RU2686561C1

RU2686561C1 - Unmanned low-visibility vertical take-off and landing aircraft and method of its use during airborne location

Info

Publication number: RU2686561C1
Application number: RU2018110919A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Дуров
Original assignee: Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date: 2018-03-27
Filing date: 2018-03-27
Publication date: 2019-04-29

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering and can be used in design of unmanned aircraft of vertical take-off and landing. Unmanned low-visibility aircraft of VTOL is equipped with two transverse lifting fans (LF), used only in vertical and short take-off/landing or in transient modes of flight in combined CS with pair of lifting-sustaining turbojet dual-flow engines (TJDE) with power take-off to two LF operating without mutual influence and overlapping, and controlled thrust vector (CTV) both for creation of lifting force and pitch moment at VTOL and hang-up, and jet thrust at horizontal flight. LF are mounted on both sides of the axis of symmetry inside circular low-lying delta-like wing (LDW) niche in the plan view. Each LF has automatic semicircular flaps mounted along the lengthwise axis of the ADC. Single nacelle is divided inside by vertical partition extending from wedge-like fuselage nose in all its over-altitude.

EFFECT: higher speed and range of flight, load, reduced infrared and visual visibility.

5 cl, 1 dwg, 1 tbl

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных малозаметных самолетов вертикального взлета и посадки, имеющих два подъемно-маршевых турбореактивных двухконтурных двигателя с управляемым вектором тяги плоских их сопел и отбором мощности от их турбин на привод подъемных вентиляторов в кольцевых обтекателях, используемых с жалюзи-рулями на их выходе для изменения балансировки по курсу и только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), смонтированных по обе стороны от оси симметрии внутри круглых в плане ниш центроплана низко расположенного крыла, имеющих перед тоннельным воздухозаборником мотогондолы в боковых выемках центральной части фюзеляжа автоматически открываемые верхние продольные пары полукруглых створок и нижние поперечные жалюзи-рули, образующие после их закрывания соответствующие поверхности центроплана крыла и фюзеляжа.The invention relates to the field of aviation technology and can be used in the construction of unmanned low-profile aircraft of vertical take-off and landing, having two lifting and sustaining turbojet dual-circuit engines with thrust-controlled flat nozzles and selection of power from their turbines to drive lifting fans in ring fairings used with shutter wheels at their exit to change balancing at the rate and only with vertical and short take-off / landing (GDP and FOC) mounted on either side of the axis of symmetry inside the centrally located in planes of the low wing central section, having a nacelle in the side grooves of the central fuselage in front of the tunnel air intake, automatically opening upper longitudinal pairs of semicircular flaps and lower transverse louvers, forming the corresponding surfaces of the wing center section and the fuselage after they are closed.

Известен самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) модели Harrier GR.7 компании Hawker Siddeley (Великобритания), содержащий стреловидное высокорасположенное крыло, подъемно-маршевый турбовентиляторный двигатель с четырьмя поворотными его соплами, размещенными вблизи центра масс попарно слева и справа от фюзеляжа, имеет хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.Known aircraft vertical takeoff and landing (VTOL) Harrier GR.7 model company Hawker Siddeley (UK), which contains a swept high-wing, lift-sustainer turbofan engine with four turning its nozzles placed near the center of mass in pairs to the left and right of the fuselage, has a tail tail and tricycle retractable wheeled chassis.

Признаки, совпадающие - в силовой установке имеется подъемно-маршевый турбовентиляторный двигатель Rolls-Royce Pegasus Mk. 103 тягой 9870 кгс с двумя парами поворотных сопел, расположенных в обтекателях с каждого борта фюзеляжа: два перед передней и два за задней кромкой стреловидного крыла, которые создают тягу соответственно холодным сжатым воздухом от первого контура двигателя, вторые - горячим выхлопом двигателя. Двигатель СВВП имеет боковые воздухозаборники, а его поворотные боковые реактивные сопла снабжены дефлекторами, которые при вертикальном взлетном весе 9140 кг могут, отклоняясь на 15° вперед или назад по полету, придавать реактивному потоку газов нужное продольное направление.The signs are the same - in the power plant there is a lift-propulsion turbofan engine Rolls-Royce Pegasus Mk. 103 9870 kgf with two pairs of rotary nozzles located in the fairings on each side of the fuselage: two in front of the front and two behind the rear edge of the swept wing, which create thrust with cold compressed air from the first circuit of the engine, the second - with the hot exhaust of the engine. The VTOL engine has side air intakes, and its swiveling side jet nozzles are equipped with deflectors, which, with a vertical take-off weight of 9140 kg, can deviate 15 ° forward or backward along the flight and give the desired longitudinal direction to the gas flow.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что подъемно-маршевый двигатель Pegasus Mk. 103 имеет наружный диаметр 1,219 м при его длине 3,48 м и со степенью двухконтурности 1,2, а боковое расположение сопел по бортам фюзеляжа предопределяет наличие с каждой стороны фюзеляжа развитых обтекателей, увеличивающих ширину средней части фюзеляжа, что усложняет конструкцию, увеличивает аэродинамическое сопротивление и ограничивают скорость полета у земли до 1100 км/ч. Вторая - это то, что возможное осложнение, возникающее на режимах ВВП и зависания в связи с необходимостью разработки защиты от любых сбоев системы управления при отказе синхронного отклонения дефлекторов сопел, приводящего к усложнению автоматической системы управления и необходимости принятия 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 при соответствующем повороте сопел двигателя при выполнения ВВП и горизонтального полета, что неизбежно ведет к утяжелению конструкции планера, увеличению объема регламентных работ, но и уменьшению весовой отдачи, а также к повышению удельного расхода топлива. В конечном итоге после вертикального взлета все это ограничивает возможность повышения радиуса действия более 520 км и показателей топливной эффективности менее 2758,4 г/т⋅км при целевой нагрузке 1000 кг.The obstacles to the task: the first is that the lifting and sustainer engine Pegasus Mk. 103 has an outer diameter of 1.219 m with a length of 3.48 m and a bypass ratio of 1.2, and the lateral arrangement of nozzles along the sides of the fuselage predetermines the presence of developed fairings on each side of the fuselage, increasing the width of the middle part of the fuselage, which complicates the design and increases the aerodynamic resistance and limit the flight speed on the ground to 1100 km / h. The second is that a possible complication arising on GDP regimes and delays due to the need to develop protection against any control system failures when the synchronous deflection of the nozzles deflectors fails, which complicates the automatic control system and the need to take appropriate measures to maintain control and stability. management. The third one is that for the implementation of GDP, transitional and cruising flight regimes there is a double separate system for creating vertical and horizontal thrust with a corresponding rotation of the engine nozzles when performing GDP and horizontal flight, which inevitably leads to heavier construction of the airframe, increasing the amount of maintenance work, but and a decrease in weight efficiency, as well as an increase in specific fuel consumption. Ultimately, after a vertical take-off, all this limits the possibility of increasing the radius of action of more than 520 km and fuel efficiency indicators of less than 2,758.4 g / t-km with a target load of 1000 kg.

Известен палубный СВВП модели F-35V (США), содержащий высокорасположенное крыло, консоли которого снабжены боковыми соплами, создающими наравне с передним подъемным вентилятором вертикальную тягу, имеет турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, и отбором мощности на привод переднего подъемного вентилятора с поворотными створками, хвостовое оперение с двумя отклоненными килями наружу.A well-known deck VTOL of model F-35V (USA) containing a high-positioned wing, the consoles of which are equipped with side nozzles that create vertical thrust along with a front lift fan, has a turbojet dual-circuit engine (TRD) with a nozzle that changes the thrust vector, and takes power to drive front lift fan with pivoting flaps, tail with two deflected keels outward.

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 л.с. 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 17 кН подъемной тяги.Signs that coincide - the combined power unit of the VTOLS includes a turbofan engine, made on the basis of the F119 turbofan model, has a Three-Bearing Swivel Module main rotating nozzle, a clutch, a main drive shaft, a lift fan drive reducer and air intake ducts located in the wing with nozzles designed to lift and control aircraft roll. In the GDP mode, the power from the lift-march turbomachine is transmitted to a longitudinal shaft about 1.8 m long. The shaft enters the coupling, and when engaged, the coupling connects the longitudinal shaft to the lifting fan, which is able to convert the power transmitted to it by 21600 hp. in thrust, approximately equal to 89 kN. The afterburner turbojet engine includes a main jet nozzle with controlled thrust vectoring, which rotates to direct the jet of gases coming out of the engine back along the plane’s axis or down in the course of GDP, and the air flow with adjustable flaps that leaves the lift fan gives the desired longitudinal airflow direction. Channels with roll control nozzles receive air from the turbofan engines and generate 17 kN of lifting thrust.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что заднее расположение ТРДД с его поворотным соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, имеет для отбора взлетной его мощности передний вывод вал посредством редуктора и муфты сцепления на подъемный вентилятор, что предопределяет за кабиной пилота в конструкции фюзеляжа две верхнюю и нижнюю раскрываемые створки подъемного вентилятора, оснащенного также сложной системой отклонения его воздушного потока в продольном направлении, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что размещение за кабиной пилота ниши подъемного вентилятора диаметром 1,27 м предопределяет слишком широкий и толстый фюзеляж и, как следствие, большая площадь миделя, что создает дополнительное лобовое сопротивление и ухудшения ЛТХ. Боле того, объем ниши в фюзеляже для размещения в ней подъемного вентилятора уменьшает эффективный его объем на 2,96 м³, в котором можно было разместить топлива 2300 кг. 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 выполнении ВВП повышает удельный расход топлива на 46% и ухудшает показатели дальности полета и топливной эффективности. А использование бесфорсажного режима работы ТРДД ограничивает скорость крейсерского полета до 950 км/ч.The obstacles to the task: the first is that the rear location of the turbofan engine with its swiveling nozzle, which changes the thrust vector, has a front output shaft for selecting the take-off power of the shaft through the gearbox and the clutch to the lift fan, which predetermines the design behind the cockpit the fuselage has two upper and lower flaps of the lifting fan, which is also equipped with a complex system of deflecting its air flow in the longitudinal direction, which complicates the design. The second is that the placement behind the cockpit of a niche of a 1.27 m hoist fan predetermines too wide and thick fuselage and, as a result, a large area of the mid-section, which creates additional drag and LTH deterioration. Moreover, the volume of the niche in the fuselage for placing a lifting fan in it reduces its effective volume by 2.96 m ³ , in which 2300 kg of fuel could be placed. The third is that there is a double system for creating vertical thrust and longitudinal-lateral lifting force (lifting fan with a rotary nozzle for turbofan and side nozzles), which inevitably leads to weighting and complication of the design, but also to reduce the weight efficiency, since in horizontal flight, the side nozzles and the lifting fan, increasing the parasitic mass, are useless. In addition, the use of afterburner turbofan when performing GDP increases the specific fuel consumption by 46% and worsens the flight range and fuel efficiency. And the use of the landing mode without TRDD limits the cruising speed to 950 km / h.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является СВВП компании Hawker Siddeley (Великобритания) проекта HS.141, содержащий стреловидное крыло, составную силовую установку (СУ) с подъемными реактивными двигателями в обтекателях по бортам фюзеляжа и маршевыми реактивными двигателями на подкрыльных пилонах, имеет хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.Closest to the proposed invention is a VTIL of Hawker Siddeley (UK) project HS.141, which contains a swept wing, a composite powerplant (SU) with lifting jet engines in fairings on the sides of the fuselage and cruise jet engines on the underwing pylons, has tail plumage and three-bearing retractable wheeled chassis.

