Claims (3)
1. Летающий робот-носитель ракет (ЛРНР), применяемый с пускового устройства (ПУ) корабля- или истребителя-носителя (КН или ИН), имеющий фюзеляж, несущее крыло с хвостовым оперением, двигатель, бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую автономное (АУ) и дистанционное (ДУ) или телемеханическое управление (ТМУ) с командного пункта (КП) КН, бортовой источник питания, отделяемую авиационную противолодочную и противокорабельную ракету (АПР и ПКР), состыкованную посредством узла отделения с ЛРНР и предназначенную для поражения подводной и надводной цели (ПЦ и НЦ), отличающийся тем, что он оснащен на концах внешних бортов хвостовых балок рулевыми реактивными соплами (РРС), действующими в горизонтальной плоскости поочередно, изменяя балансировку по курсу при работе несущего винта (НВ), создающего в одновинтовой несущей схеме (ОВНС) вертикальную тягу только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, и двумя бесфорсажными турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД) в общей кормовой мотогондоле, входное устройство ее воздухозаборника снабжено управляемыми разновеликими створками, размещенными под нижним или над верхним наклонно образованным каналом воздуховода, так что большая из них отклоняется вовнутрь канала, а меньшая - наружу в зависимости от скорости полета и имеющих реактивные сопла с управлением вектора тяги (УВТ) в подъемно-маршевой системе (ПМС) и передний вывод продольных валов от их турбин для отбора мощности через муфту сцепления на редуктор НВ, смонтированный спереди по полету от центра масс на расстоянии обратно пропорциональном между приложения подъемной силы и вертикальной реактивной тяги соответственно ОВНС-Х1 и IIMC-R2, но и выполнен возвращаемым на КН по продольной схеме триплана, включающей низко или высокорасположенное переднее горизонтальное оперение (ПГО) с рулями высоты, средне- или высокорасположенное крыло асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС) с клиновидным профилем и внешними флапперонами и V-образное оперение с рулями направления на его стреловидных килях, отклоненных наружу от плоскости симметрии под углом 43°, и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ОВНС-Х1 и реактивной ПМС-112 в соответствующий крылатый автожир для барражирующего продолжительного полета или трансзвуковой самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с широкохордовым двухлопастным НВ, работающим на режимах его авторотации или несущих его лопастей-крыльев асимметрично изменяемой стреловидности (ЛКАИС), когда НВ остановлен и правая из его лопастей посредством узла ее переворота организует симметричные поверхности лопастей-крыльев относительно оси симметрии так, что при втянутом телескопическом вале НВ его ЛКАИС наравне с КАИС зафиксированы перпендикулярно оси симметрии для взлетно-посадочного полета как самолета-биплана или после синхронного поворота НВ с ЛКАИС и консолей КАИС соответственно как по часовой и против часовой стрелке на углы 26° или 60°, так и оба против часовой стрелки на аналогичные углы поворота соответственно для транс- или сверхзвуковой компоновки самолета с соответствующей противоположной стреловидностью по передним кромкам и ЛКАИС и КАИС, образующие соответственно как систему крыльев Х-образной стреловидности (ХОС), так и схему биплан с ЛКАИС и КАИС в продольной схеме триплана, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания НВ, вращающийся при виде сверху по часовой стрелке, выполнен без управления циклического изменения его шага и с жестким креплением его лопастей, но и с возможностью после выдвижения телескопического вала НВ из ВНФ поворота его вала отдельным приводом в противоположном направлении вращению НВ на угол 30° или 64° с обеспечением ЛКАИС углов противоположной стреловидности χ=±60° или χ=±26°, которые равновелики углам стреловидности консолей КАИС в системе крыльев ХОС, причем при корабельном или воздушном базировании ЛРНР в походно-транспортной на шасси или с убранным шасси в полетно-транспортной конфигурации соответственно с втянутым телескопическим валом в колонке его НВ, лопасти-крылья которых зафиксированы их законцовками вдоль оси симметрии вперед и назад по полету над фюзеляжем или уложены в его верхней нише с автоматически раздвигаемыми/сдвигаемыми двумя роль створками, размещенными в центральной части и на удобообтекаемом возвышении фюзеляжа, обеспечивающим свободное в нем размещение уложенного НВ, при этом перед или после пуска ЛРНР для самолетных режимов полета несущие поверхности системы крыльев ХОС, имеющей размах КАИС равновеликий размаху зафиксированных ЛКАИС НВ, но и наравне с ЛКАИС возможность синхронного раскрывания консолей КАИС и ПГО в плоскости их хорд соответственно назад и по полету на поворотных шарнирах, размещенных в середине центроплана КАИС и задней кромки консолей ПГО, смонтированных соответственно по оси симметрии и по обе стороны от нее, причем противолежащие или правая и левая консоли ПГО или КАИС укладываются соответственно в побортные или правую и левую фюзеляжные боковые ниши с автоматически раскрываемыми/ закрываемыми створками в походно-транспортную конфигурацию, уменьшающую в 4,9 раза стояночную площадь от взлетной его площади наравне и при поочередно сложенных концевых частей килей V-образного оперения вовнутрь к оси симметрии и размещенных при виде сбоку над верхней поверхностью задней клиновидной или трапециевидной части фюзеляжа соответственно с или без его обтекателя, но и при соответствующем размещении по оси симметрии ЛКАИС, при этом стреловидное ПГО, имеющее как меньшую его площадь, составляющую 12,5% от суммы площадей КАИС и ЛКАИС НВ, так и в свою очередь меньшую площадь, оставляющую 25,0% от площади КАИС, причем скошенные боковые стороны верхней и нижней частей фюзеляжа, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют шестигранную конфигурации при виде