СВЕРХЗВУКОВОЙ МАЛОЗАМЕТНЫЙ САМОЛЕТ-ВЕРТОЛЕТ

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции сверхзвуковых малозаметных самолетов-вертолетов с одним несущим винтом (НВ), используемым с боковыми рулевыми реактивными соплами и только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), и двумя подъемно-маршевыми турбореактивными двигателями с управляемым вектором тяги и отбором мощности на привод НВ, колонка вала и комлевые части лопастей которого выполнены телескопическими, позволяющими укладывать НВ вдоль оси симметрии в среднюю нишу с автоматически открываемыми продольными створками на верхней части фюзеляжа для горизонтального полета на транс- или сверхзвуковых скоростях.

Известен самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) F-35V (США), содержащий высокорасположенное крыло, консоли которого снабжены боковыми соплами, создающими наравне с передним подъёмным вентилятором вертикальную тягу, имеет турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, и отбором мощности на привод подъемного вентилятора с поворотными створками, хвостовое оперение с двумя отклоненными килями наружу.

Признаки, совпадающие - комбинированная силовая установка СВВП включает ТРДД, выполненный на базе ТРДД модели F119, имеет модуль основного поворотного сопла (Three-Bearing Swivel Module), муфту сцепления, основной приводной вал, редуктор привода подъемного вентилятора и расположенные в крыле воздухоотводящие каналы с соплами, предназначенными для осуществления подъема и управления самолетом по крену. На режиме ВВП мощность от подъемно-маршевого ТРДД передается к продольному валу длиной около 1,8 м. Вал входит в муфту, и при зацеплении муфта соединяет продольный вал с подъемным вентилятором, который способен преобразовывать переданную ему валом мощность в 21600 кВт в тягу, примерно равную 89 кН. В состав форсажного ТРДД входит основное реактивное сопло с управляемым вектором тяги, которое поворачивается для направления выходящей из двигателя струи газов назад вдоль оси самолета или вниз при ВВП, а выходящий при этом из подъемного вентилятора поток воздуха с регулируемыми створками, которые придают воздушному потоку нужное продольное направление. Каналы с соплами управления по крену получают воздух от ТРДД и создают по 17 кН подъемной тяги.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что заднее расположение ТРДД с его поворотным соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, имеет для отбора взлетной его мощности передний вывод вал посредством редуктора и муфты сцепления на подъемный вентилятор, что предопределяет за кабиной пилота в конструкции фюзеляжа две верхнюю и нижнюю раскрываемые створки подъемного вентилятора, оснащенного также сложной системой отклонения его воздушного потока в продольном направлении, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что боковые подкрыльные сопла с увеличением угла атаки крыла на переходных режимах полета создают опасность появления на крыле срыва потока до создания подъемным вентилятором и поворотным соплом ТРДД необходимой подъемной силы, что снижает надежность и поперечную управляемость. Третья - это то, что для выполнения ВВП и зависания имеется двойная система создания вертикальной тяги и продольно-поперечной подъемной силы (подъемный вентилятор с поворотным соплом ТРДД и боковые сопла), что неизбежно ведет к утяжелению и усложнению конструкции, но и уменьшению весовой отдачи, так как при горизонтальном его полете боковые сопла и

подъемный вентилятор, увеличивая паразитную массу, бесполезны. Кроме того, использование форсажного ТРДД при ВВП повышает удельный расход топлива на 46% и ухудшает показатели дальности полета и топливной эффективности. А использование бесфорсажного режима ТРДД ограничивает скорость полета до 950 км/ч.