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-Royce 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.Signs that coincide - in this jet VTOL eight engines are located in the lower fairings on each side of the fuselage: four in front of the front and four behind the rear edge of the swept wing. The composite power plant has two groups of engines: two Rolls-Royce RB.220 propulsion turbofan engines with a load of 12,250 kgf each and 16 Rolls-Royce RB.202 lifting turbofan engines with a charge ratio of 4,670 kgf. The lift motors start to work, the intake and exhaust flaps open, freeing the top and bottom sides of the fairings. Lifting engines have air intakes and are equipped with nozzles with deflectors, which, when performing GDP, can deviate 15 ° forward or backward along the flight, giving the jet flow of gases the desired longitudinal direction.

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, приводящего в ситуации такого рода к усложнению автоматической системы управления и снижению стабильности поперечной управляемости. 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. Все это в конечном итоге приводит к увеличению удельного расхода топлива, ограничивающего дальность полета до 724 км и показателей топливной эффективности до 2054,8 г/т«км при целевой нагрузке 10200 кг.The obstacles to the task: the first is that each RB.202 lifting engine has an outer diameter of 1.5 m with a length of 1.15 m and a bypass ratio of 9.5: 1, and their group arrangement along the sides of the fuselage predetermines the presence of developed fairings on each side of the fuselage, which increase the width of the lower part of the fuselage almost by half, which complicates the design, increases the aerodynamic resistance and limits the flight speed to 695 km / h. The second is that a possible complication arises in connection with the need to develop protection against possible failures of the control system in the event of failure of any of the lift engines during the execution of GDP and the suspension, which leads to asymmetry of thrust, which will require an immediate stop of its opposite engine on the other side of VTOL. leading to a situation of this kind to complicate the automatic control system and reduce the stability of lateral controllability. The third is that for the implementation of GDP, transitional and cruising flight regimes there is a double separate system for creating vertical and horizontal thrust, respectively, lifting and cruising engines when performing GDP and level flight, which inevitably leads to heavier airframe design, an increase in the volume of maintenance work, but and a decrease in weight efficiency, since during horizontal flight, the lift engines themselves, increasing the parasitic mass, are useless, and when performing GDP and freezing, also marching engines ate not used. All this ultimately leads to an increase in specific fuel consumption, limiting the flight range to 724 km and fuel efficiency indicators to 2054.8 g / t “km with a target load of 10,200 kg.

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.The invention solves the problem in the above-mentioned known VTOL of the project HS.141 by Hawker Siddeley, an increase in the target load and weight efficiency, a decrease in infrared and visual visibility, an increase in the speed and range of the flight, an increase in transport and fuel efficiency during aircraft flight modes like trans or supersonic flight speeds.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного СВВП HS.141 фирмы Hawker Siddeley, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он снабжен двумя поперечными подъемными вентиляторами (ПВ), применяемыми только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, и в комбинированной СУ парой подъемно-маршевых турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) с отбором мощности на привод двух ПВ, работающих без взаимного влияния и перекрытия, и управляемым вектором тяги (УВТ) 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 отключения ТРДД от привода двух ПВ, имеющих возможность их фиксированной остановки и противоположного направления их вращения в боковых кольцевых обтекателях (БКО), смонтированных по обе стороны от оси симметрии внутри круглых в плане ниш центроплана низко расположенного дельтовидного крыла (НДК), размещенных как в плавно образованных боковых выемках центральной части фюзеляжа, выполненного по правилу площадей, так и перед впадинами пилообразной при виде сверху передней кромки тоннельного воздухозаборника единой мотогондолы, разделенной внутри вертикальной перегородкой плавно переходящей от задней клиновидной в плане носовой части фюзеляжа по всей его надкрыльной высоте, но и имеющих автоматически открываемые/закрываемые верхние продольные пары полукруглых створок и нижние поперечные жалюзи-рули, обеспечивающие соответственно свободный доступ воздуха в БКО и выхода воздушного потока из них и образующие после их закрывания соответствующие поверхности центроплана НДК и фюзеляжа и выполнен по интегральной аэродинамической компоновке с плавным сопряжением НДК и фюзеляжа, образующие единый несущий корпус с V-образным оперением, но и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с соответствующего самолета с двумя ПВ, двумя ТРДД с УВТ в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно при максимальном или нормальном взлетном весе, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки как по тангажу и курсу поперечные нижние жалюзи-рули в каждом ПВ выполнены с возможностью их синфазного и дифференциального отклонения на углы вперед по полету - 45° и назад +45° соответственно, так и по крену консоли и концевые части НДК снабжены соответственно воздухоотводящими от компрессоров ТРДД каналами и подкрыльными соплами, синхронно взаимодействующими на режимах создания вертикальной сбалансированной подъемной и реактивной тяги соответственно в системах холодного потока воздуха от двух ПВ и горячего выхлопа реактивной струи от двух ТРДД с УВТ, размещенных спереди и сзади от центра масс соответственно, причем трапециевидные при виде сверху плавно образованные боковые выемки, расположенные за кабиной пилота в наиболее широкой части наплывов НДК и над верхней поверхностью его центроплана, не затеняющего входные устройства тоннельного воздухозаборника (ТВЗ), имеющего S-образную при виде сверху конструкцию левого и правого воздуховодов, при этом в верхних наклонных частях мотогондолы над входным устройством каждого ТРДД имеется продольные автоматически открываемые створки для доступа на режимах ВВП и зависания дополнительного потока воздуха для работы бесфорсажных ТРДД, причем V-образное оперение с цельно-поворотными трапециевидными килями, отклоненными наружу под углом 43° от плоскости симметрии, имеют заднюю кромку переменной стреловидности с округленной вершиной в точке ее пересечения и смонтированы на разнесенных хвостовых балках, снабженных подфюзеляжными килями, оснащенными на передних концах их законцовок ИК-излучателями и видеокамерами, используемыми при вертикальной посадке.Distinctive features of the present invention from the above-known VT.18 HS.141 of Hawker Siddeley, which is closest to it, are that it is equipped with two transverse lifting fans (PV), used only for vertical and short takeoff / landing (GDP and CST) or on transient flight conditions, and in a combination of control systems with a pair of lift-and-cruise turbojet two-cycle engines (TRDD) with power take-off to drive two SPs operating without mutual influence and overlap, and controlled thrust vector (SWT) to How to create lift and control pitch moments when performing GDP and lagging, and thrust during horizontal flight in the configuration of a supersonic aircraft after disconnecting the turbofan from the drive of two PVs, with the possibility of their fixed stop and the opposite direction of their rotation in the side ring fairings ( BSO), mounted on both sides of the axis of symmetry within the central planar-shaped niches of the center section of the low-lying deltoid wing (NDB), placed as in smoothly formed lateral grooves ah central part of the fuselage, made according to the rule of squares, and in front of the sawtooth cavities as seen from above the front edge of the tunnel air intake, a single engine nacelle, divided inside by a vertical partition smoothly passing from the rear wedge-shaped in terms of the nose part of the fuselage throughout its sheath height, but also having automatically opened / closed upper longitudinal pairs of semicircular shutters and lower transverse louvre steering wheels, providing, respectively, free access of air to the air handling unit and air outlet After they close, the flow of them and the corresponding surfaces of the center section of the NDK and fuselage are formed in an integral aerodynamic layout with a smooth coupling of the NDK and fuselage, forming a single bearing body with a V-shaped tail, but also with the ability to convert its flight configuration after the KVP technology or GDP from the corresponding aircraft with two PS, two turbofan engines with a UHT in a trans or supersonic aircraft, respectively, at maximum or normal take-off weight, but also back, while on mode x GDP and lags for lifting and rebalancing, both in pitch and heading, the transverse lower louvers in each PW are made with the possibility of their common-mode and differential deviation at angles ahead in flight — 45 ° and backward + 45 °, respectively, and in roll the cantilevers and end parts of the NDB are equipped respectively with air ducts from the compressors of the turbofan engines and the underwing nozzles synchronously interacting in the modes of creating vertical balanced lifting and jet thrust, respectively, in cold and cold air systems the air flow from the two airspace and hot jet exhaust from two turbofan engines with a UHT, located front and rear of the center of mass, respectively, the side openings smoothly formed when viewed from above, in the widest part of the NDF and above the top surface its center section, which does not obscure the input devices of a tunnel air intake (TVZ), which has an S-shaped left and right air duct structure, as seen from above, while in the upper inclined parts of the engine nacelle above the entrance The device of each turbofan engine has longitudinal, automatically open flaps for access on the GDP modes and freezing of additional air for operation of turbofan-free turbofan engines, with the V-shaped tail assembly with one-piece swivel trapezoidal keels inclined outward at an angle of 43 ° from the plane of symmetry and have the rear edge of the variable sweeps with a rounded top at the point of its intersection and mounted on spaced tail beams, equipped with ventral carinae, fitted at the front ends of their IR tips telyami and cameras used in a vertical landing.

