Авиационная корабельно-арктическая система
Изобретение относится к области авиации, в частности к авиационным ракетным системам корабельного базирования. Арктическая корабельно-авиационная система (АКАС) содержит авианесущий ледокол (АНЛ), опционально и дистанционно пилотируемые конвертируемые самолеты, имеющие двунаправленное крыло с двусторонней симметрией в двух положениях, смонтированное на поворотном шарнире фюзеляжа. На крыле установлены два комбинированных газотурбинных двигателя со свободными силовыми турбинами, приводящими две пары с перекрытием несущих винтов (НВ) и/или в кольцевых обтекателях два турбовентилятора, создающих подъемную и/или пропульсивно-реактивную тягу с работающими/зафиксированными поперечными НВ при автоматически открытых/закрытых верхних и нижних жалюзи-створках крыльевых кольцевых обтекателей в конфигурации реактивных самолетов. Конвертируемые самолеты несут авиационные управляемые ракеты. Обеспечивается увеличение весовой отдачи и целевой нагрузки, повышение скорости и дальности полета, вероятность поражения надводной или наземной цели, расположенной на большой дальности, многократность использования. 2 з.п. ф-лы, 5 ил., 2 табл.
Изобретение относится к арктическим корабельно-авиационным системам с опциональной дистанционно пилотируемыми конвертируемыми самолетами, имеющими поворотное двунаправленное крыло с двусторонней симметрией в двух положениях на 90°, смонтированное на фюзеляже, имеющем комбинированные газотурбинные двигатели со свободными силовыми турбинами, приводящими две пары с перекрытием несущих винтов (НВ) и/или в кольцевых обтекателях два турбовентилятора, создающих подъемную и/или пропульсивно-реактивную тягу с работающими/зафиксированными НВ при автоматически открытых/закрытых верхних и нижних продольных створках крыльевых кольцевых обтекателей в конфигурации реактивных самолетов с управляемыми ракетами, используемых с атомного авианесущего ледокола.
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 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), имеет два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) в мотогондоле с внутренними бомбоотсеками 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 11 км обеспечивает скорость 1275/1487 км/ч при тяговооруженности 0,54/0,68. Известные 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 может быть осуществлено путем использования двунаправленного крыла.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является палубный авиационный комплекс (ПАК) "Icara" (Великобритания) с реактивными беспилотными летательными аппаратами (БЛА), имеющими крыло, фюзеляж с пусковым устройством (ПУ) управляемой ракеты (УР), двигатель силовой установки (СУ) и для управления с командного пункта корабля-носителя 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 самонаводящуюся противолодочную торпеду (ПЛТ) типа Mk.44, имеющую при ее массе 196 кг, длине 2,57 м и диаметре 324 мм, скорость 30 узлов и дальность хода 5 км. БЛА с торпедой Mk.44 имеет максимальную/минимальная высоту полета 300/20 м и значительный вес, составляющий 1480 кг, что ограничивает дальность до 24 км и скорость полета 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 (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 в полете передавал их через БСУ на БЛА. По прибытии БЛА в район нахождения цели торпеда Mk.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 ПЛТ, 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 ледокола (АНЛ) для повторного использования.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного британского ПАК модели "Icara", наиболее близкой к нему, являются наличие того, что арктическая корабельно-авиационная система (АКАС) имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП) корабельного базирования, 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 АНЛ, причем каждый ДПКС и ОПКС в аэродинамической компоновке с изменяемой геометрией планера, включающей U-образное или V-образное оперение и по меньшей мере одно поворотное двунаправленное крыло (ДНК) с двусторонней симметрией в двух перпендикулярных плоскостях, имеющее в любом из двух положений на 90° равно- или разновеликие по размаху трапециевидные либо ромбовидные консоли соответственно с округлыми либо треугольными их законцовками, либо в их комбинации, образующей, например, ромбовидное меньшее/трапециевидное большее крылья (РМК/ТБК), последнее из которых имеет многовинтовую поперечно-несущую систему (МПНС), используемую при ее установке с консолями ТБК перпендикулярно к плоскости симметрии на переходных и разгонных режимах полета, выполнении ВВП, короткого взлета и посадки или вертикальной посадки (КВП или КВВП), включающую с изменяемым шагом два передних и два задних двух- или трехлопастных несущих винта (НВ), оси вращения которых равноудалены в плане от центра масс так, что первые из них размещены от плоскости симметрии дальше, чем вторые задние из них, образуя линию, соединяющую их центры вращения, которая расположена в плане под обратным углом -45° к оси симметрии и смонтированы с компланарным перекрытием равным a=1,22 или а=1,24 в соответствующих парах крыльевых кольцевых обтекателей (ККО), имеющих планформу овала или цифры восемь и автоматически открываемые/закрываемые продольные верхние и нижние или полукруглые створки, или жалюзи-створки, или их комбинации, обеспечивающие свободный доступ воздуха в ККО и выхода из них воздушного потока, не обдувающего ПФГ, образующие после их закрывания влево или вправо от центра их ККО соответствующие поверхности ТБК в ДНК, интегрированное с ПФГ и его верхним шарниром, механизм следящего привода которого от исходного положения в плане, например, ТБК, размещенное с его удлинением λ=4,1 перпендикулярно к оси симметрии, обеспечивает после выполнения ВВП, зависания и разгонного режимов полета при закрытых створках ККО последующий против часовой стрелки в плане поворот ДНК в горизонтальной плоскости на угол 90° так, что РМК фиксируются перпендикулярно к оси симметрии с его удлинением λ=2,8 для высокоскоростных режимов полета или обратно по часовой стрелки в исходное положение, но и снабжен в кормовой части ПФГ по меньшей мере двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), оснащенными боковыми воздухозаборниками, выполнены в виде двухконтурных реактивных двигателей, каждый из которых имеет однорядный турбовентилятор (ОТВ) в кольцевом обтекателе (КО) и более чем одну свободную силовую турбину (ССТ), передающую взлетную мощность СУ на соответствующие НВ в их ККО и/или ОТВ в КО, создающие в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную тягу при выполнении ВВП, КВП и КВВП или горизонтальном полете, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения вертикального или короткого взлета с соответствующего самолета, например, с двумя КГтД, приводящими в МПНС-Х4 две пары НВ и/или два ОТВ в ITPC-R2, создающие при этом подъемную и/или маршевую тягу с работающими/зафиксированными НВ при автоматически открытых/закрытых верхних и нижних, например, жалюзи-створках их ККО в реактивный сверх- или трансзвуковой самолет соответственно при нормальном или максимальном взлетном весе, но и обратно, при этом в системе трансмиссии каждый ее КГтД размещен в кормовой мотогондоле, в которой между ОТВ и ССТ смонтирован соосно с двумя последними Т-образный в плане осевой редуктор, имеющий продольные по его оси входные валы, например, от двух ССТ, но и продольный и поперечный выходные валы, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ОТВ, а второй вал - на Т-образный в плане главный редуктор, выходной продольный вал которого вращательно связан через муфту сцепления с угловым фюзеляжным редуктором, вертикальная колонка выходного вала которого, являясь жесткой осью поворотного шарнира ДНК, размещена соосно с последним, имеет вертикальный вал, который вращательно связан через муфту сцепления с крыльевым Т-образным и через него с двумя консольными Т-образными соответственно при виде сзади и сверху редукторами, передающими их выходными валами, проложенными соответственно внутри ТБК и ребер жесткости односторонних ККО, распределенную мощность в МПНС-Х4 на угловые вертикальные редукторы соответствующих передних и задних НВ (ПНВ и ЗНВ).
