжа с пилоном ДНВ, но и втягивания в соосной колонке валов ДНВ внутреннего телескопического верхнего вала при установленных лопастях ДНВ в упомянутые ЛКАИС, размещенные их двумя верхними над двумя нижними лопастями, зафиксированы по оси симметрии с их законцовками, не выходящими за кормовую часть фюзеляжа, а в их системе трансмиссии упомянутый КГтД размещен за центром масс в кормовой гондоле, в которой между ВОВ и, например, двумя ССТ смонтирован соосно с последними промежуточный редуктор, имеющий продольные по его оси как два входных вала от ССТ, так и продольные выходные внешний и внутренний соосные валы, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ВОВ, а второй - продлен за ВОВ и передает через муфту сцепления крутящий момент на соосный главный редуктор, причем на режимах ВВП и зависания упомянутых ОПСВ и ДПСВ при удельной нагрузке на мощность их СУ, составляющей ρN=2,0 кг/л.с, каждая упомянутая ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего систему управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности ДСНС-Х2, составляющей ρВТ=1,68, включает режимы работы ССТ как взлетный, так и чрезвычайный режим (BP и ЧР) при отборе потребной ее мощности на привод упомянутых ДНВ соответственно как от двух работающих ССТ, так и от одной из работающих ССТ с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности между двумя ДНВ при отказе соответствующей ССТ в КГтД, например, даже в последнем случае после автоматического включения ЧР работы оставшейся в работе ССТ, которая при удельной вертикальной тяговооруженности упомянутой ДСНС-Х2, составляющей ρВТ=1,23 или ρВТ=1,11, обеспечит два режима аварийной вертикальной посадки в течение 2,5 минут или 30 минут соответственно, при этом в каждой ССТ система УФБП содержит: один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для выявления данных, касающихся расхода воздуха (GB, кг/с) через компрессор ССТ, температуры газов (ТГ, К) перед турбиной ССТ, суммарной степени сжатия (К) компрессора, а также один или несколько датчиков, которые сконфигурированы для обнаружения относительного положения и их фюзеляжа, и дисков вращения их ДНВ 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 БСУ и находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, компьютер управления полетом сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между их фюзеляжем с его 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 управляемого снижения, необходимую для их перемещения в выбранное относительное положение; преобразовать скорость следящего устройства во входы управления полетом; а также обеспечить прямое управляемое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, причем на режимах ВВП и зависания ОПСВ и ДПСВ управление балансировкой по тангажу, крену и курсу обеспечивается изменением соответствующего циклического шага посредством автомата перекоса нижнего ДНВ и дифференциальным изменением тяги общего шага упомянутых ДНВ соответственно, а их хвостовые балки на их концах снабжена профилированной концевой частью, которая, образуя несущую поверхность, интегрирована по внешним ее бортам с килями хвостового оперения и имеет V-образную в плане заднюю кромку, которая в плане размещена параллельно скошенным задним кромкам плоского сопла КГтД, имеющего термопоглощающее покрытие, уменьшающее инфракрасную (ИК) заметность, а их подфюзеляжные кили, отклоненные наружу от плоскости симметрии, имеют спереди и сзади на концах их законцовок соответствующие пары ИК-излучателей с ИК-приемниками, при этом планер упомянутых ОПСВ и ДПСВ выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а их упомянутый фюзеляж, имеющий скошенные их боковые стороны в соответствующих его носовой, центральной и кормовой частях, включая и гондолу КГтД с плоскими соплами, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют при виде спереди пятигранное или шестигранное поперечное сечение, но и среднюю часть фюзеляжа граненной конфигурации с острой средней линией, непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, снабжен снизу отсеками колесного шасси и ПУ вооружения в бомбоотсеках, каждый их которых имеет автоматические створки с пилообразными поперечными и продольными их сторонами, причем упомянутые ОПСВ и ДПСВ, несущие как авиационные управляемые ракеты воздух-воздух или воздух-поверхность, обеспечивают соответствующую борьбу с воздушной целью или надводным кораблем (НК-целью), так и, например, четырехствольный пулемет типа ЯкБЮ-12,7, смонтированный в обтекателе под носовой частью фюзеляжа и поражающей дозвуковые ударные БЛА и крылатые ракеты, при этом в ОПСВ и ДПСВ их БСУ имеет как радиолокационную станцию с передатчиком команд, так и оптико-электронную систему с двухканальным автоматом сопровождения цели и вычислительную систему с блоком автоматики многофункционального пульта управления, обеспечивающего при барражирующем полете самостоятельное нахождение цели, идентификации ее и принятие подтвержденного решения от оператора АНК об уничтожении им выбранных, например, БЛА или крылатой ракеты, причем при противолодочной обороне в упомянутом ОПСВ используется