Кроме того, каждый упомянутый ТРДД смонтирован в кормовой части фюзеляжа между хвостовых балок, имеет вдоль продольной его оси заднее круглое реактивное сопло, которое соединено с круглым соплом другого ТРДД поперечным валом с гидроприводом для синхронного их поворота в вертикальной продольной плоскости на угол до 95° вниз и обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания и горизонтального полета, имеет между компрессорами низкого и высокого давления (КНД и КВД) для отбора мощности средний вывод радиального вала, направленного к оси симметрии и передающего от вала КНД, смонтированного соосно и внутри вала КВД и приводимого турбиной низкого давления, посредством конической зубчатой передачи через муфту сцепления свободную мощность ТРДД на главный Т-образный в плане редуктор, снабженный по оси симметрии продольным валом, связанным с промежуточным Т-образным в плане редуктором, приводящим левым и правым выходными валами угловые редукторы соответствующих ПВ в БКО, при этом скошенные боковые стороны фюзеляжа в соответствующих его носовой, центральной и кормовой частях, включая и мотогондолу с упомянутым ее ТВЗ, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют трапециевидное поперечное сечение, но и нижнюю часть фюзеляжа граненной конфигурации при виде спереди с острой нижней линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая переднюю кромку клиновидного профиля НДК, имеющего внутренние трапециевидные секции с размахом равновеликим размаху V-образного оперения, причем планер с внутренними отсеками вооружения выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием.In addition, each of the above-mentioned turbofan engines is mounted in the rear part of the fuselage between the tail booms, has a rear circular jet nozzle along its longitudinal axis, which is connected to the circular nozzle of another turbofan engine with a transverse shaft with hydraulic actuator for their simultaneous rotation in a vertical longitudinal plane up to 95 ° down and back up respectively on the modes of GDP, freeze and level flight, has between the compressors of low and high pressure (KND and KVD) for power take the average output of the radial shaft, directed to symmetry and transmission from the shaft of the LPC mounted coaxially and inside the shaft of the HPC and driven by a low pressure turbine, through a bevel gear transmission through a clutch free power turbofan to the main T-shaped in terms of the gearbox, equipped with a longitudinal shaft along the axis of symmetry associated with an intermediate T -shaped in terms of the gearbox, which causes the left and right output shafts, angular gearboxes of the corresponding PV in the ASD, with the bevelled sides of the fuselage in its respective bow, center and stern hours including the motor-nacelle with its TVZ, reducing the effective area of dispersion, form a trapezoidal cross-section, but also the lower part of the fuselage of a faceted configuration when viewed from the front with a sharp bottom line continuously extending from nose to tail, including the front edge of the wedge-shaped profile of the NDC having internal trapezoidal sections with a span of equal size of the V-shaped tail, and the airframe with internal weapon compartments is made of aluminum-lithium alloys and composite materials alozametnoy technology with radio coverage.

Кроме того, в системе подъемной тяги каждый ПВ имеет упомянутые автоматически открывающиеся/закрывающиеся верхние левую и правую полукруглые при виде сбоку створки, смонтированные вдоль продольной оси БКО, размещенной параллельно оси симметрии, при этом на режимах ВВП и зависания каждый упомянутый 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 ПВ, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги между подкрыльных боковых сопел и плоских сопел ТРДД с УВТ, размещенных между килей V-образного оперения, позволяющего экранировать ТРДД с плоскими соплами, смонтированными сверху над гребенчатой поверхностью с термопоглощающим слоем хвостовой части фюзеляжа, имеющей между концами хвостовых балок пилообразную в плане заднюю ее кромку, причем консоли НДК, выполненные с передней кромкой параллельно размещенной передней кромке соответствующего киля, снабжены упомянутыми трапециевидными внутренними и внешними секциями, имеющими соответственно как положительный угол ϕ=+5° и отрицательный угол ϕ=-5° поперечного V, так и заднюю пилообразную в плане кромку, параллельно размещенную соответственно задней и передней кромкам киля V-образного оперения, при этом каждый ТВЗ, выполненный с автоматически регулируемым центральным клином, имеет при виде сбоку переднюю V-образную кромку входного устройства, верхняя и нижняя части которой параллельно размещены передним кромкам соответственно подфюзеляжного киля и киля V-образного оперения, и снабжен для отделения пограничного слоя от фюзеляжа пластинчатым нижним отсекателем, который размещен при виде сбоку за носовой частью фюзеляжа и параллельно верхней поверхности центроплана НДК, улучшая экранирование лопаток компрессора ТРДД и отведение пограничного слоя, повышает коэффициент восстановления полного давления, но и уменьшает заметность и его аэродинамическое сопротивление, причем каждая внешняя секция НДК, имеющая 2/5 полуразмаха НДК, клиновидный профиль с углом α=10° и непрерывную верхнюю или нижнюю поверхность, выполнена соответственно с нижним или верхним уступом-вырезом треугольной в плане формы, внешние выступающие стороны которой, образуя развитый треугольник в плане, выполняющий на НДК роль флапперонов, создают в точке максимальной его хорды (b_maxНДК), совмещенной в уступе-вырезе с вершиной равнобедренного развитого треугольника в плане, образующей как конфигурацию профиля ступеньки по ширине и глубине - это соответственно 1/2 от хорды b_maxНДК и 2/3 от толщины c_maxНДК, так и заостренные законцовки НДК, имеющие переднюю и заднюю кромки соответственно прямой и обратной стреловидности, при этом НДК с предкрылком по всему размаху имеет развитые треугольные в плане флаппероны, выполненные с прямой и обратной стреловидностью задней кромки, размещенной при виде сверху параллельно передней и задней кромкам килей V-образного оперения, концевые части которых в стояночной конфигурации выполнены наравне с внешними секциями упомянутого НДК складывающимися с каждой стороны во внутрь к оси симметрии и вдоль единой линии, параллельно размещенной к последней, причем каждый упомянутый ТРДД с переходником 29, обеспечивающим как управление площадью критического и выходного многоугольных сечений его сопла в суживающейся или расширяющейся частях, так и плавное удобообтекаемое изменение его сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное плоское сопло, снабженное и нижней граненной стенкой 30, имеющей при виде сзади V-образную конфигурацию, и верхней створкой 31, состоящей из синхронно отклоняемых между вертикальных боковых стенок 28 вниз двух ее частей прямоугольной 32 и пятиугольной 33 формы в плане соответственно на углы 22,5° и 22,5°, но и вокруг первой 34 и второй 35 поперечных осей так, что в нижнем положении задняя кромка верхней створки 31 соприкасается с нижней граненной стенкой 30, имеющей как угол при ее вершине равновеликий углу V-образной задней кромке верхней створки 31, так и на ее V-образных гранях люк с двумя прямоугольными в плане передними 36 и двумя трапециевидными в плане задними 37 разновеликими по площади створками, имеющими на противоположных сторонах пятиугольного в плане люка узлы поворота, создающие автоматическое синхронное отклонение отвесно вниз с одновременным поворотом вниз верхней створки 31 так, что две передние меньшие 36 из них отклоняются по полету, а две задние большие 37 - против полета, образующие с незамкнутыми передней и задней боковыми поверхностями пятиугольный люк-сопло (ПЛС), которое, имея площадь и ширину равновеликие переходнику 29 сопла пятигранной формы, создает соответствующее отклонение вектора реактивной тяги с горизонтального на вертикальное, но и обратно, при этом диагонально расположенная пара передней прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 створок, размещенных на гранях нижней стенки 30 каждого ТРДД, имеющих на нижних их сторонах треугольные 38 при виде сзади концевые части, выполненные с отгибом, угол которого равновелик углу между граней нижней стенки 30 и создающие при их первоочередном отклонении вниз перед открыванием диагонально размещенных других плоских прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 створок непрерывные переднюю и заднюю боковые поверхности нижнего ПЛС, причем для образования непрерывкой левой и правой боковых поверхностей ПЛС нижняя двухслойная его створка 30 снабжена нижними продольными трапециевидными