Кроме того, в упомянутых ОПКС и ДПКС упомянутое U-образное их хвостовое оперение с треугольными рулями высоты и направления соответственно на трапециевидных стабилизаторе и килях, отклоненных вверх по радиусу от последнего и плоскости симметрии наружу и разнесенных от оси симметрии для свободного поворота левой законцовки в системе ДНК, например, упомянутого ТБК при соответствующей фиксации с упомянутым размещением его концевых частей, выполненных на стоянке складывающимися вертикально вниз для уменьшения в 2,4…2,6 раза стояночной их площади от взлетной, а на режимах их ВВП и зависания продольное управление осуществляется посредством изменения шага пары ПНВ и пары ЗНВ, поперечное управление - изменением шага двух левых ПНВ с ЗНВ и двух правых ПНВ с ЗНВ, путевое управление - изменением крутящих моментов в диагонально расположенных левом ПНВ с правым ЗНВ и в правом ПНВ с левым ЗНВ, которые в плане вращаются в одном направлении, например, по часовой и против часовой стрелки, а на их режимах ВВП и зависания при удельной нагрузке на мощность их комбинированной СУ, составляющей ρN=1,15 кг/л.с., каждая упомянутая ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего систему адаптивного управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности в МПНС-Х4, составляющей с учетом потерь от обдува ребер жесткости ККО ρВТ=1,15, включает режимы работы ССТ как взлетный, так и чрезвычайный режим (BP и ЧР) при отборе потребной ее мощности на привод упомянутых ПНВ и ЗНВ соответственно как от четырех работающих ССТ, так и от трех из работающих ССТ с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности между ПНВ и ЗНВ при отказе соответствующей ССТ в КГтД, например, даже в последнем случае после автоматического включения ЧР работы оставшихся в работе ССТ, которые при удельной вертикальной тяговооруженности в МПНС-Х4, составляющей ρВТ=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 (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 их ПФГ 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 ПФГ с колесным шасси и уровнем земли или поверхностью посадочной площадки; сравнить относительную позицию их ПФГ 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 управляемое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, а также обеспечить прямое управляемое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом; а также обеспечить прямое автоматическое безопасное снижение в выбранное относительное положение через входы управления полетом, при этом каждый ОПКС и ДПКС, 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 ПФГ, а нижние бомбоотсеки их ПФГ имеют внутреннее вооружение с автоматическими створками и их упомянутыми ПУ с закрепленными на них УР воздух-воздух и авиационными крылатыми ракетами (АКР), обеспечивающими соответственно борьбу с воздушной и наземной, надводной целью, а их комплекс вооружения имеет авиационную пушку, установленную в обтекателе сверху носовой части ПФГ, поражающую дозвуковые ударные БЛА и АКР, а их планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а их упомянутые боковые воздухозаборники, не имеющие пластинчатого отсекателя пограничного слоя и внутренних подвижных регулирующих элементов, выполнены для экранирование лопаток ОТВ с двойной S-образностью при виде и сбоку, и сверху, а также отведения пограничного слоя и повышения коэффициента восстановления полного давления как без щели для слива пограничного слоя, но и каждый включает рампу, сжимающую поток и формирующую коническое его течение, причем тяжеловооруженные ДПКС и ОПКС, несущие в конфигурации реактивного самолета в бомбоотсеках их ПФГ соответственно АКР типа Х-55СМ и Х101 для создания буферной безопасной авиазоны между упомянутым АНЛ и ПВО цели, увеличивающие после выполнения ими технологии ВВП/КВВП дальность действия до 5900/8155 км или 7900/10155 км соответственно стратегических АКР типа Х-55СМ или Х-101, образующих после их запуска автономные рои АКР с буксируемыми ложными их целями, а их ПФГ, имеющий от пирамидальной носовой его части скошенные по длине его мотогондол боковые стороны, образующие с воздухозаборниками при виде спереди пяти- или шестигранное поперечное сечение, уменьшающее эффективную площадь рассеивания, а их ПФГ на конце хвостовых балок имеет упомянутое V-образное оперение с цельно-поворотными килями, отклоненными вверх или вниз и наружу от плоскости симметрии под углом 43° к горизонтали, а их ПФГ между упомянутых КГтД и их прямоугольных плоских сопел, выполненных с термопоглощающим покрытием, уменьшая инфракрасное (ИК) излучение и их радиолокационную заметность, оснащен вынесенным вдоль продольной их оси кормовым обтекателем с отсеком, снабженным на его конце выдвижной буксируемой на тросе ложной целью,; при этом электронно-оптический датчик (ЭОД), предназначенный для обнаружения и идентификации цели, имеет приемную часть ЭОД, которая закрывается сверху сапфировым стеклом, устанавливается внизу носовой части ПФГ головного ОПКС и с радаром последнего обеспечивает на больших, безопасных для ОПКС расстояниях целеуказание и управление оружейными нагрузками ОПКС и ДПКС с наведением на цель их АКР класса воздух-земля и УР воздух-воздух, а управление ДПКС обеспечивается вторым пилотом ОПКС, используя маловысотный профиль полета ДПКС и систему его самообороны - станцию активных электронных помех, причем упомянутая БСУ головного ОПКС, выполненного с электродистанционной системой управления, реагирующей по меньшей мере на одну из систем автономного управления полетом, дистанционного управления оператором, управления пилотом и/или их комбинации, снабжена возможностью опционального его управления пилотами из кабины, смонтированной в их ПФГ, имеющей катапультируемые в верхнюю полусферу кресла, срабатывающие автоматически после отстрела фонаря при выполнений ВВП и зависания, но и его использования в составе авиагруппы в качестве головного с упомянутыми более чем двумя ДПКС, более чем один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет его системой автопилота в следящем полете маневры головного ОПКС, а другой - управляется вторым пилотом с головного ОПКС, а затем наоборот, причем при отсутствии вмешательства пилота система автопилота выполняет управление полетом ведомого ДПКС в соответствии с командами текущего состояния, повторяющими профиль полета и изменение маршрута головного ОПКС, при этом в случае возникновения внештатной ситуации, то для устранения непредвиденных проблем с безопасностью выполнения следящего полета пилот принимает на себя непосредственное управление ведомым