Известен палубный СВВП мод. S-57 компании Sikorsky (США) проекта XV-2, имеющий высокорасположенное крыло, останавливаемый и убираемый в продольный отсек верхней части фюзеляжа однолопастной несущий винт с противовесом, снабженным реактивным соплом, струйной системой и воздуховодом от турбореактивного двигателя (ТРД) комбинированной силовой установки (СУ), содержит подкрыльное двухкилевое хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Признаки, совпадающие - наличие ниши в верхней части фюзеляжа с НВ, создающим только вертикальную тягу, имеющим струйную систему с воздуховодом, проложенным внутри колонки вала НВ и обеспечивающим равномерный отбор мощности ТРД, воздух которого, направляясь к реактивному соплу НВ, будет его вращать и создавать подъемную силу. Особенностью конструкции СВВП проекта XV-2 - концепция Control Circulation Rotor (CCR), т.е. ротор с регулируемой циркуляцией и неподвижное его размещение в фюзеляже: при переходе в самолетный режим полета останавливался однолопастной НВ, имеющий узлы складывания колонки вала и фиксирования лопасти, которые укладывались по оси симметрии в нишу фюзеляжа.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что размещение на верхней части фюзеляжа останавливаемого и убираемого НВ, имеющего автомат перекоса его лопасти с управлением его общего и циклического изменения его шага, что предопределяет конструктивно сложную складываемую колонку его вала и противовес с воздуховодами, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность, но и значительно увеличивает габаритные размеры по высоте с вращающимся НВ. Вторая - это то, что диаметр НВ ограничен длиной фюзеляжа и как, следствие, при висении поток от НВ, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю (~ 34%) в вертикальной их тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги НВ и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. Третья - это то, что однодвигательная СУ включает ТРД избыточной мощности, используемой при выполнении ВВП на 100%, что весьма снижает наработку на отказ и надежность, особенно, при его отказе, а расположение под дельтовидным крылом вертикальных килей, имеющих на их законцовках обтекатели с задними колесами шасси, что предопределяет, повышая аэродинамическое сопротивление, ограничения в достижении скорости до 745 км/ч. Все это также ограничивает возможность уменьшения массы конструкции планера с однолопастным НВ, имеющим автомат перекоса, а так-же дальнейшего улучшения весовой отдачи и повышения полезной нагрузки.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является СВВП компании Hawker Siddeley (Великобритания) проекта HS.141, содержащий стреловидное крыло, составную силовую установку с подъемными реактивными двигателями в обтекателях по бортам фюзеляжа и маршевыми реактивными двигателями на подкрыльных пилонах, имеет хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Признаки, совпадающие - в данном реактивном СВВП по восемь двигателей расположены в нижних обтекателях с каждого борта фюзеляжа: четыре перед передней и четыре за задней кромкой стреловидного крыла. В составной силовой установке имеется две группы двигателей: два маршевых турбовентиляторных двигателя Rolls-Roy се RB.220 тягой по 12250 кгс и 16 подъемных турбовентиляторных двигателей

Rolls-Royce RB.202 тягой по 4670 кгс. Подъемные двигатели, начинают работу, впускные и выпускные створки открываются, освобождая верхние и нижние стороны обтекателей. Подъемные двигатели имеют воздухозаборники и снабжены соплами с дефлекторами, которые при выполнении ВВП могут отклоняться на 15° вперед или назад по полету, придавая реактивному потоку газов нужное продольное направление.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что каждый подъемный двигатель RB.202 имеет наружный диаметр 1,5 м при его длине 1,15 м и со степенью двухконтурности 9,5:1, а их групповое расположение по бортам фюзеляжа предопределяет наличие с каждой стороны фюзеляжа развитых обтекателей, увеличивающих ширину нижней части фюзеляжа почти вдвое, что усложняет конструкцию, увеличивает аэродинамическое сопротивление и ограничивают скорость полета до 695 км/ч. Вторая - это то, что возможное осложнение возникает в связи с необходимостью разработки защиты от возможных сбоев системы управления при отказе любого из подъемных двигателей во время выполнения ВВП и зависания, приводящих к асимметричности тяги, что потребуют немедленной остановки его противолежащего двигателя по другую сторону СВВП. Такие силы вполне могут быть усугублены любым изменением, которое из-за скорости реакции необходимой в ситуации такого рода приводит к усложнению автоматической системы управления и необходимости проверки каждого двигателя на отказ при принятии соответствующих мер, чтобы сохранить контроль и стабильность управления. Третья - это то, что для выполнения ВВП, переходных и крейсерских режимов полетов имеется двойная раздельная система создания вертикальной и горизонтальной тяги соответственно подъемными и маршевыми двигателями при выполнении ВВП и горизонтального полета, что неизбежно ведет к утяжелению конструкции планера, увеличению объема регламентных работ, но и уменьшению весовой отдачи, так как при горизонтальном его полете сами подъемные двигатели, увеличивая паразитную массу, бесполезны, а при выполнении ВВП и зависания также и маршевые двигатели не используются. Что в конечном итоге приводит к увеличению удельного расхода топлива. Все это ограничивает возможность повышения дальности полета более 724 км, а также показателей топливной эффективности менее 2054,77 г/т*км при целевой нагрузке 10,2 тонн.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном СВВП проекта HS.141 фирмы Hawker Siddeley увеличение целевой нагрузки и весовой отдачи, уменьшение инфракрасной и визуальной заметности, увеличение скорости и дальности полета, повышение транспортной и топливной эффективности при самолетных режимах полета как на транс- или сверхзвуковых скоростях полета.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного СВВП проекта HS.141 фирмы Hawker Siddeley, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он снабжен на концах хвостовых балок рулевыми реактивными соплами (РРС), гасящими реактивный момент и изменяющими балансировку по курсу при работе одного несущего винта (НВ), применяемого только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, но и двумя подъемно-маршевыми турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД) с управляемым вектором тяги (УВТ) и отбором мощности на привод НВ как для создания подъемной силы и управляющих моментов по тангажу при выполнении ВВП и зависания, так и реактивной тяги при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета после остановки однолопастного НВ, выполненного с телескопическим противовесом лопасти и узлами складывания вперед по полету колонки вала с лопастью НВ, фиксируемого вдоль оси симметрии в верхней нише фюзеляжа (ВНФ) с автоматически открываемыми продольными створками, размещенными за