створками 39, синхронно открывающимися вниз перед парой поперечных диагонально расположенных прямоугольной 36 и трапециевидной 37 створок ПЛС, при этом синхронное отклонение прямоугольной 32+ с пятиугольной 33 частей верхней створки 31 вниз на 22,5°+7,5° или 22,5°+22,5° с одновременным открыванием попарно трапециевидных створок 39 ПЛС, затем вниз его створок по полету 36 или против 37, образуя их наклон к горизонтали под углом 45°, обеспечивают возможность выполнения короткого взлета или посадки с коротким пробегом соответственно посредством создания наклонно-горизонтальной реактивной тяги или реверса горизонтальной тяги, причем снизу хвостовой части фюзеляжа под гребенчатой поверхностью вдоль оси симметрии размещен обтекатель, имеющий на его конце отсек с выдвижной штангой магнитометра и в нижней его нише с открываемыми створками опускаемую лебедкой и буксируемую на тросе под водой антенну гидроакустической станции при барражирующем его полете, при этом после режима вертикального взлета и зависания при переходе на самолетные режимы полета с работающими ТРДД, создающими реактивную тягу, два ПВ в БКО, отключенных от привода трансмиссии, снабжены возможностью обеспечивать два способа реализации горизонтального полета как при открытых, так и закрытых упомянутых верхних полукруглых створках и нижних жалюзи-рулей БКО соответственно как барражирующего малоскоростного полета с авторотирующими двумя ПВ, так и транс- или сверхзвукового крейсерского полета с зафиксированным каждым ПВ в соответствующем БКО.In addition, in the lifting thrust system, each SP has the mentioned automatically opening / closing upper left and right semicircular sashs, viewed from the side, mounted along the longitudinal axis of the BKO, located parallel to the axis of symmetry, while in the modes of GDP and delays, each mentioned turbofan engine performed with elements digital program control combining in a dual-mode regulation and control system the simultaneous mode of its operation both when taking free power to the actuator PV and with balanced distribution dividing the residual jet thrust between the underwing side nozzles and the flat nozzles of the turbofan engine with the UHT located between the keels of the V-shaped tail assembly, which allows shielding the turbofan engines with flat nozzles mounted above the comb surface with the heat-absorbing tail of the fuselage tail, having between the ends of the tail beams and the heat-absorbing layer with the heat-absorbing tail of the fuselage, having between the ends of the tail beams and the heat-absorbing layer with the heat-absorbing tail of the fuselage, with the ends of the tail beams; its rear edge, with the NDB brackets, made with the leading edge parallel to the leading edge of the respective keel, are provided with the said trapezoid internal and the outer sections, having respectively a positive angle ϕ = + 5 ° and a negative angle ϕ = -5 ° of the transverse V, and a rear edge in the plan, parallel to the rear and front edges of the keel of the V-shaped tail, respectively, performed with an automatically adjustable central wedge, when viewed from the side, it has a front V-shaped edge of the input device, the upper and lower parts of which are parallel to the front edges of the ventral keel and the keel of the V-tail, respectively, and is provided with To separate the boundary layer from the fuselage with a lamellar bottom cutter, which is placed when viewed from the side behind the forward fuselage and parallel to the upper surface of the NDK center section, improving the screening of the turbofan compressor blades and discharge of the boundary layer, increases the overall pressure recovery coefficient, but also reduces the visibility and its aerodynamic resistance , with each outer section of the NDK having 2/5 of the half-span of the NDK, a wedge-shaped profile with an angle α = 10 ° and a continuous upper or lower surface are made according to -retarded to lower or upper ledge-cut triangular shape in plan, external protruding side of which, forming a developed triangle in terms of performing on NIR role flapperonov create at its maximum chord (b _maxNDK) combined in a ledge-recess with the vertex of an isosceles developed the triangles in the plan forming both the profile configuration of the step in width and depth are, respectively, 1/2 of the chord b _maxDC and 2/3 of the thickness c _{max CDC} , and pointed tips NDK having front and rear edges, respectively, straight and shaped at the same time, the NDK with a slat has full developed triangular flapperons in plan, made with forward and reverse sweep of the trailing edge, placed when viewed from the top parallel to the front and trailing edges of the keels of the V-shaped tail, which end parts in the parking configuration are equal to with the outer sections of the above-mentioned ND fold from each side inward towards the axis of symmetry and along a single line parallel to the latter, each referred to turbofan with adapter 29, about Providing both the management of the area of critical and output polygonal sections of its nozzle in tapering or expanding parts, as well as smooth, streamlined change in its cross section from a round nozzle to a hexagonal and then to a five-sided flat nozzle, provided with a V-shaped rear view configuration, and the upper flap 31, consisting of synchronously deflected between the vertical side walls 28 down two of its rectangular parts 32 and pentagonal 33 forms in plan, respectively, at angles of 22.5 ° and 22.5 °, n and around the first 34 and second 35 transverse axes so that in the lower position the rear edge of the upper flap 31 contacts the lower faceted wall 30, which has an equal-angle V-shaped trailing edge of the upper flap 31 at its top, and also on its V- shaped edges of the hatch with two front rectangular 36 and two rear trapezoid in plan rear 37 flaps of different sizes in area, having hinge nodes on opposite sides of the hatch pentagonal in plan, creating automatic synchronous deflection vertically downwards from one a belt downward rotation of the upper flap 31 so that the two front smaller 36 of them deviate along the flight, and the two rear large 37 deflect against the flight, forming with a unlocked front and rear side surfaces a pentagonal hatch nozzle (FL), having area and width equal to the adapter 29 nozzle pentahedral shape, creates a corresponding deviation of the jet thrust vector from horizontal to vertical, but also back, with a diagonally positioned pair of anterior rectangular 36 and trapezoidal in plan 37 of the valves, placed on the edges of the lower wall 30 of each TRD, having on their lower sides a triangular 38 when viewed from the rear end parts, made with a limb, the angle of which is equal to the angle between the faces of the lower wall 30 and creating with their primary deviation downward before opening the diagonally placed other flat rectangular 36 and In the plan of 37 flaps, a trapezoidal continuous front and rear side surfaces of the lower FL, and for the formation of a continuous left and right lateral surfaces of the FL, its lower two-layer flap 30 is provided with a lower with their longitudinal trapezoidal flaps 39, opening down synchronously in front of a pair of diagonally transversely rectangular 36 and trapezoidal 37 flaps of the FL, while the simultaneous deviation of the rectangular 32+ from the pentagonal 33 parts of the upper flap 31 is down by 22.5 ° + 7.5 ° or 22, 5 ° + 22.5 ° with simultaneous opening in pairs of trapezoidal valves 39 FL, then down its wings for flight 36 or against 37, forming their inclination to the horizontal at an angle of 45 °, provide the ability to perform a short takeoff or landing with a short mileage Actually, by creating an inclined-horizontal jet thrust or reversing horizontal thrust, a fairing is located below the fuselage tail section under the comb surface along the axis of symmetry, which has a compartment with a pull-out bar of the magnetometer at its end and in the lower niche with open flaps lowered by a winch and towed on a cable under water, the antenna of the hydroacoustic station during a flight that locks it, while after the mode of vertical take-off and freezing when switching to airplane modes of flight from work The two propulsion units in the ACU, disconnected from the transmission drive, are provided with the ability to provide two ways to achieve horizontal flight, both with open and closed mentioned upper semicircular flaps and lower-side steering vanes, respectively, as a locking low-speed flight with autorotif two MF, as well as trans- or supersonic cruising flight with each MF fixed in the corresponding GCE.