ДПКС, отменяя команды текущего состояния, выдаваемые автопилотом при автономной работе следящего полета, причем система управления формированием относительной позиции в следящем полете, содержащая один или несколько датчиков, расположенных на ведомом ДПКС, сконфигурированы для обнаружения данных, касающихся его положения относительно положения головного ОПКС, 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 ДПКС и головным ОПКС; сравнить относительную позицию с выбранной относительной позицией; определить скорость ведомого ДПКС, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовывать скорость следящего устройства во входы управления полетом; ограничивать прямое перемещение ведомого ДПКС относительно ОПКС, обеспечивающего через входы его компьютера управления полетом относительное их безопасное положение в совместном полете, при этом каждый сенсорный компьютер предыдущего и последующего из ведомых ДПКС, сконфигурированные для вычисления способности динамически адаптироваться к изменяющимся условиям или параметрам, включая Способность к координации авиагруппы, распределенному тактическому управлению, распределенным по целям авиагруппы и/или полностью, повышая эффективность ее атаки, интегрированы к автономному стратегическому роению, причем упомянутый АНЛ, имеющий асимметричный корпус, выполненный с двухосадочной его схемой, позволяющей использовать осадку в диапазоне от 8,5 до 10,5 м для увеличения ледопроходимости и выполнения специальных задач на мелководье и устье рек, снабженный движительным комплексом, состоящим из пары основных и пары дополнительных соответственно кормовых и носовых винто-рулевых колонок (ВРК), каждая из которых, работая независимо и повышая эффективность маневрирования в любом направлении и даже вращения на месте, может как поворачиваться в горизонтальной плоскости на 360°, так и оснащена встроенным высокомоментным электродвигателем постоянного тока с соответствующим гребным винтом фиксированного шага (ВФШ), смонтированным непосредственно на валу внутри гондолы полноповоротной ВРК, при этом установка носовых ВРК на упомянутом АНЛ обеспечивает высокую маневренность в ледовых условиях, но и на чистой воде, что очень важно в зонах с ограниченным водным пространством, но и, достигая эффекта размывания льда работой этих ВФШ как снижает прочность льда и повышает способность прохождения торосов, так и оказывает вредное воздействие на работу кормовых ВРК, причем для повышения эффективности пропульсивной установки упомянутого АНЛ пара носовых ВРК, которые, обеспечивая эффект расхождения векторов их тяги от продольной оси АНЛ, развернуты под углом друг к другу на эффективный упор АНЛ в режиме создания тягового усилия, при этом пропульсивная установка с четырьмя ВРК и четырьмя джойстиками управления объединены в одном мостике с установкой двух навигационных мостиков - основного и дублирующего для управления АНЛ во время хода и визуального контроля, улучшающего со второго мостика панорамный обзор при его движении и косым ходом, причем только кормовая надстройка как с артиллерийскими установками и ракетными комплексами противоторпедной защиты, так и зенитно-ракетными комплексами ПВО атомного АНЛ, имеющая спереди нее авиационные многоуровневые ангары со средствами, как-то: краны, лифты-подъемники, системы и фиксации ОПКС и ДПКС на его палубе, ширина и длина с носовым трамплином которой обеспечивает и выполнение короткого их взлета по косой от правого ее борта взлетной полосе с использованием на позиции старта подъемного газоотбойника с его водяным охлаждением, а после выполнения ими миссии - вертикальной одновременной или поочередной их посадки на соответствующие вертолетные площадки палубы.
Кроме того, в упомянутых ОПКС и ДПКС их ДНК с упомянутым ТБК, имеющим по всему размаху предкрылки и закрылки с внешними флапперонами, выполненным с относительной толщиной их профиля 
и сужением ηднк=0,53, имеет упомянутое РМК с относительной толщиной профиля 
, а в полетной их конфигурации как реактивных до скорости полета 0,5 Маха (М), так и транс- или сверхзвуковых самолетов изменение балансировки по крену обеспечивается дифференциальным отклонением как внешних флапперонов упомянутого ТБК, так и цельно-поворотных в вертикальной продольной плоскости треугольных законцовок упомянутого РМК, а для повышения путевой их устойчивости при скорости полета М=0,5…М=0,8/М=0,8…М=1,6 концевые части их упомянутых РМК, смонтированных с ДНК по правилу площадей отклоняются вниз на угол 12°/30°, а для трансзвукового режима их полета с промежуточной под углом 45° к оси симметрии фиксацией консолей ДНК, преобразуя последнее в двунаправленное крыло асимметрично изменяемой стреловидности, которое при маршевой тяговооруженности первого уровня - 0,22 или второго - 0,25, используя соответственно 22% или 27% мощность их СУ, обеспечивает на высоте 11 км скорость М=0,894 или М=0,941, а для сверхзвукового режима полета упомянутое ТБК их ДНК фиксируется как над ПФГ с мотогондолами, имеющими скошенные в плане кромки и воздухозаборников, и сопел, смонтированными по правилу площадей с ПФГ, центральная часть которого с его воздухозаборниками образуют совместную планформу, которая меньше или соответствует планформе ТБК, так и с установкой законцовки правой консоли ТБК и ее фиксации в С-образном при виде сбоку переднем обтекателе ПФГ, размещенном в верхней утонченности ПФГ за двухместной кабиной пилотов с расположением пилотов бок о бок, выполненной только с боковыми застекленными ее окнами или без застекленной поверхности ее всех окон, а каждый их КГтД снабжен его реактивным соплом с форсажной камерой, используемой на самолетных взлетных и сверхзвуковых режимах полета с передними перед упомянутым ОТВ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками упомянутой мотогондолы для дополнительного в нее подвода воздуха, что позволит с перегрузом 15% взлетного его веса на высоте 11 км повысить тяговооруженность СУ с 0,52 до 0,69 и достичь скорость до М=1,4, при этом отсутствие застекления лобовых окон или всех окон в кабине пилотов ОПКС позволит увеличить жесткость ПФГ и снизить толщину обшивки и, как следствие, уменьшить его 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 сенсорную съемку, фиксирующими в передней и задней полусферах все события на 360°, при этом изображение проходит цифровую корректировку и для управления ОПКС в режиме реального времени отображается модулем распределения видео на дисплеях кабины пилотов, делая ее обшивку как бы 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 соответственно.
Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить стратегическую или ударную АКАС, имеющую группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП) корабельного базирования, 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 АНЛ, причем каждый ДПКС и ОПКС в аэродинамической компоновке с изменяемой геометрией планера, включающей U-образное или V-образное оперение и по меньшей мере одно поворотное двунаправленное крыло (ДНК) с двусторонней симметрией в двух перпендикулярных плоскостях, имеющее в любом из двух положений на 90° равно- или разновеликие по размаху трапециевидные либо ромбовидные консоли соответственно с округлыми либо треугольными их законцовками, либо в их комбинации, образующей, например, ромбовидное меньшее/трапециевидное большее крылья (РМК/ТБК), последнее из которых имеет многовинтовую поперечно-несущую систему (МПНС), используемую при ее установке с консолями ТБК перпендикулярно к плоскости симметрии на переходных и разгонных режимах полета, выполнении ВВП, короткого взлета и посадки или вертикальной посадки (КВП или КВВП), включающую с изменяемым шагом два передних и два задних двух- или трехлопастных несущих винта (НВ), оси вращения которых равноудалены в плане от центра масс так, что первые из них размещены от плоскости симметрии дальше, чем вторые задние из них, образуя линию, соединяющую их центры вращения, которая расположена в плане под обратным углом -45° к оси симметрии и смонтированы с компланарным перекрытием равным а=1,22 или а=1,24 в соответствующих парах крыльевых кольцевых обтекателей (ККО), имеющих планформу овала или цифры восемь и автоматически открываемые/закрываемые продольные верхние и нижние или полукруглые створки, или жалюзи-створки, или их комбинации, обеспечивающие свободный доступ воздуха в ККО и выхода из них воздушного потока, не обдувающего ПФГ, образующие после их закрывания влево или вправо от центра их ККО соответствующие поверхности ТБК в ДНК, интегрированное с ПФГ и его верхним шарниром, механизм следящего привода которого от исходного положения в плане, например, ТБК, размещенное с его удлинением λ=4,1 перпендикулярно к оси симметрии, обеспечивает после выполнения ВВП, зависания и разгонного режимов полета при закрытых створках ККО последующий против часовой стрелки в плане поворот ДНК в горизонтальной плоскости на угол 90° так, что РМК фиксируются перпендикулярно к оси симметрии с его удлинением λ=2,8 для высокоскоростных режимов полета или обратно по часовой стрелки в исходное положение, но и снабжен в кормовой части ПФГ по меньшей мере двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), оснащенными боковыми воздухозаборниками, выполнены в виде двухконтурных реактивных двигателей, каждый из которых имеет однорядный турбовентилятор (ОТВ) в кольцевом обтекателе (КО) и более чем одну свободную силовую турбину (ССТ), передающую взлетную мощность СУ на соответствующие НВ в их ККО и/или ОТВ в КО, создающие в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную тягу при выполнений ВВП, КВП и КВВП или горизонтальном полете, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения вертикального или короткого взлета с соответствующего самолета, например, с двумя КГтД, приводящими в МПНС-Х4 две пары НВ и/или два ОТВ в ПРС-К2, создающие при этом подъемную и/или маршевую тягу с работающими/зафиксированными НВ при автоматически открытых/закрытых верхних и нижних, например, жалюзи-створках их ККО в реактивный сверх- или трансзвуковой самолет соответственно при нормальном или максимальном взлетном весе, но и обратно, при этом в системе трансмиссии каждый ее КГтД размещен в кормовой мотогондоле, в которой между ОТВ и ССТ смонтирован соосно с двумя последними Т-образный в плане осевой редуктор, имеющий продольные по его оси входные валы, например, от двух ССТ, но и продольный и поперечный выходные валы, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ОТВ, а второй вал - на Т-образный в плане главный редуктор, выходной продольный вал которого вращательно связан через муфту сцепления с угловым фюзеляжным редуктором, вертикальная колонка выходного вала которого, являясь жесткой осью поворотного шарнира ДНК, размещена соосно с последним, имеет вертикальный вал, который вращательно связан через муфту сцепления с крыльевым Т-образным и через него с двумя консольными Т-образными соответственно при виде сзади и сверху редукторами, передающими их выходными валами, проложенными соответственно внутри ТБК и ребер жесткости односторонних ККО, распределенную мощность в МПНС-Х4 на угловые вертикальные редукторы соответствующих передних и задних НВ (ПНВ и ЗНВ). Все это позволит в реактивных ОПКС и ДПКС с ДНК двусторонней симметрии и двумя КГтД, приводящими две пары НВ в МПНС-Х4, упростить управляемость и обеспечить ее стабильность. Размещение НВ в ККО ТБК вблизи центра масс обеспечивает предсказуемость и стабильность управления при ВВП и висении, а выполнение НВ с изменяемым шагом позволит упростить управление, улучшить весовую отдачу и повысить дальность полета ОПКС, выполненного без застекленной поверхности окон кабины пилотов, содержащей средства отображения цифрового изображения на дисплеях кабины или на нашлемных дисплеях пилотов. В случае отказа в СУ одной из ССТ на режиме зависания ее КГтД выполнены с автоматическим выравниванием и равным перераспределением при этом оставшейся мощности ССТ между НВ, что повышает безопасность палубных ОПКС и ДПКС. Использование поворотного ДНК в ОПКС и ДПКС позволит уменьшить аэродинамическое сопротивление в конфигурации сверхзвукового самолета и на безфорсажных/форсажных режимах работы двух КГтД достичь на высоте полета 11 км транс- и сверхзвуковой скорости 1052 км/ч и 1275 км/ч/1700 км/ч.
Предлагаемое изобретение стратегической АКАС с палубными ОПКС и ДПКС, имеющими поворотное ДНК с РМК и ТБК, инвертированным V-образным оперением, два КГтД, приводящих двухлопастные ПНВ и ЗНВ, лопасти которых размещены в их ККО параллельно оси симметрии и/или два ОТВ в КО, иллюстрируется одним ОПКС на общих видах спереди/сверху и сбоку соответственно фиг. 1/2 и фиг. 3:
фиг. 1/2 в конфигурации самолета КВП или ВВП с КГтД, приводящими НВ или НВ с ОТВ в ПРС-Я2, и ТБК с его механизацией, показанным условно при открытых жалюзи-створках в левых/правых ККО с их планформой в виде овала/цифры восемь и пунктиром в промежуточном положении под углом 45° к оси и вдоль оси симметрии;
фиг. 3 в конфигурации сверхзвукового самолета с закрытыми жалюзи-створками в ККО ДНК, с фиксацией его ТБК/РМК по оси/перпендикулярно к оси симметрии и отклонением концевых частей РМК вниз под углом 30° при скорости М=0,8…М=1,6.