кабиной и на удобообтекаемом возвышении фюзеляжа, обеспечивающим свободное вращение НВ над последним и консолями среднерасположенного дельтовидного крыла (СДК), корневые части которого снабжены развитыми наплывами, смонтированными над подкрыльными боковыми воздухозаборниками ТРДД, имеющими конструкцию их каналов с двойной S-образностью и при виде сверху, и с боку, и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета одновинтовой несущей схемы с РРС в соответствующий высокоскоростной винтокрыл или крылатый автожир при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с НВ, работающим на режимах близких к его авторотации или при авторотирующем НВ, увеличивающим несущую способность СДК с обеспечением режима барражирующего полета, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания автоматически открывающиеся створки ВНФ, устанавливаемые предварительно наружу от продольной ее оси горизонтально после их открывания и обеспечивающие после поднятия из ВНФ складываемой колонки вала однолопастного НВ с его противовесом, но и закрывание обратно створок с обеспечением свободного вращения НВ, причем в передней части каждой надкрыльной части мотогондолы над входным устройством ТРРД имеется продольные автоматически открываемые створки для доступа дополнительного потока воздуха для работы ТРРД на режимах ВВП и зависания, при этом скошенные боковые стороны как верхней и нижней частей фюзеляжа с уплощенной носовой его частью, так и подкрыльных и надкрыльных частей воздухозаборников и мотогондол, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют соответственно шестигранное поперечное сечение и граненные конфигурации при виде спереди с острой линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая верхние поверхности СДК, имеющего клиновидный профиль и пилообразную в плане переднюю кромку с трапециевидной его законцовкой, причем наклон боковых наружных и внутренних стенок воздухозаборников при виде спереди размещены параллельно наклону односторонних килей V-образного оперения и верхней стороне фюзеляжа, которая параллельна наружной стороне надкрыльной части мотогондолы, при этом на режимах ВВП и зависания НВ, не взаимодействующий с соответствующей реактивной струей исходящей из отклоненного вниз поворотного в вертикальной плоскости сопла каждого ТРДД, выполнен без управления циклического изменения его шага и с жестким креплением его лопасти и профилированного противовеса, причем внутренние трапециевидные секции СДК, имеющие размах равновеликий 3/4 размаху V-образного оперения и внешние секции, образующие заднюю кромку СДК с отрицательным и положительным углами стреловидности, размещенными при виде сверху параллельно соответственно задней и передней кромкам V-образного оперения, концевые части которых в стояночной конфигурации выполнены наравне с внешними секциями СДК складывающимися с каждой стороны во внутрь и вдоль единой линии параллельно размещенной оси симметрии, при этом каждый подкрыльный воздухозаборник ТРДД снабжен передней кромкой, размещенной при виде сбоку параллельно задней кромке V-образного оперения, имеющей переменную стреловидность с округленной вершиной в точке ее пересечения на цельно-поворотных трапециевидных килях, отклоненных наружу под углом 43° от плоскости симметрии и смонтированных на разнесенных хвостовых балках, снабженных подфюзеляжными килями, имеющими на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, используемые при вертикальной посадке, причем в комбинированной силовой установке два подъемно-маршевых ТРДД, питающие через соответствующие воздухоотводящие каналы и РРС, и подкрыльные сопла, смонтированы в кормовой части фюзеляжа между хвостовых балок, имеют задние круглые реактивные сопла, синхронно отклоняемые в вертикальной продольной плоскости на угол до 95° вниз и обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания и горизонтального полета, выполнены с отбором мощности от каждого ТРДД, имеющего между компрессорами средний вывод радиального вала, передающего через муфту сцепления мощность на объединительный редуктор, снабженный по оси симметрии выходным валом, приводящим главный редуктор НВ.