Кроме того, внутренние 17 и внешние 19 секции НДК 2 наравне с килями 8 V-образного оперения выполнены с возможностью их двойного складывания соответственно вверх к оси симметрии и обратно вниз, размещаясь при этом в соответствующих утонченностях 40 фюзеляжа 1 вдоль боковых его сторон, высота которых равновелика размаху соответствующих сложенных секций НДК 2 и внутренних секций 41 килей 8.In addition, the inner 17 and outer 19 sections of the NIR 2 along with the keels 8 of the V-shaped tail assembly are made with the possibility of their double folding respectively up to the axis of symmetry and back down, being located in the corresponding refinements 40 of the fuselage 1 along its sides, whose height equal size to the corresponding folded sections of the NDK 2 and the inner sections 41 of the carinae 8.

Способ применения беспилотного малозаметного СВВП воздушного базирования на палубном истребителе носителе (ИН) типа Су-57, заключающийся в том, что в ходе его перемещения на подвесной консоли подфюзеляжного пускового устройства ИН со сложенными консолями НДК, килями V-образного оперения и в бомбоотсеке с двумя противокорабельными ракетами (ПКР) СВВП имеет возможность пуска ПКР с подвешенного состояния на ИН, отстыковывания и его запуска с ИН для создания между ИН и ПВО корабля-цели буферной безопасной авиазоны, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М с 40 до 400 км, при этом радаром типа Н036 с ИН обеспечивается целеуказание, а управление СВВП - вторым пилотом ИН, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны - станцию активных электронных помех, причем при достижении области, из которой будет поражена цель, СВВП произведет залп или поочередный запуск ПКР с коррекцией ошибки, накопленной комбинированной инерциальной системой управления по данным приемника сигналов спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС, на конечном участке полета ПКР используется инфракрасная головка ее самонаведения и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей, затем СВВП на удалении 1400 км автоматически возвращается на авианосец-носитель с вертикальной на его палубу посадкой.The method of application of an unmanned low-visibility VTOL airborne on a deck fighter carrier (IN) of the Su-57 type, which consists in the fact that during its movement on the hinged console of the ventral starting device the IN with folded NDK consoles, V-tail keels and in the bomb bay with two anti-ship missiles (anti-ship missiles) VTOL has the ability to launch anti-ship missiles from hanging up on the IN, undocking and launching it with an IN to create a buffer-safe aviation zone between the aircraft’s IN and air defense systems, increasing radius The Kh-38M anti-aircraft missile system from 40 to 400 km, while the H036 type with an IN radar provides target designation, and the VTOL aircraft is controlled by the co-pilot IN using the low-altitude flight profile and self-defense system - a station of active electronic interference, and when reaching the area from which the target is struck, the VTOL aircraft will launch a salvo or launch the anti-ship missile with correction of the error accumulated by the combined inertial control system according to the receiver of the GLONASS satellite navigation system signals; infrared is used in the final flight plot of the anti-ship missile system I am the head of its homing and software-hardware means of autonomous target recognition, then the VTOL aircraft at a distance of 1,400 km automatically returns to the aircraft carrier with a vertical landing on its deck.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить беспилотный малозаметный СВВП, который снабжен двумя поперечными подъемными вентиляторами (ПВ), применяемыми только при выполнении ВВП и КВП или на переходных режимах полета, и в комбинированной СУ парой подъемно-маршевых турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) с отбором мощности на привод двух ПВ, работающих без взаимного влияния и перекрытия, и управляемым вектором тяги (УВТ) 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 отключения ТРДД от привода двух ПВ, имеющих возможность их фиксированной остановки и противоположного направления их вращения в боковых кольцевых обтекателях (БКО), смонтированных по обе стороны от оси симметрии внутри круглых в плане ниш центроплана низко расположенного дельтовидного крыла (НДК), размещенных как в плавно образованных боковых выемках центральной части фюзеляжа, выполненного по правилу площадей, так и перед впадинами пилообразной при виде сверху передней кромки тоннельного воздухозаборника единой мотогондолы, разделенной внутри вертикальной перегородкой плавно переходящей от задней клиновидной в плане носовой части фюзеляжа по всей его надкрыльной высоте, но и имеющих автоматически открываемые/закрываемые верхние продольные пары полукруглых створок и нижние поперечные жалюзи-рули, обеспечивающие соответственно свободный доступ воздуха в БКО и выхода воздушного потока из них и образующие после их закрывания соответствующие поверхности центроплана НДК и фюзеляжа и выполнен по интегральной аэродинамической компоновке с плавным сопряжением НДК и фюзеляжа, образующие единый несущий корпус с V-образным оперением, но и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с соответствующего самолета с двумя ПВ, двумя ТРДД с УВТ в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно при максимальном или нормальном взлетном весе, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки как по тангажу и курсу поперечные нижние жалюзи-рули в каждом ПВ выполнены с возможностью их синфазного и дифференциального отклонения на углы вперед по полету -45° и назад +45° соответственно, так и по крену консоли и концевые части НДК снабжены соответственно воздухоотводящими от компрессоров ТРДД каналами и подкрыльными соплами, синхронно взаимодействующими на режимах создания вертикальной сбалансированной подъемной и реактивной тяги соответственно в системах холодного потока воздуха от двух ПВ и горячего выхлопа реактивной струи от двух ТРДД с УВТ, размещенных спереди и сзади от центра масс соответственно, причем трапециевидные при виде сверху плавно образованные боковые выемки, расположенные за кабиной пилота в наиболее широкой части наплывов НДК и над верхней поверхностью его центроплана, не затеняющего входные устройства тоннельного воздухозаборника (ТВЗ), имеющего S-образную при виде сверху конструкцию левого и правого воздуховодов, при этом в верхних наклонных частях мотогондолы над входным устройством каждого ТРДД имеется продольные автоматически открываемые створки для доступа на режимах ВВП и зависания дополнительного потока воздуха для работы бесфорсажных ТРДД, причем V-образное оперение с цельно-поворотными трапециевидными килями, отклоненными наружу под углом 43° от плоскости симметрии, имеют заднюю кромку переменной стреловидности с округленной вершиной в точке ее пересечения и смонтированы на разнесенных хвостовых балках, снабженных подфюзеляжными килями, оснащенными на передних концах их законцовок ИК-излучателями и видеокамерами, используемыми при вертикальной посадке. Все это позволит в беспилотном СВВП при переходных маневрах повысить продольно-поперечную устойчивость и управляемость, а размещение ТРДД с УВТ между хвостовых балок V-образного оперения позволит упростить систему трансмиссии и экранировать ТРДД, снабженные плоскими соплами, смонтированными сверху над гребенчатой поверхностью с термопоглощающим слоем хвостовой части фюзеляжа, уменьшающей ИК-излучение ТРДД и имеющей пилообразную в плане заднюю ее кромку. Развитые наплывы НДК и носовая часть фюзеляжа ограждают от радаров турбины ТРДД наравне с V-образным скосом передней кромки их боковых ТВЗ, но и увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ клиновидного НДК, что позволит достичь улучшенного большого ламинарного течения. Боковые ТВЗ ТРДД, воздуховоды которых выполнены с S-образностью при виде сверху, ограждают их турбины от облучения радаром РЛС. Это позволит повысить безопасность полетов и использовать ТРДД меньших габаритов на 72-85% в их поперечнике, что уменьшит мидель мотогондолы и ее аэродинамическое сопротивление, а два ПВ в БКО позволят повысить вертикальную тяговооруженность до 41 или 28% в сравнении с одним или соосными двумя ПВ в кольцевом обтекателе. Размещение двух ПВ в БКО позволит уменьшить вес планера, улучшить весовую отдачу и повысить дальность полета СВВП воздушного или корабельного базирования, выполненного по малозаметной технологии. Последнее увеличивает вероятность поражения подводной/надводной цели, повышает эффективность противолодочной/противокорабельной обороны, особенно, с авторотирующими поперечными ПВ в БКО при барражирующем полете беспилотного малозаметного СВВП со скоростью 260 км/ч.Due to the presence of these signs, allowing to master the unmanned low-profile VTOL aircraft, which is equipped with two transverse lifting fans (PV), used only when performing GDP and FPC or in transient flight modes, and in a combined control system with a pair of lift-cruise turbojet two-contour engines (TRD) with selection power to drive two MFs operating without mutual influence and overlap, and controlled thrust vectoring (UHT), both for creating lift and controlling pitch moments when performing GDP and lagging, tons to and jet thrust during horizontal flight in the configuration of a supersonic aircraft after disconnecting the turbofan from the drive of two PVs, with the possibility of their fixed stop and the opposite direction of their rotation in the side ring fairings (BRP) mounted on both sides of the axis of symmetry inside the circular in the center section of the niches low-lying deltoid wing (NDB), placed both in smoothly formed lateral grooves of the central part of the fuselage, made according to the square rule, and in front of the depressions a sawtooth-shaped when viewed from above, the front edge of a tunnel air intake is a single engine nacelle, divided inside by a vertical partition that smoothly extends from the rear wedge-shaped in terms of the nose part of the fuselage along its entire wing height, but also has automatically open / close upper longitudinal pairs of semicircular flaps and lower transverse shutters, providing, respectively, free access of air to the air handling unit and airflow from them and forming, after closing, the corresponding surfaces of the center section of the NIR and f yuzalezha and made of integrated aerodynamic layout with a smooth coupling of the NDK and fuselage, forming a single bearing body with a V-shaped tail, but also with the ability to convert its flight configuration after the implementation of KVP technology or GDP from the corresponding aircraft with two PV, two turbojet engines trans or supersonic aircraft, respectively, with a maximum or normal take-off weight, but also vice versa, while on the GDP modes and freezes to lift and change the balancing both in pitch and heading The lower lower louvers in each PV are made with the possibility of their in-phase and differential deviations at angles forward through flight -45 ° and backward + 45 ° respectively, and the console and the end parts of the NDK are equipped with channels and under-roof nozzles respectively interacting synchronously on the creation of vertical balanced lifting and jet thrust, respectively, in the systems of cold air flow from two PW and hot exhaust jets from two turbofan engines with UWT, located front and rear of the center of mass, respectively, with the trapezoidal, when viewed from above, smoothly formed lateral grooves located behind the pilot's cockpit in the widest part of the NDF inflows and above the upper surface of its center section, which does not obscure the input devices of the tunnel air intake (SST) top view of the design of the left and right air ducts, while in the upper inclined parts of the engine nacelle above the entrance device of each turbofan engine there are longitudinal automatically open flaps for access to p the GDP benches and the freezing of additional air for the operation of unformed TRDDs, the V-shaped tail assembly with one-piece trapezoidal keels inclined outward at an angle of 43 ° from the plane of symmetry, have a trailing edge of variable sweep with a rounded top at its intersection and mounted on spaced tail beams, fitted with ventral carinae, fitted at the front ends of their tips with IR emitters and video cameras used for vertical landing. All this will allow in unmanned VTOL during transient maneuvers to increase longitudinal-transverse stability and controllability, and the placement of turbofan engines with UHT between the tail beams of the V-shaped tail assembly will simplify the transmission system and shield the turbofan engines equipped with flat nozzles mounted above the comb-like surface with a heat-absorbing tail panel part of the fuselage, reducing IR radiation turbofan and having a sawtooth in terms of its rear edge. The developed flows of the NDK and the nose of the fuselage shield the turbofans of the turbofan engines along with the V-shaped bevel of the leading edge of their lateral TVZs from radars, but also increase the aerodynamic and structural advantages of the wedge-shaped NDT, which will allow to achieve an improved large laminar flow. Side TVZ TRDD, air ducts of which are made with an S-shape when viewed from above, shield their turbines from radar exposure to radar. This will improve the safety of flights and the use of turbofan engines of smaller dimensions by 72-85% in their diameter, which will reduce the mid-engine nacelle and its aerodynamic resistance, and two MFs in the GKO will increase the vertical thrust-to-weight ratio to 41 or 28% in a ring fairing. The placement of two MFs in the ACU will allow to reduce the weight of the airframe, improve the weight efficiency and increase the range of an airborne or air-launched SVVP airborne or ship-based, made using unobtrusive technology. The latter increases the probability of hitting a submarine / surface target, increases the effectiveness of the anti-submarine / anti-ship defense, especially with autorotual transverse missions in the ASU during an unarmed flight of an unmanned low-profile VTOL aircraft with a speed of 260 km / h.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения беспилотного малозаметного СВВП с двумя поперечными ПВ в БКО и двумя ТРДД с УВТ плоских сопел, размещенных сверху хвостовой части фюзеляжа над его термопоглощающей гребенчатой поверхностью, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в) с расположением в ТРДД плоского сопла с передней парой прямоугольных в плане створок 36 и ПВ в СКК в двух проекциях на виде г):The present invention is the preferred execution of an unmanned low-profile VTOL with two transverse airfoil in the ASU and two turbofan engines with a UHT flat nozzles placed on top of the rear fuselage over its thermally absorbing comb surface, is illustrated in FIG. 1 and the common side, top and front views, respectively, a), b) and c) with a flat nozzle in the turbofan junction with a front pair of rectangular cusps 36 and PV in the CCM in two projections in view d):

а) в полетной конфигурации самолета КВП с открытыми в БКО верхними полукруглыми створками и нижними жалюзи-рулями, отклоненными назад под углом 45° и отклоненными вниз в плоских соплах верхних створок 31 под углом 30°, нижних продольных створок 39 отвесно и передней пары поперечных створок 36 под углом 45°;a) in the flight configuration of the KVP aircraft with the upper semicircular flaps and lower louvre-rudders open in the ASU, tilted back at an angle of 45 ° and tilted down in the flat nozzles of the upper flaps 31 at an angle of 30 °, the lower longitudinal flaps 39 of the sheer and forward pair of transverse flaps 36 at an angle of 45 °;

б) в полетной конфигурации самолета ВВП на режиме зависания с бесфорсажными ТРДД и УВТ плоских сопел, создающих вертикальную реактивную тягу наравне с подъемной силой, создаваемой двумя ПВ в БКО, размещенных в боковых выемках фюзеляжа, образующих за концом носовой его части место для размещения БКО перед пилообразной передней кромкой ТВЗ и условным размещением правых консолей НДК и килей V-образного оперения после двойного их складывания;b) in the flight configuration of an aircraft of GDP on a hang-up mode with flat-assisted TRDD and UHT of flat nozzles creating vertical jet thrust on a par with the lifting force created by two MFs in the BRD located in the side notches of the fuselage, which form behind the end of the forward part sawtooth front edge of the TVZ and conditional placement of the right cantilevers NDK and the keels of the V-shaped tail after their double folding;

в) в полетной конфигурации самолета с реактивной тягой, создаваемой ТРДД с плоскими соплами и с зафиксированными ПВ в БКО, а на виде сзади с условным размещением правых консолей НДК и килей оперения после двойного их складывания.c) in the flight configuration of an aircraft with jet propulsion, created by a turbojet engine with flat nozzles and fixed gearboxes in the ACU, and in the rear view with conditional placement of the right cantilevers of the NDK and tail finning after their double folding.