На фиг. 4, 5 изображены виды сбоку, сверху соответственно компоновочная схема атомного АНЛ, состав оборудования и технические требования к АНЛ в табл. 2.
Стратегическая АКАС представлена на фиг. 1-5 ОПКС и АНЛ. Реактивный ОПКС выполнен по концепции МПНС-Х4 и ITPC-R2, имеет ПФГ 1 с его верхним поворотным шарниром 2 ДНК двусторонней симметрии с РМК 3 и ТБК 4, последнее из них имеет по всему размаху предкрылки 5, и закрылки 6 с внешними флапперонами 7. Концевые части 8 РМК 3 выполнены складывающимися вниз на стоянке, снабжены для изменения балансировки по крену цельно-поворотными треугольными в плане законцовками 9 (см. фиг. 3). Большого удлинения ПФГ 1 содержит цельно-поворотные кили 10, отклоненные вниз и наружу, и между КГтД и их плоских реактивных сопел 11 кормовой обтекатель 12 с отсеком, имеющим на его конце выдвижную буксируемую на тросе ложную цель, но и колесное убирающееся трехопорное шасси и боковые воздухозаборники с S-образными воздуховодами, экранирующими ОТВ (на фиг. 1-3 не показаны). Внутри ТБК 4 поворотного ДНК 3-4 смонтированы два левых и два правых ККО 13 с поперечными двумя ПНВ 14-15 и двумя ЗНВ 16-17 в МПНС-Х4, равноудаленными в плане от центра масс. Каждый ККО 13 снабжен продольными верхними 18 и нижними 19 жалюзи-створками, организующими после закрытия соответствующие поверхности ТБК 4 в ДНК 3-4. Каждый КГтД в комбинированной СУ снабжен передними 20 перед ОТВ и задними 21 перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками мотогондолы в ПФГ 1 для дополнительного в нее подвода воздуха и имеет передний вывод вала для отбора мощности и ее передачи на Т-образный в плане осевой редуктор с продольным и поперечным валами (на фиг. 1-3 не показаны), передающими через муфты сцепления крутящий момент на ОТВ и Т-образный в плане главный редуктор, выходной продольный вал которого связан с фюзеляжным угловым редуктором, передающим через муфту сцепления мощность на крыльевой и консольные Т-образные при виде сзади и сверху редукторы и через выходные валы двух последних на соответствующие угловые редукторы НВ 14-17. При этом перераспределяется от взлетной мощности СУ как 100% между НВ 14-17, так и 22% или 27%, но и 100% между двух ОТВ в КО соответственно при выполнении как ВВП и зависания, так и высокоскоростного или транс-, но и сверхзвукового полета.
Управление палубным ОПКС обеспечивается из двухместной без застекленной поверхности кабины 22, а целеуказание - его радаром с АФАР и ЭОД 23 (см. фиг. 3). При полете как самолета со скоростями М=0,5 или М=0,5…М=1,6 подъемная сила создается при зафиксированных консолях РМК 3 или ТБК 4 по оси симметрии и закрытых жалюзи-створках 18-19 в ККО 13 (см. фиг. 2), маршевая реактивная тяга - системой ITPC-R2 через плоские сопла 11 в двух КГтД, смонтированных в кормовых гондолах ПФГ 1, на режиме перехода - ДНК 3-4 с НВ 14-17. После создания подъемной тяги НВ 14-17 обеспечиваются режимы ВВП й зависания или КВП/КВВП при создании соплами 11 в КГтД требуемой маршевой тяги для поступательного полета (см. фиг. 1). При выполнении ВВП и зависания продольное управление осуществляется посредством изменения шага пары ПНВ 14-15 и двух ЗНВ 16-17, поперечное управление - изменением шага двух левых ПНВ 14 С ЗНВ 16 и двух правых ПНВ 15 с ЗНВ 17, путевое управление - изменением крутящих моментов в диагонально расположенных левом ПНВ 14 с правым ЗНВ 17 и в правом ПНВ 15 с левым ЗНВ 16, которые в плане вращаются в одном направлении, например, по часовой и против часовой стрелки. После вертикального взлета и набора высоты выполняется переходный маневр и осуществляется перераспределение мощности с привода пары ПНВ 14-15 и двух ЗНВ 16-17 на привод двух ОТВ их КГтД. По мере разгона ОПКС и с ростом подъемной силы его ДНК 3-4 подъемная сила уменьшается на двухлопастных НВ 14-17, которые останавливаются, фиксируются параллельно оси симметрии (см. фиг. 2) при синхронно закрытых влево или вправо от центра ККО 13 жалюзи-створках 18-19.
При достижении скоростей М=0,5 и М=0,5…М=0,8 обеспечиваются переходные и разгонные режимы полета (см. фиг. 3). При скоростях полета реактивного ОПКС М=0,5…М=0,8/М=0,8…M=1,6 фиксируются как консоли РМК 3 перпендикулярно плоскости симметрии, так и правая законцовка ТБК 4 в переднем обтекателе 24 ПФГ 1, но и отклоняются концевые части РМК 3 вниз под углом 12°/30° соответственно. При этом изменение балансировки по тангажу и курсу или крену обеспечивается отклонением соответственно синхронным и асинхронным цельно-поворотных килей 10 или дифференциальным треугольных цельно-поворотных законцовок 9 РМК 3. Для уменьшения заметности и аэродинамического сопротивления ОПКС каждый боковой воздухозаборник 25 выполнен без пластинчатого отсекателя пограничного слоя и состоит из рампы 26, сжимающей поток и формирующей коническое его течение.
Таким образом, палубные ОПКС и ДПКС с КГтД, приводящими ПНВ и ЗНВ в ККО ТБК и/или горизонтальной тяги ОТВ в КО для создания подъемной с работающими и/или маршевой тяги с зафиксированными НВ, представляет собой реактивный конвертоплан с системой холодного потока воздуха от ПНВ и ЗНВ в МПНС-Х4 при ВВП, зависании и горячего выхлопа реактивной струи в ITPC-R2 при горизонтальном полете. Поворотное ДНК с двусторонней симметрией при фиксации ТБК по оси симметрии увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ в конфигурации сверхзвукового самолета С ромбовидным крылом и отклоненными его концевыми частями вниз под углом 30° при скорости М=0,8…М=1,6. Что позволит повысить на 30% аэродинамическое качество, экономию топлива - на 20% или дальность полета - на 29% в конфигурации трансзвукового самолета со скоростью 1000 км/ч, но и на сверхзвуковых скоростях уменьшить на 12…20% лобовое сопротивление, волновое сопротивление - на 26% и достичь скорость до 1275/1700М487 км/ч на высоте полета не менее 11 км с безфорсажной/форсажной маршевой тяговооруженностью Кмт=0,59\0,79/0,69 комбинированной СУ соответственно с нормальным/максимальным взлетным весом при выполнении ВВП/КВП. Система радиоэлектронной борьбы и противодействия представляет собой интегрированный набор аппаратного и программного обеспечения ОПКС и ДПКС, оптимизированного с высоким уровнем обнаружения и самозащиты, обеспечивающим идентифицировать, найти и противостоять угрозам с функциями: радиолокационное предупреждение; излучатель геолокации; местоположение излучателя на нескольких кораблях-целях, включая широкий частотный охват, быстрое время реакции и меры противодействия для самозащиты.