Кроме того, что на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки по крену консоли и концевые части СДК снабжены соответственно воздухоотводящими от компрессоров ТРДД каналами и подкрыльными соплами, при этом упомянутый однолопастной НВ, снабженный телескопическими колонкой его вала и комлевой части лопасти, уменьшающей радиус укладываемого НВ в ВНФ на величину равновеликой половине ширины фюзеляжа, выполнен со ступенчатым профилем концевой части на одной третьей радиуса с обратным сужением лопасти, имеющей концевую хорду лопасти в 2,0 раза больше ее корневой хорды и клиновидный профиль с углом α=10° и непрерывной нижней поверхностью, выполнен с верхним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой, имея вогнутые во внутрь задние кромки лопасти, создают в точке максимальной ее хорды (b_maxHB)> совмещенной в уступе-вырезе с меньшей диагональю ромбовидной в плане формы, образующей как конфигурацию профиля ступеньки по ширине и глубине - это соответственно 1/2 от хорды b_maxHB и 2/3 от толщины с_maxHB, так и заостренную законцовку лопасти, имеющую параболическую переднюю кромку и обратной стреловидности заднюю кромку, при этом упомянутый противовес НВ имеет радиус (r_тп) во втянутом или выдвинутом его положении соответственно равновеликий радиусу обтекателя втулки НВ, имеющего диаметрально размещенные срезы в виде круговых сегментов, хорды которых равновелики корневым хордам НВ и противовеса, или 30% от радиуса НВ, причем противовес, имеющий корневую и концевую хорды соответственно равновеликую и в 1,2 раза меньше корневой хорды НВ, выполнен с концевой частью в виде ответного сегмента окружности с диаметром равновеликим обтекателю втулки НВ, сопрягаемого при его втягивании со срезом кругового сегмента втулки, образуя удобообтекаемую ее круглую в плане форму, при этом на режимах ВВП и зависания каждый ТРДД, выполненный с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе свободной мощности на привод НВ, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги между РРС, подкрыльных боковых сопел и поворотных сопел каждого ТРДД, причем каждое плоское сопло бесфорсажного ТРДД имеет переходник 29, обеспечивающий как управление площадью критического и выходного многоугольных сечений сопла в суживающейся или расширяющейся их частях, так и плавное удобообтекаемое изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное, снабженное нижней граненной стенкой 30, имеющей при виде сзади V-образную конфигурацию, и верхней створкой 31, состоящей из синхронно отклоняемых между боковых стенок 28 вниз и обратно вверх двух ее частей прямоугольной 32 и пятиугольной 33 формы в плане соответственно как на углы 22,5° и 22,5°, так и вокруг первой 34 и второй 35 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 31 соприкасается с нижней граненной стенкой 30, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней створки 31, так и на ее V-образных гранях люк с автоматически синхронно открывающимися отвесно вниз четырьмя трапециевидными двумя передними 36 и двумя задними 37 створками, расположенными на противоположных V-образных гранях шестиугольного в плане люка и отклоняемыми одновременно с поворотом вниз верхней створки 31 так, что две передние 36 из них отклоняются по полету, а две задние 37 против полета, образуя выходное устройство площадь и ширина которого равновелики переходнику 29 сопла пятигранной формы, что предопределяет соответствующее отклонение вектора реактивной тяги с горизонтального на вертикальное, но и обратно, при этом синхронное отклонение прямоугольной 32 и пятиугольной 33 частей верхней створки 31 вниз на 22,5°+ 7,5° или 22,5° +22,5° с одновременным открыванием попарно трапециевидных створок люка, отклоняемых вниз створок по полету 36 или против 37, образуя их наклон к горизонтали под углом 45°, обеспечивают возможность выполнения короткого взлета или посадки с коротким пробегом соответственно посредством сменяют балансировку соответственно по тангажу или крену, при этом на переходных к самолетным режимам полета лопасти