Беспилотный малозаметный СВВП, представленный на фиг. 1, выполнен по интегральной компоновке с плавным сопряжением фюзеляжа 1 и НДК 2 в едином несущем корпусе, имеющим боковые выемки 3 фюзеляжа 1 за задней клиновидной 4 в плане носовой его частью и перед пилообразной при виде сверху передней кромкой боковых ТВЗ 5 единой мотогондолы 6, которая при виде сбоку имеет V-образную конфигурацию, верхняя и нижняя ее части параллельно размещены передним кромкам подфюзеляжных килей 7 и цельно-поворотным килям V-образного оперения 8, смонтированным на разнесенных балках 9. На законцовках подфюзеляжных килей 7 имеются видеокамеры 10 и ИК-излучатели 11 для вертикальной посадки. В боковых выемках 3 в нишах центроплана НДК 2 имеются круглые в плане ниши с БКО 12 и автоматически раскрываемыми продольными полукруглыми при виде сбоку верхними створками 13 и нижними жалюзи-рулями 14, изменяющими на режимах ВВП и зависания балансировку по курсу при дифференциальном их отклонении. Между разнесенных хвостовых балок 9 установлены в мотогондоле 6 два ТРДД 14 со скошенными назад плоскими соплами 15 и УВТ (см. фиг. 1г). С клиновидным профилем малого удлинения НДК 2 имеет предкрылки 16, внутренние трапециевидные секции 17 с закрылками 18 и внешние секции 19 с треугольными в плане флапперонами 20, выполненные с возможностью их двойного складывания соответственно вверх к оси симметрии и обратно вниз, размещаясь при этом вдоль боковых сторон фюзеляжа 1, высота которых равновелика размахам секций 17 и 19 НДК 2. Левый 21 и правый 22 ПВ выполнены в виде многолопастных вентиляторов противоположного вращения с широкими лопатками и большой их круткой, работают по тянущей схеме с подкрыльными соплами 23. На входе ТВЗ 5 имеются нижние отсекатели 24 (см фиг. 1a).The pilotless subtle VTOL, shown in FIG. 1, is made on an integral layout with a smooth mate of the fuselage 1 and NDK 2 in a single supporting body having side notches 3 of the fuselage 1 behind the rear wedge-shaped 4 in terms of its nose and in front of the sawtooth, as seen from above, the front edge of the side TVS 5 single nacelle 6, when viewed from the side, it has a V-shaped configuration, the upper and lower parts of it are parallelly arranged with the leading edges of the ventral tails 7 and the one-piece rotary keels of the V-shaped tail end 8 mounted on spaced beams 9. At the ends of the ventral tails 7 and Video cameras 10 and infrared emitters 11 are mounted for vertical landing. In the lateral grooves 3, in the niches of the center section, the NDK 2 has round-in-position niches with an AUV 12 and automatically opening longitudinal semicircular upper flaps 13 and lower louvers 14 changing from the side view, changing on the course and differential balances with their deviation. Between the spaced tail beams 9 are installed in the nacelle 6 two turbojet engines 14 with flat nozzles 15 and rear axle beveled back (see fig. 1d). With a wedge-shaped profile of small elongation, NDK 2 has slats 16, internal trapezoid sections 17 with flaps 18 and external sections 19 with flapperons triangular in plan 20, made with the possibility of double folding them respectively up to the axis of symmetry and back down, being located along the sides fuselage 1, the height of which is equal to the span of sections 17 and 19 of the NDC 2. Left 21 and right 22 PV made in the form of multi-blade fans of opposite rotation with wide blades and a large twist, work on pulling cf IU podkrylnymi with nozzles 23. At TVZ inlet 5 are lower fireproof 24 (see FIG. 1a).

В комбинированной СУ на режимах ВВП и зависания для доступа дополнительного потока воздуха для работы ТРДД 14 над входными их устройствами имеются продольные автоматически открываемые створки 25-26, смонтированные в верхней наклонных частях мотогондолы 6, размещенной в задней части фюзеляжа 1 и между килей 8 V-образного оперения (см. фиг. 1б). Два ТРДД 14 выполнены с отбором мощности на редукторы ПВ 21-22, которое создается Т-образными в плане главным и промежуточным редукторами (на фиг. 1 не показаны) и перераспределением мощности между ПВ 21-22 и плоскими соплами 15. Оба ТРДД 14 с муфтами сцепления образуют с главным 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 двумя передними прямоугольными 36 и двумя задними трапециевидными в плане 37 створками, имеющими на противоположных сторонах пятиугольного в плане люка узлы поворота, создающие автоматическое синхронное отклонение отвесно вниз с одновременным поворотом вниз верхней створки 31 так, что две передние 36 из них отклоняются по полету, а две задние 37 против полета, образуя с незамкнутыми передней и задней боковыми поверхностями пятиугольный люк-сопло (ПЛС), которое, имея площадь и ширину равновеликие переходнику 29 сопла пятигранной формы, создает требуемое отклонение вектора реактивной тяги. Диагонально расположенная пара передней прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 граненных створок каждого плоского сопла 15, имеющих на нижних их сторонах треугольные 38 при виде сзади концевые части, выполненные с отгибом, угол которого, образуя (см. рис. 1г) непрерывные боковые поверхности, равновелик углу между граней нижней стенки 30. Для образования непрерывкой левой и правой боковых поверхностей нижняя двухслойная створка 30 снабжена нижними продольными трапециевидными створками 39, открывающимися вниз перед парой поперечных прямоугольных 36 и трапециевидных 37 створок.In the combined control system, on the modes of GDP and lags for access of additional air flow for the operation of TRD 14 over their inlet devices, there are longitudinal automatically opened flaps 25-26 mounted in the upper inclined parts of the engine nacelle 6 located in the rear part of the fuselage 1 and between the keels 8 V- figurative plumage (see fig. 1b). Two turbofan engines 14 are made with power take-off on gearboxes PV 21-22, which is created by T-shaped main and intermediate gearboxes in plan (not shown in Fig. 1) and redistribution of power between PV 21-22 and flat nozzles 15. Both turbofan engines 14 s with the main gearbox, clutches form a synchronization system (not shown in Fig. 1); they are equipped for UHF mode and hang-ups with a UHT system with flat nozzles 15 mounted above the tail fuselage 1 above the comb-shaped surface 27 with a thermally absorbing layer having two fixed verticals side walls 28 of the nozzle 15. Each flat nozzle 15 of the dischargeless turbomachine 14 has an adapter 29 that provides a smooth change in its cross section from a round nozzle to a hexagonal and then to a pentahedral (see Fig. 1d), provided with a lower faceted wall 30, having when viewed from behind V -shaped form, and the upper flap 31, consisting of two rectangular 32 and pentagonal 33 forms in plan, respectively, at angles of 22.5 ° and 22.5 °, and around the first one, deviating simultaneously between the side walls 28 34 and second 35 transverse axes so that in the bottom In position, the rear edge of the upper flap 31 contacts the lower faceted wall 30, which has an equal angle to the V-shaped trailing edge of the upper flap 31, as well as an angle at its top, and a hatch with two front rectangular 36 and two rear trapezoidal the plan has 37 flaps having on the opposite sides of the pentagonal hatch in the plan of the hinge pivot points, creating automatic synchronous deflection up and down with simultaneous downward turning of the upper flap 31, so that two front 36 of them deviate by flight And two rear 37 against the flight forming with open front and rear side surfaces of the pentagonal-hatch nozzle (FL) which, having a width of equal area and nozzle adapter 29 pentagonal shape, creates the desired deviation vector jet thrust. Diagonally located pair of anterior rectangular 36 and trapezoidal in plan are 37 faceted flaps of each flat nozzle 15, having triangular 38 on their lower sides 38 with end view, made with limb, the angle of which, forming (see Fig. 1d) continuous side surfaces, equal angle between the edges of the bottom wall 30. For the formation of a continuous two-sided and right side surfaces, the lower two-layer flap 30 is provided with lower longitudinal trapezoidal flaps 39, opening downward in front of a pair of transverse straight lines ol 36 and 37 of trapezoidal flaps.

Управление беспилотным СВВП обеспечивается изменением тяги двух ПВ 21-22 и отклонением рулевых поверхностей: флапперонов 20, рулей высоты 8 и направления 8. При крейсерском полете подъемная сила создается НДК 2, маршевая реактивная тяга - ТРДД 14 через сопло 15 при открытой верхней створке 31 и закрытых нижних створках 39, двух передних 36 и двух задних 37, на режиме висения - ПВ 21-22 и каждым ТРДД 14 через сопло 15 при закрытой верхней створке 31 и открытых нижних створках 39, двух передних 36 и двух задних 37 (см. фиг. 1г), на режиме перехода - НДК 2 с ПВ 21-22 и двумя ТРДД 14 с УВТ 15. При переходе к режиму ВВП и зависания закрылки 18 с флапперонами 20 НДК 2 синхронно отклоняются на максимальные их углы. После создания вертикальной тяги ПВ 21-22, подкрыльными соплами 23 и ТРДД 14 с УВТ 15 обеспечиваются вертолетные режимы беспилотного СВВП. Управление при этом по тангажу и крену обеспечивается соответственно изменением тяги двух передних ПВ 21-22 с двумя задними УВТ 15 и двух левых ПВ 21-УВТ 15 с двумя правыми ПВ 22-УВТ 15 ТРДД 14 или подкрыльными соплами 23.The unmanned VTOL is controlled by varying the thrust of two MFs 21-22 and the deflection of the steering surfaces: flapperons 20, elevators 8 and directions 8. During cruising flight, the lifting force is generated by the NDK 2, cruising jet thrust - turbofan 14 and closed lower flaps 39, two front 36 and two rear 37, in the hover mode - PV 21-22 and each turbofan 14 through nozzle 15 with the upper flap 31 closed and the bottom flaps 39 open, two front 36 and two rear 37 (see FIG. 1d), on the transition mode - NDK 2 with PV 21-22 and two T RDD 14 with a UWT 15. In the transition to the mode of GDP and freezing, flaps 18 with flapperons 20 NDK 2 simultaneously deviate to their maximum angles. After the creation of a vertical thrust pw 21-22, underwing nozzles 23 and turbojet 14 with a whirlpool 15, helicopter modes of unmanned VTOL aircraft are provided. The pitch and roll control is provided respectively by changing the thrust of the two front MF 21-22 with two rear UHT 15 and two left MF 21-UHT 15 with two right MF 22-UHT 15 turbofan engines 14 or underwing nozzles 23.