Стратегическая АКАС с тяжеловооруженными ОПКС и ДПКС, используемыми с атомного АНЛ, несущими в бомбоотсеках палубных ДПКС-2,2/ОПКС-2,75 (см. табл. 1) по 1/1 АКР типа Х-55СМ/Х-101. Головной ОПКС, который полностью оцифрован с использованием новейших технологий, включая и совместное использование с более чем одним ДПКС, так называемое manned and unmanned teaming (MUM-T).
Четвертый уровень MUM-T позволяет пилотам ОПКС не только получать реальные сенсорные изображения с управлять оружейными нагрузками, их навигацией и глобальным позиционированием с созданием буферной авиазоны между ПВО-цели и ОПКС. Кроме того, используя технологии ВВП/КВВП палубных ОПКС-2,75, позволит увеличить соответственно дальность полета АКР типа Х-102 до 7900/10155 км, которая сопоставима с дальностью действия МБР типа «Булава-30». После запуска ряда АКР типа Х-102, образуя автономные рои с буксируемыми ложными их целями, повышают поражающую возможность и боевую устойчивость стратегического атомного АНЛ. Более того, первоочередное освоение палубных ОПКС-2,75 позволит создать относительно дешевую ударную АКАС, в которой каждый ОПКС-2,75, неся противокорабельную сверхзвуковую ракету типа 3М55 «Оникс-А», обеспечит ее запуск на сверхзвуковой скорости и высоте полета 15 км, а также позволит увеличить, используя технологии ВВП/КВВП, дальность ее полета с 300 км до 2100/3790 км соответственно. Ударный АНЛ, освоенный на платформе двухосадочной схемы атомного ледокола проекта 22220, обеспечит возможность применения сверхзвуковых ОПКС-2,75 в составе АКАС с устья рек Сибири. Последнее позволит повысить скрытность противокорабельной АКАС, а также поражающую возможность и недосягаемость от подлодок противника, но и исключить наличие в Заполярье дорогостоящих аэродромов стратегической и противокорабельной авиации.
1. Арктическая корабельно-авиационная система (АКАС), содержащая авианесущий ледокол (АНЛ) с реактивными беспилотными летательными аппаратами (БЛА), имеющими крыло, фюзеляж с пусковым устройством (ПУ) управляемой ракеты (УР), двигатель силовой установки (СУ) и для управления с командного пункта АНЛ бортовую систему управления (БСУ), отличающаяся тем, что она имеет группу аппаратов вертикального взлета и посадки (ВВП) корабельного базирования, 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 АНЛ, причем каждый ДПКС и ОПКС в аэродинамической компоновке с изменяемой геометрией планера, включающей U-образное или V-образное оперение и по меньшей мере одно поворотное двунаправленное крыло (ДНК) с двусторонней симметрией в двух перпендикулярных плоскостях, имеющее в любом из двух положений на 90° равно- или разновеликие по размаху трапециевидные либо ромбовидные консоли соответственно с округлыми либо треугольными их законцовками, либо в их комбинации, образующей, например, ромбовидное меньшее/трапециевидное большее крылья (РМК/ТБК), последнее из которых имеет многовинтовую поперечно-несущую систему (МПНС), используемую при ее установке с консолями ТБК перпендикулярно к плоскости симметрии на переходных и разгонных режимах полета, выполнении ВВП, короткого взлета и посадки или вертикальной посадки (КВП или КВВП), включающую с изменяемым шагом два передних и два задних двух- или трехлопастных несущих винта (НВ), оси вращения которых равноудалены в плане от центра масс так, что первые из них размещены от плоскости симметрии дальше, чем вторые задние из них, образуя линию, соединяющую их центры вращения, которая расположена в плане под обратным углом -45° к оси симметрии, и смонтированы с компланарным перекрытием, равным а=1,22 или а=1,24, в соответствующих парах крыльевых кольцевых обтекателей (ККО), имеющих планформу овала или цифры восемь и автоматически открываемые/закрываемые продольные верхние и нижние или полукруглые створки, или жалюзи-створки, или их комбинации, обеспечивающие свободный доступ воздуха в ККО и выхода из них воздушного потока, не обдувающего ПФГ, образующие после их закрывания влево или вправо от центра их ККО соответствующие поверхности ТБК в ДНК, интегрированное с ПФГ и его верхним шарниром, механизм следящего привода которого от исходного положения в плане, например, ТБК, размещенное с его удлинением λ=4,1 перпендикулярно к оси симметрии, обеспечивает после выполнения ВВП, зависания и разгонного режимов полета при закрытых створках ККО последующий против часовой стрелки в плане поворот ДНК в горизонтальной плоскости на угол 90° так, что РМК фиксируются перпендикулярно к оси симметрии с его удлинением λ=2,8 для высокоскоростных режимов полета или обратно по часовой стрелке в исходное положение, но и снабжен в кормовой части ПФГ по меньшей мере двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), оснащенными боковыми воздухозаборниками, выполнены в виде двухконтурных реактивных двигателей, каждый из которых имеет однорядный турбовентилятор (ОТВ) в кольцевом обтекателе (КО) и более чем одну свободную силовую турбину (ССТ), передающую взлетную мощность СУ на соответствующие НВ в их ККО и/или ОТВ в КО, создающие в пропульсивно-реактивной системе (ПРС) синхронную реактивную тягу при выполнении ВВП, КВП и КВВП или горизонтальном полете, но и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения вертикального или короткого взлета с соответствующего самолета, например, с двумя КГтД, приводящими в МПНС-Х4 две пары НВ и/или два ОТВ в ПРС-R2, создающие при этом подъемную и/или маршевую тягу с работающими/зафиксированными НВ при автоматически открытых/закрытых верхних и нижних, например, жалюзи-створках их ККО в реактивный сверх- или трансзвуковой самолет соответственно при нормальном или максимальном взлетном весе, но и обратно, при этом в системе трансмиссии каждый ее КГтД размещен в кормовой мотогондоле, в которой между ОТВ и ССТ смонтирован соосно с двумя последними Т-образный в плане осевой редуктор, имеющий продольные по его оси входные валы, например, от двух ССТ, но и продольный и поперечный выходные валы, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ОТВ, а второй вал - на Т-образный в плане главный редуктор, выходной продольный вал которого вращательно связан через муфту сцепления с угловым фюзеляжным редуктором, вертикальная колонка выходного вала которого, являясь жесткой осью поворотного шарнира ДНК, размещена соосно с последним, имеет вертикальный вал, который вращательно связан через муфту сцепления с крыльевым Т-образным и через него с двумя консольными Т-образными соответственно при виде сзади и сверху редукторами, передающими их выходными валами, проложенными соответственно внутри ТБК и ребер жесткости односторонних ККО, распределенную мощность в МПНС-Х4 на угловые вертикальные редукторы соответствующих передних и задних НВ (ПНВ и ЗНВ).