НВ после фиксированной их остановки перпендикулярно к оси симметрии, обе синхронно складываются в направлении вперед по полету и устанавливаются над ВНФ по обе стороны от оси симметрии для последующего втягивания телескопических комлевых частей лопастей НВ, укладываемого в ВНФ посредством втягивания колонки его вала, причем снизу хвостовой части фюзеляжа под упомянутой гребенчатой поверхностью вдоль оси симметрии размещен обтекатель, имеющий на его конце отсек с выдвижной штангой магнитометра и в нижней его нише с открываемыми створками опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции при барражирующем его полете.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить сверхзвуковой малозаметный самолет-вертолет (СМСВ), который снабжен на концах хвостовых балок рулевыми реактивными соплами (РРС), гасящими реактивный момент и изменяющими балансировку по курсу при работе одного несущего винта (НВ), применяемого только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, но и двумя подъемно-маршевыми турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД) с управляемым вектором тяги (УВТ) и отбором мощности на привод НВ как для создания подъемной силы и управляющих моментов по тангажу при выполнении ВВП и зависания, так и реактивной тяги при горизонтальном полете в конфигурации сверхзвукового самолета после остановки однолопастного НВ, выполненного с телескопическим противовесом лопасти и узлами складывания вперед по полету колонки вала с лопастью НВ, фиксируемого вдоль оси симметрии в верхней нише фюзеляжа (ВНФ) с автоматически открываемыми продольными створками, размещенными за кабиной и на удобообтекаемом возвышении фюзеляжа, обеспечивающим свободное вращение НВ над последним и консолями среднерасположенного дельтовидного крыла (СДК), корневые части которого снабжены развитыми наплывами, смонтированными над подкрыльными боковыми воздухозаборниками ТРДД, имеющими конструкцию их каналов с двойной S-образностью и при виде сверху, и с боку, и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета одновинтовой несущей схемы с РРС в соответствующий высокоскоростной винтокрыл или крылатый автожир при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с НВ, работающим на режимах близких к его авторотации или при авторотирующем НВ, увеличивающим несущую способность СДК с обеспечением режима барражирующего полета, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания автоматически открывающиеся створки ВНФ, устанавливаемые предварительно наружу от продольной ее оси горизонтально после их открывания и обеспечивающие после поднятия из ВНФ складываемой колонки вала однолопастного НВ с его противовесом, но и закрывание обратно створок с обеспечением свободного вращения НВ, причем в передней части каждой надкрыльной части мотогондолы над входным устройством ТРРД имеется продольные автоматически открываемые створки для доступа дополнительного потока воздуха для работы ТРРД на режимах ВВП и зависания, при этом скошенные боковые стороны как верхней и нижней частей фюзеляжа с уплощенной носовой его частью, так и подкрыльных и надкрыльных частей воздухозаборников и мотогондол, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют соответственно шестигранное поперечное сечение и граненные конфигурации при виде спереди с острой линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая верхние поверхности СДК, имеющего клиновидный профиль и пилообразную в плане переднюю кромку с трапециевидной его законцовкой, причем наклон боковых наружных и внутренних стенок воздухозаборников при виде спереди размещены параллельно наклону односторонних килей V-образного оперения и верхней стороне фюзеляжа, которая параллельна наружной стороне надкрыльной части мотогондолы, при этом на режимах ВВП и зависания НВ, не взаимодействующий с соответствующей реактивной струей исходящей из отклоненного вниз поворотного в вертикальной плоскости сопла каждого ТРДД, выполнен без управления циклического изменения его шага и с жестким креплением его лопасти и