опускаемая гидроакустическая система, состоящая из индикатора акустических сигналов и двух приемников для их приема от гидроакустической антенны, их кодирования и передачи по восьмиканальной закрытой связи на АНК для обработки в реальном масштабе времени при обнаружении подводной лодки (ПЛ), но и регистрации в запоминающем устройстве БСУ координат точки обнаружения ПЛ-цели при передаче на АНК и его КП, при этом в процессе наведения одной или двух авиационных противолодочных ракет (АПР) залпа на цель автоматически определяется значение вводимого адаптивного угла упреждения, который при сближении с целью корректируется, причем введение угла упреждения в двух плоскостях осуществляется за счет разворота оси диаграммы направленности акустической головки электронным способом, обеспечивающим попадание одной или двумя АПР залпа преимущественно в прочный корпус ПЛ-цели, причем при противокорабельной обороне упомянутые ОПСВ и ДПСВ, использующие полетную конфигурацию реактивного самолета с зафиксированными ЛКАИС ДНВ, несущие в бомбоотсеке соответствующие ПКР X-35У или ПКР Х-38М для создания буферной безопасной авиазоны между головным ОПСВ и ПВО НК-цели, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М/Х-35У с 40/130 до 400 км, при этом радаром типа Н036 с головного ОПСВ обеспечивается целеуказание, а управление ДПСВ - вторым пилотом ОПСВ, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны ДПСВ - станцию активных электронных помех, причем при достижении области, из которой будет поражена НК-цель, упомянутый ДПСВ 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 ИК-головка ее самонаведения и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей, затем ДПСВ на удалении 1560 км автоматически возвращается на АНК с вертикальной на его вертолетную площадку посадкой, при этом упомянутая БСУ ОПСВ снабжена возможностью опционального его управления пилотами из двухместной кабины, но и его использования в составе авиационной группы в качестве головного совместно с упомянутыми, например, двумя ДПСВ, один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет в следящем полете маневры головного ОПСВ, а другой - управляется вторым пилотом с головного ОПСВ, а затем наоборот, при этом система управления формированием относительной позиции в следящем полете, содержащая один или несколько датчиков, расположенных на ведомом ДПСВ, сконфигурированы для обнаружения данных, касающихся его положения относительно положения головного ОПСВ, имеющего компьютер управления полетом, находящийся в рабочем состоянии с одним или несколькими датчиками, содержащий дополнительный сенсорный компьютер, который сконфигурирован чтобы: определить относительную позицию между ведомым ДПСВ и головным ОПСВ; сравнить относительную позицию с выбранной относительной позицией; определить скорость ведомого ДПСВ, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовывать скорость следящего устройства во входы управления полетом; ограничивать прямое перемещение ведомого ДПСВ относительно головного ОПСВ, обеспечивающего через входы его компьютера управления полетом относительное их безопасное положение в совместном полете.
3. Комплекс по п. 2, отличающийся тем, что в упомянутых ОПСВ и ДПСВ система управления формированием их относительной позиции в полете с один или несколькими датчиками включает в себя один или несколько ИК-датчиков, видеодатчиков, радиолокационных, лазерных и ультразвуковых датчиков, гидролокаторов, датчиков глобального позиционирования, при этом упомянутый компьютер управления полетом выполнен как с дополнительным компьютером суммирования данных датчиков и каналом приема-передачи данных, расположенным на головном ОПСВ для получения глобальных данных о местоположении от ведомого ДПСВ, так и с возможностью преобразования изображений с каждого видеодатчика, обеспечивающего определение относительного положения, которое посредством триангуляции включает в себя определение относительного диапазона, азимута и угла места, причем дополнительный компьютер суммирования данных датчиков и каналом передачи данных имеет многополосное радиочастотное оборудование с направленной антенной, способной по каналам закрытой связи передавать несколько видеопотоков, обеспечивать сбор данных от каждого видеодатчика, а также обеспечивать преобразование изображений с каждого видеодатчика в относительное положение, которое определяет на основе глобального положения головного ОПСВ, передаваемого на ведомый ДПСВ, при этом компьютер суммирования данных полностью интегрирован в интерфейс пилота и системой управления ОПСВ, обеспечивающей упомянутый следящий полет ведомого ДПСВ, который по необходимости может быть отключен посредством одного из входов интерфейса пилота для управления полетом, активации пилотом кнопки или переключателя управления, причем компьютер суммирования данных дополнительно снабжен возможностью его независимого действия, определяющего то, что полет ОПСВ небезопасен для относительного его положения от ведомого ДПСВ, но и отключающего формирование упомянутого следящего полета ведомым ДПСВ через компьютер управления полетом.