2. АКАС по п. 1, отличающаяся тем, что в упомянутых ОПКС и ДПКС упомянутое U-образное их хвостовое оперение с треугольными рулями высоты и направления соответственно на трапециевидных стабилизаторе и килях, отклоненных вверх по радиусу от последнего и плоскости симметрии наружу и разнесенных от оси симметрии для свободного поворота левой законцовки в системе ДНК, например, упомянутого ТБК при соответствующей фиксации с упомянутым размещением его концевых частей, выполненных на стоянке складывающимися вертикально вниз для уменьшения в 2,4…2,6 раза стояночной их площади от взлетной, а на режимах их ВВП и зависания продольное управление осуществляется посредством изменения шага пары ПНВ и пары ЗНВ, поперечное управление - изменением шага двух левых ПНВ с ЗНВ и двух правых ПНВ с ЗНВ, путевое управление - изменением крутящих моментов в диагонально расположенных левом ПНВ с правым ЗНВ и в правом ПНВ с левым ЗНВ, которые в плане вращаются в одном направлении, например, по часовой и против часовой стрелки, а на их режимах ВВП и зависания при удельной нагрузке на мощность их комбинированной СУ, составляющей ρN=1,15 кг/л.с., каждая упомянутая ССТ выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего систему адаптивного управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности в МПНС-Х4, составляющей с учетом потерь от обдува ребер жесткости ККО ρВТ=1,15, включает режимы работы ССТ как взлетный, так и чрезвычайный режим (BP и ЧР) при отборе потребной ее мощности на привод упомянутых ПНВ и ЗНВ соответственно как от четырех работающих ССТ, так и от трех из работающих ССТ с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности между ПНВ и ЗНВ при отказе соответствующей ССТ в КГтД, например, даже в последнем случае после автоматического включения ЧР работы оставшихся в работе ССТ, которые при удельной вертикальной тяговооруженности в МПНС-Х4, составляющей ρВТ=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 (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 их ПФГ 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 ПФГ с колесным шасси и уровнем земли или поверхностью посадочной площадки; сравнить относительную позицию их ПФГ 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 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 ПФГ, а нижние бомбоотсеки их ПФГ имеют внутреннее вооружение с автоматическими створками и их упомянутыми ПУ с закрепленными на них УР воздух-воздух и авиационными крылатыми ракетами (АКР), обеспечивающими соответственно борьбу с воздушной и наземной, надводной целью, а их комплекс вооружения имеет авиационную пушку, установленную в обтекателе сверху носовой части ПФГ, поражающую дозвуковые ударные БЛА и АКР, а их планер выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а их упомянутые боковые воздухозаборники, не имеющие пластинчатого отсекателя пограничного слоя и внутренних подвижных регулирующих элементов, выполнены для экранирование лопаток ОТВ с двойной S-образностью при виде и сбоку, и сверху, а также отведения пограничного слоя и повышения коэффициента восстановления полного давления как без щели для слива пограничного слоя, но и каждый включает рампу, сжимающую поток и формирующую коническое его течение, причем тяжеловооруженные ДПКС и ОПКС, несущие в конфигурации реактивного самолета в бомбоотсеках их ПФГ соответственно АКР типа Х-55СМ и Х101 для создания буферной безопасной авиазоны между упомянутым АНЛ и ПВО цели, увеличивающие после выполнения ими технологии ВВП/КВВП дальность действия до 5900/8155 км или 7900/10155 км соответственно стратегических АКР типа Х-55СМ или Х-101, образующих после их запуска автономные рои АКР с буксируемыми ложными их целями, а их ПФГ, имеющий от пирамидальной носовой его части скошенные по длине его мотогондол боковые стороны, образующие с воздухозаборниками при виде спереди пяти- или шестигранное поперечное сечение, уменьшающее эффективную площадь рассеивания, а их ПФГ на конце хвостовых балок имеет упомянутое V-образное оперение с цельно-поворотными килями, отклоненными вверх или вниз и наружу от плоскости симметрии под углом 43° к горизонтали, а их ПФГ между упомянутых КГтД и их прямоугольных плоских сопел, выполненных с термопоглощающим покрытием, уменьшая инфракрасное (ИК) излучение и их радиолокационную заметность, оснащен вынесенным вдоль продольной их оси кормовым обтекателем с отсеком, снабженным на его конце выдвижной буксируемой на тросе ложной целью, при этом электронно-оптический датчик (ЭОД), предназначенный для обнаружения и идентификации цели, имеет приемную часть ЭОД, которая закрывается сверху сапфировым стеклом, устанавливается внизу носовой части ПФГ головного ОПКС и с радаром последнего обеспечивает на больших, безопасных для ОПКС расстояниях целеуказание и управление оружейными нагрузками ОПКС и ДПКС с наведением на цель их АКР класса воздух-земля и УР воздух-воздух, а управление ДПКС обеспечивается вторым пилотом ОПКС, используя маловысотный профиль полета ДПКС и систему его самообороны - станцию активных электронных помех, причем упомянутая БСУ головного ОПКС, выполненного с электродистанционной системой управления, реагирующей по меньшей мере на одну из систем автономного управления полетом, дистанционного управления оператором, управления пилотом и/или их комбинации, снабжена возможностью опционального его управления пилотами из кабины, смонтированной в их ПФГ, имеющей катапультируемые в верхнюю полусферу кресла, срабатывающие автоматически после отстрела фонаря при выполнении ВВП и зависания, но и его использования в составе авиагруппы в качестве головного с упомянутыми более чем двумя ДПКС, более чем один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет его системой автопилота в следящем полете маневры головного ОПКС, а другой управляется вторым пилотом с головного ОПКС, а затем наоборот, причем при отсутствии вмешательства пилота система автопилота выполняет управление полетом ведомого ДПКС в соответствии с командами текущего состояния, повторяющими профиль полета и изменение маршрута головного ОПКС, при этом в случае возникновения внештатной ситуации для устранения непредвиденных проблем с безопасностью выполнения следящего полета пилот принимает на себя непосредственное управление ведомым ДПКС, отменяя команды текущего состояния, выдаваемые автопилотом при автономной работе следящего полета, причем система управления формированием относительной позиции в следящем полете, содержащая один или несколько датчиков, расположенных на ведомом ДПКС, сконфигурированных для обнаружения данных, касающихся его