профилированного противовеса, причем внутренние трапециевидные секции СДК, имеющие размах равновеликий 3/4 размаху V-образного оперения и внешние секции, образующие заднюю кромку СДК с отрицательным и положительным углами стреловидности, размещенными при виде сверху параллельно соответственно задней и передней кромкам V-образного оперения, концевые части которых в стояночной конфигурации выполнены наравне с внешними секциями СДК складывающимися с каждой стороны во внутрь и вдоль единой линии параллельно размещенной оси симметрии, при этом каждый подкрыльный воздухозаборник ТРДД снабжен передней кромкой, размещенной при виде сбоку параллельно задней кромке V-образного оперения, имеющей переменную стреловидность с округленной вершиной в точке ее пересечения на цельно-поворотных трапе-циевидных килях, отклоненных наружу под углом 43° от плоскости симметрии и смонтированных на разнесенных хвостовых балках, снабженных подфюзеляжными килями, имеющими на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, используемые при вертикальной посадке, причем в комбинированной силовой установке два подъемномаршевых ТРДД, питающие через соответствующие воздухоотводящие каналы и РРС, и подкрыльные сопла, смонтированы в кормовой части фюзеляжа между хвостовых балок, имеют задние круглые реактивные сопла, синхронно отклоняемые в вертикальной продольной плоскости на угол до 95° вниз и обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания и горизонтального полета, выполнены с отбором мощности от каждого ТРДД, имеющего между компрессорами средний вывод радиального вала, передающего через муфту сцепления мощность на объединительный редуктор, снабженный по оси симметрии выходным валом, приводящим главный редуктор НВ. Все это позволит в СМСВ при переходных маневрах повысить продольную устойчивость и управляемость по крену, а размещение двух ТРДД с УВТ между хвостовых балок V-образного оперения позволит упростить систему трансмиссии и экранировать ТРДД, снабженные плоскими соплами, смонтироанными сверху над гребенчатой поверхностью с термопоглощающим слоем хвостовой части фюзеляжа, имеющей пилообразную в плане заднюю ее кромку. Что позволит значительно уменьшить ИК-излучение ТРДД. Развитые наплывов СДК ограждают от радаров турбины ТРДД наравне с обратным скосом передней кромки их возду-хозаборников, но и увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ клиновидного СДК, что позволит достичь улучшенного большого ламинарного течения. Причем воздухозаборники ТРДД, каналы которых выполнены с двойной S-образностью при виде сверху и сбоку и ограждают их турбины от облучения радаром РЛС. Кроме того, это позволит повысить безопасность полетов и использовать ТРДД меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит мидель мотогондол и их аэродинамическое сопротивление. Применение убираемого НВ в ВНФ позволит достичь более высокую аэродинамическую эффективность. Поэтому основной режим работы НВ - это выполнение ВВП и зависания СМСВ. В одновинтовой несущей схеме с РРС моменты М_курс и М_прод от НВ при передаче на фюзеляж гасится РРС питаемой от ТРДД с УВТ. При этом телескопические комлевые части лопастей НВ уменьшают при их втягивании радиус укладываемого НВ в ВНФ и длину продольных ее створок. Это позволит уменьшить вес планера, улучшить весовую отдачу, повысить дальность полета палубного противолодочного СМСВ, выполненного по малозаметной технологии. Последнее увеличивает вероятность поражения подводной цели и повышает эффективность противолодочной обороны, особенно, при барражирующем полете СМСВ со скоростью 220-250 км/ч в полетной конфигурации крылатого автожира, используемого совместно с беспилотным палубным СМСВ.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения палубного СМСВ с двухлопастным НВ и двумя ТРДД с УВТ и плоскими соплами, размещенными сверху хвостовой части фюзеляжа над гребенчатой его поверхностью, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в) с расположением плоского сопла с поворотной створкой в двух проекциях на виде г):