После вертикального взлета и набора высоты, убирается механизация НДК 2 и два ПВ 21-22, обеспечивающие два способа реализации горизонтального полета, выполнены с возможностью на переходных к самолетным режимам горизонтального как барражирующего малоскоростного полета СВВП с авторотирующими ПВ 21-22 при их отключении от привода трансмиссии и при работающих ТРДД 14, создающих необходимую маршевую тягу, и при открытых верхних створках 13 и нижних жалюзи-рулях 14 в БКО 12, так и при их закрытии для транс- или сверхзвукового крейсерского его полета с зафиксированными ПВ 21-22 после их отключения от трансмиссии. При этом два ТРДД 14 создают совместную реактивную тягу и производится транс- или сверхзвуковой крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления килей 8 V-образного оперения. Продольное и поперечное управление в самолетной конфигурации осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением соответственно килей 8 и флапперонов 20 НДК 2.After a vertical take-off and climb, the mechanization of the NDK 2 and two MW 21-22, providing two ways to realize horizontal flight, are removed with the ability to transition to aircraft horizontal modes as a locking low-speed flight VTOL with autorizing MF 21-22 when they are disconnected from the drive transmissions and when working TRD 14, creating the necessary marching thrust, and with the open top flaps 13 and lower blinds, the rudders 14 in the BKO 12, and when they are closed for trans or supersonic cruising his flight with fixed PD 21-22 after they are disconnected from the transmission. In this case, two TRDD 14s create joint jet thrust and a trans- or supersonic cruising flight is performed, in which the track control is provided by the rudders of the keel 8 of the V-shaped tail unit. The longitudinal and transverse control in the aircraft configuration is carried out by the in-phase and differential deviations of the keels 8 and the flapperons 20 of the NIR 2, respectively.

Таким образом, беспилотный СВВП с двумя ТРДД, приводимыми ПВ в БКО с нижними поперечными жалюзи-рулями, изменяющими балансировку по курсу, представляет собой малозаметный СВВП, который изменяет свою полетную конфигурацию только благодаря использованию двух ПВ, размещенных внутри ниш центроплана НДК и выполнен по интегральной компоновке планера с V-образным оперением. Поскольку размещение ПВ в нишах консолей НДК и при открытии створок их БКО подъемная сила НДК уменьшится на 7,6%, то выбрана схема установки БКО в центроплане НДК. При посадке цифровая ЭДСУ обеспечивает искусственную устойчивость СВВП, осуществляя согласованное отклонение флапперонов НДК, которые выполняют роль воздушного тормоза наравне с реверсом горизонтальной тяги плоскими соплами ТРДД. Плоские сопла двух ТРДД, имеющих переходники, обеспечивающие плавное изменение их сечения с круглого сопла на шестигранное и затем на пятигранное, выполнены с УВТ. Несмотря на незначительные потери (до 3%) тяги от неоптимальной формы сопел, такая последовательно преобразуемая форма сопла весьма снижает ИК-заметность СВВП и его радиолокационную заметность. Этому способствует интегральная компоновка несущего планера с плавным сопряжением фюзеляжа и НДК, широкое применение радиопоглощающих покрытий. Ряд стыков панелей обшивки имеет пилообразные кромки. Все это приводит к улучшению малозаметных характеристик при уменьшении радиолокационной, инфракрасной и визуальной заметности. Чему способствуют также боковые тоннельные воздухозаборники, имеющие нижний пластинчатый отсекатель пограничного слоя. Такая конструкция позволит решить сразу несколько проблем: экранирование лопаток компрессора, отведение пограничного слоя, повышения коэффициента восстановления полного давления. Размещение щели для слива пограничного слоя за носовой частью фюзеляжа уменьшает заметность беспилотного СВВП и его аэродинамическое сопротивление. Такой воздухозаборник технически проще и легче, так как состоит из рампы, сжимающей поток и формирующей коническое течение. Развитые наплывы НДК, предназначенные для генерирования вихрей при маневрировании на больших углах атаки, создают за счет их совместного участия в реализации подъемной силы возможность наравне выполнения технологии ВВП и КВП при взлетно-посадочных режимах полета палубных СВВП и достижения высокой тяговооруженности комбинированной СУ, которая обладает наименьшей удельной нагрузкой на мощность, особенно, с механическим приводом двух ПВ от двух ТРДД с УВТ плоских сопел.Thus, an unmanned VTOL aircraft with two turbofan engines driven by the PV in the ACU with lower lateral louvers that change balancing on the course is a subtle VTOL that changes its flight configuration only through the use of two ROs located inside the center-section niche of the NIR and made integral the layout of the airframe with a V-shaped tail. Since the placement of the AC in the niches of the NDK consoles and the opening of the valves of their BKO, the lifting force of the NDB will decrease by 7.6%, the installation of the BKO in the central section of the NDK is chosen. When landing, the digital EDSU provides artificial stability of VTOL, realizing the consistent deviation of NIR flappers, which perform the role of an air brake along with the horizontal thrust reverser with flat nozzles of the turbofan engines. The flat nozzles of two turbofan engines with adapters, which ensure a smooth change in their cross-section from a round nozzle to a hexagonal and then to a pentahedral, are made with a UHT. Despite the insignificant losses (up to 3%) of the draft from the non-optimal nozzle shape, such a consistently transformed nozzle shape greatly reduces the infrared visibility of the VTOLS and its radar visibility. This is facilitated by the integral layout of the carrier airframe with a smooth conjugation of the fuselage and the NIR, the widespread use of radio absorbing coatings. The row of paneling joints has sawtooth edges. All this leads to an improvement in hardly noticeable characteristics with a decrease in radar, infrared and visual conspicuity. Which also contributes to the side tunnel air intakes, having a lower plate cutter boundary layer. This design will solve several problems at once: shielding the compressor blades, removing the boundary layer, increasing the recovery coefficient of the total pressure. Placing the gap to drain the boundary layer behind the nose of the fuselage reduces the visibility of the unmanned VTOL aircraft and its aerodynamic resistance. Such an air intake is technically simpler and easier because it consists of a ramp that compresses the flow and forms a conical flow. Developed NDV inflows intended to generate vortices when maneuvering at high angles of attack create, through their joint participation in the implementation of lifting force, the ability to perform both GDP and TCC technology during takeoff and landing flight modes of deck VTOL aircraft and to achieve high thrust-carrying capacity of the combined SU, which has the lowest specific load on the power, especially with the mechanical drive of two PV from two turbofan engines with a UHT flat nozzles.

Поэтому у малозаметного СВВП-3,12 с взлетным весом 13,5 т коэффициент удельной нагрузки на мощность с применением ПВ в БКО, приводимых двумя ТРДД с тягой по 5400 кгс каждый, имеющими отбор 40% от реактивной тяги СУ на ПВ и 60% сопла с УВТ, составит 0,8 тс/т, что в 1,54 меньше, чем у сопоставимого СВВП Як-141 с энергозатратной СУ, который при взлетном весе 15,8 т использует подъемно-маршевый ТРДД мод. Р-179-300 тягой 10977 кгс и с тягой по 4260 кгс два подъемных ТРД мод. РД-41, смонтированных за кабиной пилота внутри фюзеляжа в двигательном отсеке, который уменьшает полезный объем фюзеляжа на 1,97 м.Therefore, an unobtrusive VTOL-3,12 with a take-off weight of 13.5 tons is the coefficient of the specific load on the power using the PV in the BRV, driven by two turbofan engines with a load of 5400 kgf each, having 40% of the thrust jet SU and 40% of the nozzle with UHT, it will be 0.8 tf / t, which is 1.54 less than that of a comparable VTOL Yak-141 with an energy-consuming SU, which, with a take-off weight of 15.8 tonnes, uses a lift-cruise missile propulsion mode. Р-179-300 with a load of 10977 kgf and with a load of 4260 kgf two lifting turbofan engines mod. RD-41, mounted behind the cockpit inside the fuselage in the engine compartment, which reduces the useful volume of the fuselage by 1.97 m.

Несомненно, с течением времени широкое использование в СУ ТРДД, особенно, с плоскими соплами и УВТ позволит добиться уменьшения инфракрасной и визуальной заметности в сравнении с самолетом короткого взлета и вертикальной посадки модели F-35V (США), что немаловажно при воздушном или корабельном базировании беспилотных малозаметных СВВП-1,04 или СВВП-3,12, создающих между ИН или авианосцем и ПВО корабля-цели буферную безопасную авиазону, увеличивающую дальность одной АПР или одной ПКР соответственно с пятью или четырьмя ракетами Р-73 "воздух-воздух" соответственно при ПВО с ПЛО или ПКО (см. табл. 1).Undoubtedly, over time, widespread use in turbofan control systems, especially with flat nozzles and UHT, will reduce infrared and visual visibility in comparison with the short take-off and vertical landing aircraft of the F-35V (USA), which is important when airborne or ship-based unmanned unobtrusive SVVP-1.04 or SVVP-3,12, creating between the IN or the aircraft carrier and the air defense of the target ship a buffer-safe aviation zone, increasing the range of one APR or one anti-ship missile with five or four R-73 "air-missiles, respectively YH ", respectively, with air defense with PLO or FFP (see Table 1).

Claims

1. Unmanned unobtrusive vertical take-off and landing aircraft (VTOL) containing a swept wing, a power plant (SU), tail assembly and a three-bearing retractable wheeled chassis, characterized in that it is equipped with two transverse lifting fans (PV) used only with vertical and a short take-off / landing (GDP and FOC) or on transitional flight conditions, and in a combination of control systems with a pair of lift-propulsion turbojet double-circuit engines (turbojet engines) with power take-off to drive two PVs operating without mutual influence both overlap and controlled thrust vectoring (UHT) both to create lift and control pitch moments when performing GDP and freeze, and jet thrust during horizontal flight in a supersonic aircraft configuration after disconnecting the turbofan engine from the drive of two MFs having their fixed stops and opposite directions of their rotation in lateral annular fairings (BS), mounted on both sides of the axis of symmetry inside the planar circular niches of the center section of the low-lying deltoid wing (RHD), p Placed both in gently formed lateral grooves of the central part of the fuselage, made according to the square rule, and in front of the sawtooth cavities, as seen from above, the leading edge of the tunnel air intake is divided into a vertical engine nacelle, smoothly passing from the rear wedge-shaped in plan to the forward fuselage across its entire wing body height, but also having automatically opened / closed upper longitudinal pairs of semicircular shutters and lower transverse louvres but the free access of air to the ACU and the exit of the air flow from them and forming, after closing, the corresponding surfaces of the center section of the NDK and fuselage, are made in an integrated aerodynamic layout with a smooth coupling of the NDK and fuselage, forming a single bearing body with a V-shaped tail, but also with the possibility of converting its flight configuration after the implementation of KVP or GDP technology from the corresponding aircraft with two PV, two turbofan engines with a UHT in a trans or supersonic aircraft, respectively, at maximum or normal with flax take-off weight, but also vice versa, while on the GDP and lag modes for lifting and rebalancing both in pitch and course, the transverse lower louver steering wheels in each PV are made with the possibility of their common-mode and differential deflection at forward flight angles of -45 ° and back + 45 °, respectively, and along the roll, the cantilevers and end parts of the NDK are equipped with air vents from the compressors of the turbofan engines, respectively, and underwing nozzles synchronously interacting in the modes of creating a vertical balanced lift. th and jet thrust, respectively, in systems of cold air flow from two PW and hot exhaust jets from two turbofan engines with UHT, located in front and behind the center of mass, respectively, with the smoothly formed side grooves located behind the pilot's cabin in the widest parts of the NDV inflows and over the upper surface of its center section, which does not obscure the input devices of a tunnel air intake (TVZ), which has an S-shaped left and right air duct structure, as seen from above, in the upper inclined parts of the engine nacelle above the entrance device of each turbofan engine there are automatically open longitudinal flaps for access to the GDP regimes and freezing of air for the operation of non-fusible turbofan engines, with V-shaped tails with one-piece swiveling trapeziform keels inclined outward at an angle of 43 ° from the plane symmetry, have a rear edge of variable sweep with a rounded top at the point of its intersection and are mounted on spaced tail beams, equipped with ventral carinae, schennymi front ends of their endings IR emitters and cameras used in a vertical landing.