4. Комплекс по любому из пп. 1, 2, отличающийся тем, что для экономичного скоростного горизонтального полета упомянутых ОПСВ и ДПСВ в их авторотирующей системе, включающей в упомянутом главном редукторе ДНВ автоматическую коробку передач (АКП), имеющую для привода ДНВ выходные упомянутые валы, которые создают по два потока: первый - взлетный с выдачей соответствующей мощности от КГтД и созданием подъемной тяги от ДНВ, второй - крейсерский в конфигурации автожира с приемом мощности от авторотации ДНВ на ее соответствующую ступень, отключающую ДНВ от привода ССТ упомянутого КГтД, приводящую обратимый электромотор-генератор (ОЭМГ), заряжающий аккумуляторы, и управляющую синхронным снижением и скорости его вращения, например, до 150 мин-1 или 100 мин-1, и углом атаки лопастей авторотирующих ДНВ, обеспечивающих долю увеличения в 4/5-5/6 раза требуемой подъемной силы их ПГО, но и плоскостью вращения лопастей ДНВ, которая почти выровнена с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета, приводящим к уменьшению вращательного сопротивления ДНВ на 12-15% от общего сопротивления профиля лопастей ДНВ при их самовращении и возможности для режимов крейсерского полета расчета их ПГО и ЗГО с уменьшенной их геометрией, составляющей 1/5-1/6 от габаритов крыла аналогичного реактивного самолета, при этом ОЭМГ, питаемый от аккумуляторов, обеспечивает при воздушном базировании упомянутых ДПСВ на истребителе-носителе (ИН) как запуск ССТ в упомянутом КГтД после раскладывания трапециевидных ЛКАИС ДНВ из полетно-транспортной в полетную конфигурацию посредством привода АКП упомянутого главного редуктора, отключенного от системы трансмиссии, обеспечивающего следящим приводом АКП требуемое число оборотов ОЭМГ, которое создает требуемый поворот вала ДНВ и их лопастей в горизонтальной плоскости с обеспечением установки и фиксации требуемого угла стреловидности их ЛКАИС в самолетной конфигурации с последующим раскладыванием упомянутых килей хвостового оперения и консолей ПГО при соответствующем фиксированном размещении ЛКАИС ДНВ, причем при воздушном базировании ДПСВ на палубном ИН, перемещающем на подвесной консоли подфюзеляжного или подкрыльных ПУ, например, один или два ДПСВ с их как плоскими боковыми воздухозаборниками, имеющими на их входе сбрасываемые обтекатели или отклоняемые большие их стороны, которые перемещаясь вверх/вниз от/к их пластинчатым отсекателям соответственно открывают/закрывают их вход для уменьшения сопротивления, так и сложенными консолями и килями упомянутых ПГО и хвостового оперения, несущими в бомбоотсеке две ПКР типа Х-38М, имеет возможность пуска ПКР с подвешенного состояния на ИН, отстыковывания и запуска ДПСВ с ИН для создания буферной роботизированной авиазоны между ИН и ПВО НК-цели.
5. Комплекс по любому из пп. 1, 2, отличающийся тем, что для горизонтального полета на высоте 11 км ОПСВ и ДПСВ, достигая маршевой тяговооруженности первого уровня - 0,246 и второго - 0,323, используется соответствующая мощность их СУ 36% и 54% от работающего КГтД на привод их ВОВ в конфигурации упомянутых реактивных крылатого автожира и самолета с ПРС-R1, причем упомянутые ЛКАИС при угле их стреловидности χ=±65°, имея максимальную тяговооруженность 0,394 и 0,485, используется 72% и 100% мощности комбинированной СУ, достигается скорость горизонтального полета М=0,9 и М=1,04 в конфигурации соответственно транс- и сверхзвукового самолета, при этом в ОПСВ и ДПСВ упомянутый их КГтД снабжен перед концом его реактивного сопла форсажной камерой, используемой на взлетных режимах или горизонтальном полете с передними за ВОВ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками кормовой гондолы для дополнительного в нее подвода воздуха, позволит с их перегрузом 15% повысить маршевую тяговоуроженность с 0,485 до 0,69 и скорость с М=0,96 до М=1,04, но и изменить на высоте полета 11 км конфигурацию с транс- до сверхзвукового самолета соответственно.