а) в полетной конфигурации винтокрыла при коротком взлете с отклонением в соплах верхних створок 31 вниз на 30° и передней пары створок 36 вниз на 45° или крылатого автожира с авторотирующим НВ, имеющим телескопические выдвинутые колонку вала из ВНФ и комлевых частей его лопастей, повышающим несущую способность СДК при вращении НВ от набегающего потока при барражирующем полете;

б) в полетной конфигурации вертолета с консолями СДК, килями V-образного
оперения, имеющими линии их складывании, размещенные параллельно оси симметрии, и реактивными плоскими соплами с УВТ, создающими вертикальную реактивную тягу ТРДД наравне с подъемной силой, создаваемой двухлопастным НВ, лопасти
которого свободно вращаются над ВНФ, самим фюзеляжем и над консолями СДК;

в) в полетной конфигурации сверхзвукового самолета с уложенным в ВНФ двухлопастным НВ при втянутых телескопических колонки его вала и комвелей лопастей и реактивной тягой, обеспечиваемой двумя ТРДД с УВТ плоских сопел.

Палубный СМСВ, представленный на фиг.1, выполнен по одновинтовой несущей схеме, интегральной аэродинамической концепции и планером из композитного углепластика, содержит фюзеляж 1, имеющий от кабины до центра масс возвышение 2 ВНФ 3 с автоматически раскрываемыми продольными створками 4 и малого удлинения СДК 5 с развитыми наплывами 6. Под наплывами 6 СДК 5 имеются подкрыльные воздухозаборники 7 со скошенной передней его кромкой 8 параллельно размещенной задней кромке разнесенных цельно-поворотных килей 9 V-образного оперения, снабженного подфюзеляжными килями 10, на законцовках которых размещены видеокамеры 11 и ИК-излучатели 12 для вертикальной посадки. Развитое V-образное оперение 9 смонтировано на разнесенных хвостовых балках 13, между которых установлены ТРДД 14 со скошенными назад плоскими соплами 15 и УВТ (см. фиг.1г). С клиновидным профилем СДК 5 имеет как предкрылки 16, так и наплывы 6 с переменной стреловидностью, внутреннею трапециевидную секцию 17 с закрылками 18, но и поворотные вверх внешние секции 19 с флапперонами 20. Двухлопастной НВ 21 имеет телескопические и комлевые части 22 его лопастей (см фиг. 1а), и колонку вала 23, смонтирован на конце ВНФ 3. На концах хвостовых балок 13 имеются РРС 24 (см фиг. 1а), гасящие реактивный момент и изменяющие балансировку по курсу при работе одного двухлопастного НВ 21, который выполнен без автомата перекоса и с полужестким креплением его лопастей. Каждая лопасть НВ 21, имея клиновидные профили лопастей и непрерывной верхней их поверхностью выполнены с нижним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой образуют равнобедренный треугольник в плане, выполняющий на лопастях НВ 21 роль рулевых поверхностей 25 с сервоприводом, изменяющие продольно-поперечную балансировку на режимах ВВП и зависания (см. на фиг. 1 вид А-А).

Комбинированная СУ с ТРДД в надкрыльных мотогондолах 26 установлена в задней части фюзеляжа 1 и между килей 9 V-образного оперения (см. фиг. 16), выполнена с отбором мощности и возможностью плавного перераспределения мощности от ТРДД на редуктор НВ 21, которое создается объединительным и главным редуктора-ми (на фиг.1 не показаны) и плоскими соплами 15 ТРДД 14 соответственно 60% и 40% от взлетной мощности СУ на режимах ВВП, зависания СМСВ и сверхзвукового горизонтального его полета. Оба ТРДД 14 с муфтами сцепления образуют с объединительным редуктором синхронизирующую систему (на фиг.1 не показаны), снабжены для режима ВВП и зависания системой УВТ с плоскими соплами 15, установленными сверху хвостовой части фюзеляжа 1 над гребенчатой поверхностью 27 с термопоглощающим слоем, имеющими две неподвижные вертикальные боковые стенки 28 сопла 15. Каждое плоское сопло 15 бесфорсажного ТРДД 14 имеет переходник 29, обеспечивающий плавное изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное (см. фиг.1г), снабженное нижней граненной стенкой 30, имеющей при виде сзади V-образную форму, и верхней створкой 31, состоящей из синхронно отклоняемых между боковых стенок 28 вниз и обратно вверх двух ее частей прямоугольной 32 и пятиугольной 33 формы в плане соответственно как на углы 22,5° и 22,5°, так и вокруг первой 34 и второй 35 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 31 соприкасается с нижней граненной стенкой 30, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней створки 31, так и на ее V-образных гранях люк с автоматически синхронно открывающимися отвесно вниз четырьмя трапециевидными двумя передними 36 и двумя задними 37 створками, размещенными на противоположных V-образных гранях шестиугольного в плане люка и отклоняемыми одновременно с поворотом вниз верхней створки 31 так, что две передние 36 из них отклоняются по полету, а две задние 37 против полета, образуя выходное устройство площадь и ширина которого равновелики переходнику 29 сопла пятигранной формы, что создает соответствующее отклонение вектора реактивной тяги. На режимах ВВП и в случае отказа ТРДД во время аварийной посадки СМСВ его двухлопастной НВ 21 работает на режиме авторотации и разгружает СДК 5. При этом закрылки 18 СДК 5 автоматически отклоняются на угол 47°, а при выполнении КВП в винтокрылой конфигурации - на угол 30°.