положения относительно положения головного ОПКС, 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 ДПКС и головным ОПКС; сравнить относительную позицию с выбранной относительной позицией; определить скорость ведомого ДПКС, необходимую для его перемещения в выбранное относительное положение; преобразовывать скорость следящего устройства во входы управления полетом; ограничивать прямое перемещение ведомого ДПКС относительно ОПКС, обеспечивающего через входы его компьютера управления полетом относительное их безопасное положение в совместном полете, при этом каждый сенсорный компьютер предыдущего и последующего из ведомых ДПКС, сконфигурированные для вычисления способности динамически адаптироваться к изменяющимся условиям или параметрам, включая способность к координации авиагруппы, распределенному тактическому управлению, распределенным по целям авиагруппы и/или полностью, повышая эффективность ее атаки, интегрированы к автономному стратегическому роению, причем упомянутый АНЛ, имеющий асимметричный корпус, выполненный с двухосадочной его схемой, позволяющей использовать осадку в диапазоне от 8,5 до 10,5 м для увеличения ледопроходимости и выполнения специальных задач на мелководье и устье рек, снабженный движительным комплексом, состоящим из пары основных и пары дополнительных соответственно кормовых и носовых винто-рулевых колонок (ВРК), каждая из которых, работая независимо и повышая эффективность маневрирования в любом направлении и даже вращения на месте, может как поворачиваться в горизонтальной плоскости на 360°, так и оснащена встроенным высокомоментным электродвигателем постоянного тока с соответствующим гребным винтом фиксированного шага (ВФШ), смонтированным непосредственно на валу внутри гондолы полноповоротной ВРК, при этом установка носовых ВРК на упомянутом АНЛ обеспечивает высокую маневренность в ледовых условиях, но и на чистой воде, что очень важно в зонах с ограниченным водным пространством, но и, достигая эффекта размывания льда работой этих ВФШ, как снижает прочность льда и повышает способность прохождения торосов, так и оказывает вредное воздействие на работу кормовых ВРК, причем для повышения эффективности пропульсивной установки упомянутого АНЛ пара носовых ВРК, которые, обеспечивая эффект расхождения векторов их тяги от продольной оси АНЛ, развернуты под углом друг к другу на эффективный упор АНЛ в режиме создания тягового усилия, при этом пропульсивная установка с четырьмя ВРК и четырьмя джойстиками управления объединены в одном мостике с установкой двух навигационных мостиков - основного и дублирующего для управления АНЛ во время хода и визуального контроля, улучшающего со второго мостика панорамный обзор при его движении и косым ходом, причем только кормовая надстройка как с артиллерийскими установками и ракетными комплексами противоторпедной защиты, так и зенитно-ракетными комплексами ПВО атомного АНЛ, имеющая спереди нее авиационные многоуровневые ангары со средствами, как то: краны, лифты-подъемники, системы выкатки и фиксации ОПКС и ДПКС на его палубе, ширина и длина с носовым трамплином которой обеспечивает и выполнение короткого их взлета по косой от правого ее борта взлетной полосе с использованием на позиции старта подъемного газоотбойника с его водяным охлаждением, а после выполнения ими миссии - вертикальной одновременной или поочередной их посадки на соответствующие вертолетные площадки палубы.
3. АКАС по любому из пп. 1, 2, отличающаяся тем, что в упомянутых ОПКС и ДПКС их ДНК с упомянутым ТБК, имеющим по всему размаху предкрылки и закрылки с внешними флапперонами, выполненным с относительной толщиной их профиля 
и сужением ηднк=0,53, имеет упомянутое РМК с относительной толщиной профиля 
, а в полетной их конфигурации как реактивных до скорости полета 0,5 Маха (М), так и транс- или сверхзвуковых самолетов изменение балансировки по крену обеспечивается дифференциальным отклонением как внешних флапперонов упомянутого ТБК, так и цельно-поворотных в вертикальной продольной плоскости треугольных законцовок упомянутого РМК, а для повышения путевой их устойчивости при скорости полета М=0,5…М=0,8/М=0,8…М=1,6 концевые части их упомянутых РМК, смонтированных с ДНК по правилу площадей, отклоняются вниз на угол 12°/30°, а для трансзвукового режима их полета с промежуточной под углом 45° к оси симметрии фиксацией консолей ДНК, преобразуя последнее в двунаправленное крыло асимметрично изменяемой стреловидности, которое при маршевой тяговооруженности первого уровня - 0,22 или второго - 0,25, используя соответственно 22% или 27% мощность их СУ, обеспечивает на высоте 11 км скорость М=0,894 или М=0,941, а для сверхзвукового режима полета упомянутое ТБК их ДНК фиксируется как над ПФГ с мотогондолами, имеющими скошенные в плане кромки и воздухозаборников, и сопел, смонтированными по правилу площадей с ПФГ, центральная часть которого с его воздухозаборниками образуют совместную планформу, которая меньше или соответствует планформе ТБК, так и с установкой законцовки правой консоли ТБК и ее фиксации в С-образном при виде сбоку переднем обтекателе ПФГ, размещенном в верхней утонченности ПФГ за двухместной кабиной пилотов с расположением пилотов бок о бок, выполненной только с боковыми застекленными ее окнами или без застекленной поверхности ее всех окон, а каждый их КГтД снабжен его реактивным соплом с форсажной камерой, используемой на самолетных взлетных и сверхзвуковых режимах полета с передними перед упомянутым ОТВ и задними перед форсажной камерой открытыми управляемыми створками упомянутой мотогондолы для дополнительного в нее подвода воздуха, что позволит с перегрузом 15% взлетного его веса на высоте 11 км повысить тяговооруженность СУ с 0,52 до 0,69 и достичь скорость до М=1,4, при этом отсутствие застекления лобовых окон или всех окон в кабине пилотов ОПКС позволит увеличить жесткость ПФГ и снизить толщину обшивки и, как следствие, уменьшить его массу, причем планер ОПКС с герметичной кабиной, имеющей автоматически сбрасываемый непрозрачный бронефонарь 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 сенсорную съемку, фиксирующих в передней и задней полусферах все события на 360°, при этом изображение проходит цифровую корректировку и для управления ОПКС в режиме реального времени отображается модулем распределения видео на дисплеях кабины пилотов, делая ее обшивку как бы 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 пилотами соответственно, причем первое и второе общие окна просмотра и выделенные отображенные линии визирования видны на первом и втором нашлемных дисплеях соответственно.