2. The barely noticeable pilotless VTOL aircraft according to claim 1, characterized in that each said turbofan is mounted in the rear part of the fuselage between the tail booms, has a rear circular jet nozzle along its longitudinal axis, which is connected to the circular nozzle of another turbofan by a transverse shaft hydraulically for synchronous rotation in a vertical longitudinal plane at an angle of up to 95 ° down and back up respectively on the modes of GDP, freeze and level flight, has between low and high pressure compressors (KND and KVD) for power takeoffs the average output of the radial shaft directed to the axis of symmetry and transmitting from the shaft the LPC mounted coaxially and inside the shaft of the HPC and driven by a low pressure turbine, by means of a bevel gear through a clutch, the free power of the turbofan to the main T-shaped gear, equipped with a symmetry axis a longitudinal shaft associated with an intermediate T-shaped in terms of the gearbox, leading the left and right output shafts, the angular gearboxes of the corresponding PV in the BKO, while the bevelled sides of the fuselage are nasal, central and aft, including the motor-nacelle with its TVZ, reducing the effective dispersion area, form a trapezoidal cross-section, but also the lower part of the fuselage of a faceted configuration when viewed from the front with a sharp bottom line continuously extending from nose to tail, including the front the edge of the wedge-shaped profile of the NDK, which has internal trapezoidal sections with a span, is equal to the magnitude of the V-shaped tail, and the airframe with internal weapon compartments is made of aluminum - lithium alloys and composite materials using low-grade technology with radio-absorbing coating.

3. Slightly inconspicuous unmanned VTOL aircraft according to claim 1, characterized in that in the lifting thrust system each RW has the mentioned automatically opening / closing upper left and right semicircular when viewed from the side of the sash, mounted along the longitudinal axis of the BKO located parallel to the axis of symmetry, while in the modes of GDP and delays, each mentioned TRDD performed with elements of digital program control combining in a dual-mode regulation and control system a simultaneous mode of its operation as in the selection of free powerful on the PV drive, and with a balanced distribution of residual jet thrust between the underwing side nozzles and flat nozzles of the turbofan engines with a UHT located between the keels of the V-shaped tail assembly, which allows shielding the turbofan engines with flat nozzles mounted above the comb-like surface with a thermally absorbing tail fuselage having between the ends of the tail beams a sawtooth-shaped rear plan of its rear edge, moreover, the NDU console, made with the front edge parallel to the front edge of the corresponding keel, with these trapezoidal inner and outer sections, having respectively a positive angle ϕ = + 5 ° and a negative angle ϕ = -5 ° of transverse V, and a back sawn-shaped edge parallel to the rear and anterior edges of the keel of the V-tail, respectively, each TVZ, made with an automatically adjustable central wedge, when viewed from the side has a front V-shaped edge of the input device, the upper and lower parts of which are parallel to the front edges, respectively, of the sub-body The southern keel and keel of the V-shaped tail assembly are equipped with a lamella-shaped bottom cutter for separating the boundary layer from the fuselage, which is placed at the side view behind the forward fuselage and parallel to the upper surface of the NDK center section, improving the screening of TRDD compressor blades and removing the boundary layer, improves recovery coefficient total pressure, but also reduces the visibility and its aerodynamic resistance, with each outer section of the NDK having 2/5 of the half-length of the NDK, a wedge-shaped profile with angle α = 10 ° and continuous th upper or lower surface, is formed respectively with the lower or upper ledge-cut triangular shape in plan, external protruding side of which, forming a developed triangle in terms of performing on NIR role flapperonov create at its maximum chord (b _maxNDK) combined in ledge-recess with the vertex of an isosceles triangle in plan developed, forming both the width and depth profile configuration steps - is correspondingly 1/2 of the chord b _mahNDK and 2/3 of the thickness _mahNDK and NIR sharpened tip having the front and rear edges, respectively, of the forward and reverse sweep, while the NDK with a slat has full-developed flapperons in the plan, made with forward and reverse sweep of the trailing edge, placed at the top view parallel to the front and rear edges of the keels of the V-shaped tail end parts of which in the parking configuration are made on a par with the external sections of the above-mentioned ND folding from each side inward towards the axis of symmetry and along a single line parallel to the latter it, each mentioned TRDD with an adapter 29, providing both control of the area of the critical and output polygonal sections of its nozzle in tapering or expanding parts, as well as smooth, streamlined change in its cross section from a round nozzle to a hexagonal and then to a five-sided flat nozzle fitted with a bottom faceted when viewed from the rear, a wall 30, having a V-shaped configuration, and an upper flap 31, consisting of synchronously deflected between the vertical side walls 28 downward of two of its rectangular parts 32 and pentagonal 33 forms in plan, respectively, at angles of 22.5 ° and 22.5 °, but also around the first 34 and second 35 transverse axes so that in the lower position the rear edge of the upper flap 31 contacts the lower faceted wall 30, having as an angle its top, an equal angle to the V-shaped trailing edge of the upper flap 31, and on its V-shaped edges there is a hatch with two rectangular front planes 36 and two trapezoidal rear planes 37 differently sized flaps with opposite sides pentagonal in plan plan turning units that create cars Mathematical synchronous deviation vertically downwards with simultaneous downward rotation of the upper flap 31 so that two front smaller 36 of them deviate along the flight, and two rear large 37 opposite to flight, forming a pentagonal hatch nozzle (FL) with open front and rear side surfaces, which, having an area and width, equal to the adapter 29 of the pentahedral nozzle, creates a corresponding deviation of the thrust vector from the horizontal to the vertical, but also back, with the diagonally positioned pair of anterior rectangular flax 36 and trapezoidal in plan 37 flaps placed on the edges of the bottom wall 30 of each turbofan, having on their lower sides triangular 38 when viewed from the rear end parts, made with a limb, the angle of which is equal to the angle between the faces of the bottom wall 30, and creating with their primary deviation downward before opening diagonally placed other flat rectangular 36 and trapezoid in plan 37 flaps continuous front and rear side surfaces of the lower FL, and for the formation of continuous left and right side surfaces Tei PLC its lower two-layer flap 30 is equipped with lower longitudinal trapezoidal flaps 39, opening down synchronously in front of a pair of transverse diagonally arranged rectangular 36 and trapezoidal 37 flaps of FL, while the synchronous deviation of the rectangular 32 + from the pentagonal 33 parts of the upper flap 31 is down by 22.5 ° + 7.5 ° or 22.5 ° + 22.5 ° with simultaneous opening in pairs of trapezoidal valves 39 FL, then down its valves for flight 36 or against 37, forming their inclination to the horizontal at an angle of 45 °, provide the ability to Short take-off or landing with short mileage, respectively, by creating an inclined-horizontal thrust thrust or a horizontal thrust reverse, with a fairing located at the end of the fuselage below the comb-like surface along the axis of symmetry with a sliding bar of the magnetometer and in its lower niche with opening shutters lowered by a winch and towed on a cable under water an antenna of a hydroacoustic station during a flight overwhelming it, while after the vertical takeoff mode and during the transition to aircraft flight modes with working turbofan engines that create jet thrust, two RWs in the ASU, disconnected from the transmission drive, are provided with the ability to provide two ways of implementing horizontal flight both with open and closed mentioned upper semicircular doors and lower blinds-rudders respectively, as a patrolling low-speed flight with a morator of two MFs, as well as a trans- or supersonic cruising flight with each MF fixed in the corresponding GER.

4. The barely noticeable pilotless VTOL aircraft according to claim 3, characterized in that the inner 17 and outer 19 sections of the NIR 2, along with the keels 8 of the V-shaped tail assembly, are made with the possibility of double folding them up respectively to the axis of symmetry and back down, being placed in the corresponding subtleties 40 of the fuselage 1 along its lateral sides, the height of which is equal to the span of the respective folded sections of the NIR 2 and the inner sections 41 of the carinae 8.

5. A method of using an unmanned low-visibility VTOL airborne airborne fighter carrier (IN), which consists in the fact that during its movement on the hinged console of the ventral launching device IN with folded NDK consoles, V-tail fins and in the bomb bay with two anti-ship missiles (RCC) The VTOL aircraft has the ability to start RCC from a suspended state on an IN, uncoupling and launching it with an IN to create between the IS and the air defense of the target ship a buffer-safe aviation zone, increasing the radius of the CRP -38M from 40 to 400 km, while radar type H036 with IN provides target designation, and VTOL control - by the co-pilot IN, using a low-altitude flight profile and self-defense system - a station of active electronic interference, and when reaching the area from which the target will be hit, The VTOL aircraft will launch a salvo or launch the RCC one by one with error correction accumulated by the combined inertial control system according to the receiver of the GLONASS satellite navigation system signals; infrared heads are used in the final flight segment of the RCC and its homing and firmware autonomous purposes of recognition, then VTOL at a distance of 1400 km is automatically returned to the carrier vehicle with a vertical landing on its deck.