Управление палубным СМСВ обеспечивается изменением общего шага двухлопастного НВ 21 и отклонением рулевых поверхностей: флапперонов 20, рулей высоты 9 и направления 9. При крейсерском полете подъемная сила создается СДК 5, наплывами 6, а маршевая реактивная тяга - каждым ТРДД 14 через сопло 15 при открытой верхней створке 31 и закрытых нижних двух передних 36 и двух задних 37 створок, на режиме висения - НВ 21 и каждым ТРДД 14 через сопло 15 при закрытой створке 31 и открытых двух передних 36 и двух задних 37 створок, на режиме перехода - СДК 5 с НВ 21 и двумя ТРДД 14 с УВТ. При переходе к режиму ВВП и зависания закрылки 18 с флапперонами 20 (см. фиг. 16) СДК 5 синхронно отклоняются на максимальные их углы. После создания подъемной тяги НВ 21, подкрыльными соплами 38 и ТРДД 14 с УВТ обеспечиваются вертолетные режимы (см. фиг.1в). Рулевые поверхности 25 НВ 21 (см. фиг. 16) снабжены сервоприводом и возможностью на режимах зависания их синхронного дифференциального отклонения в вертикальной плоскости так, что при их отклонении вниз/вверх и прохождении при этом лопастей НВ 21 с передней/задней или левой/правой частей фюзеляжа 1, изменяет балансировку соответственно по тангажу или крену. Управление по курсу на режимах ВВП и зависания обеспечивается двумя РРС 24, смонтированными на концах хвостовых балок 13.

После вертикального взлета и набора высоты, убирается механизация СДК 5 и лопасти НВ 21, выполненные с возможностью на переходных к самолетным режимам горизонтального полета СМСВ фиксированной их остановки перпендикулярно к оси симметрии и последующего как синхронного складывания лопастей НВ 21 в направлении вперед по полету, так и их установки над фюзеляжем 1 по обе стороны от продольной его оси для последующего втягивания телескопических комлевых 22 частей лопастей НВ 21, укладываемого в ВНФ 3 (см. фиг. 16) посредством опускания колонки его вала со сложенными лопастями. Затем создается совместная реактивная тяга от двух ТРДД 14 и производится транс- и сверхзвуковой крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 9. Продольное и поперечное управление в самолетной конфигурации осуществляется синфазным и дифференциальным соответственно отклонением рулей высоты 9 и флапперонов 20 СДК 5.

Таким образом, СМСВ с ТРДД, приводимыми НВ в одновинтовой несущей схеме с РРС, гасящей крутящий момент от работы НВ и изменяющей балансировку по курсу, представляет собой СВВП, который изменяет свою полетную конфигурацию только благодаря укладки лопастей НВ во внутрь верхней ниши фюзеляжа и вдоль продольной его оси и выполнен по интегральной аэродинамической схеме с СДК и V-образным оперением. Плоские сопла двух ТРДД, имеющих переходники, обеспечивающие плавное изменение их сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное, выполненное с УВТ. Несмотря на незначительные потери (до 3%) тяги от неоптимальной формы сопел, такая последовательно преобразуемая форма сопла весьма снижает ИК-заметность СМСВ. Кроме того, это также приводит к улучшению сверхзвуковых характеристик и уменьшению радиолокационной, инфракрасной и визуальной заметности. Развитые наплывы СДК, предназначенные для генерирования вихрей при маневрировании на больших углах атаки, создают за сет их совместного участия в реализации подъемной силы возможность наравне выполнения технологии ВВП и КВП при взлетно-посадочных режимах полета палубных СМСВ и достижения высокой тяговооруженности комбинированной СУ, которая обладает наименьшей удельной нагрузкой на мощность, особенно, с механическим приводом НВ от ТРДД.

Поэтому у СМСВ-1,7 с взлетным весом 15,55 т коэффициент удельной нагрузки на мощность с применением двухлопастного НВ, приводимого двумя ТРДД с тягой по 6800 кгс каждый, имеющих отбор 60% мощности СУ на НВ и 40% ТРДД, составит 0,874 кгс/т, что в 1,41 меньше, чем у сопоставимого СВВП Як-141 с энергозатратной СУ, который при взлетном весе 15,8 т использует подъемно-маршевый ТРДД модели Р-179-300 тягой 10977 кгс и два подъемных ТРД с тягой по 4260 кгс каждый.

Несомненно, с течением времени широкое использование в СУ ТРДД, особенно, с плоскими реактивными соплами и УВТ позволит добиться уменьшения инфракрасной и визуальной заметности в сравнении с СВВП модели F-35V (США), что немаловажно для палубных противолодочных СВВП типа СМСВ-1,7, СМСВ-2,3 (см. табл.1).