сзади с острыми боковыми линиями, непрерывно распространяющимися от носа до хвоста, располагаясь под нижней или над верхней поверхностью КАИС, при этом каждый трапециевидный подфюзеляжный киль, размещенный при виде спереди вертикально вниз или наружу, имеет на передних концах их законцовок ИК-излучатели и видеокамеры, используемые при вертикальной посадке.1. Flying missile launcher robot (LRNR), used from the launcher (PU) of the ship- or carrier-fighter (KN or IN), having a fuselage, a wing with a tail unit, an engine, an onboard control system (BSU), which provides autonomous (AU) and remote (DU) or telemechanical control (TMU) from a command post (KP) KN, an onboard power source, a detachable aircraft anti-submarine and anti-ship missile (APR and RCC), docked through the separation unit with the OSR and designed to destroy underwater and over one target (PC and SC), characterized in that it is equipped at the ends of the outer sides of the tail beams with steering reactive nozzles (RRS) acting alternately in the horizontal plane, changing the course balance when operating the rotor (HB), which creates in a single-rotor main circuit (OVNS) vertical thrust only during vertical and short take-off / landing (GDP and KVP) or in transient flight modes, and with two non-boost turbojet dual-circuit engines (turbojet engines) in a common aft engine nacelle, its intake device is air intake The ica is equipped with controllable different-sized flaps placed under the lower or above the upper obliquely formed duct of the duct, so that the larger one deviates into the duct and the smaller one outward depending on the flight speed and having jet nozzles with thrust vector control (UHT) in the lift-march system (PMS) and the front output of the longitudinal shafts from their turbines for power take-off through the clutch to the NV gearbox mounted in front of the flight from the center of mass at a distance inversely proportional between the application shear force and vertical thrust, respectively, OVNS-X1 and IIMC-R2, but also performed return to KN according to the longitudinal scheme of the triplane, including low or high front horizontal tail (PGO) with elevators, mid- or high-position wing asymmetrically variable sweep (KAIS ) with a wedge-shaped profile and external flappers and a V-plumage with rudders on its arrow-shaped keels deflected outward from the plane of symmetry at an angle of 43 °, and with the possibility of converting its flight configuration iguratsii after performing KVP or GDP technology from a rotorcraft or helicopter with OVNS-X1 and PMS-112 jet into the corresponding winged gyroplane for long-term flight or transonic aircraft with maximum or normal take-off weight, respectively, with a wide-chord two-bladed HB operating in its autorotation mode or bearing of its wing-blades of an asymmetrically variable sweep (LCAIS), when the HB is stopped and the right of its blades organizes symmetrical surfaces through the node of its flip wing wings relative to the axis of symmetry so that, with the retracted telescopic shaft HB, its LKAIS along with KAIS are fixed perpendicular to the axis of symmetry for take-off and landing flight as a biplane or after synchronous rotation of the NV with LKAIS and KAIS consoles, respectively, clockwise and counterclockwise at angles of 26 ° or 60 °, and both counterclockwise at similar angles of rotation, respectively, for a trans- or supersonic layout of the aircraft with the corresponding opposite sweep along the leading edges LKAIS and KAIS, respectively forming both a system of X-shaped sweep wings (CWS), and a biplane scheme with LKAIS and KAIS in the longitudinal plan of the triplane, but also vice versa, at the same time on the regimes of GDP and hovering NV, rotating clockwise from above , made without controlling the cyclic change of its pitch and with rigid fastening of its blades, but also with the possibility, after the telescopic shaft NV is pulled out from the VNF, to rotate its shaft with a separate drive in the opposite direction to the rotation of the HB by an angle of 30 ° or 64 ° with LKAIS providing angles of from the opposite sweep χ = ± 60 ° or χ = ± 26 °, which are equal to the angles of sweep of the KAIS consoles in the CWS wing system, moreover, with ship or air based OSR in the traveling-transported chassis or with the retracted landing gear in the flight-transport configuration, respectively, with retracted telescopic shaft in the column of its HB, the wing-blades of which are fixed by their tips along the axis of symmetry forward and backward in flight above the fuselage or are laid in its upper niche with automatically folding / sliding two-way wings, placed in the central part and on the streamlined elevation of the fuselage, providing free placement of the laid-down HB in it, while before or after the launch of the OSR for aircraft flight modes, the bearing surfaces of the CWS wing system, which has a KAIS span equal to the span of the fixed LKAIS NV, but also on a par with LKAIS the simultaneous opening of the KAIS and PGO consoles in the plane of their chords back and along the flight, respectively, on the swivel joints located in the middle of the KAIS center section and the trailing edge of the PGO consoles, mounted respectively on the axis of symmetry and on both sides of it, and the opposite either the right and left consoles of the PGO or KAIS fit respectively into the side or right and left fuselage side niches with automatically opening / closing sashes in a travel-transport configuration, decreasing by 4.9 the parking area from its take-off area on an equal footing and with alternately folded end parts of the keels of the V-shaped plumage inward to the axis of symmetry and placed when viewed from the side above the upper surface of the posterior wedge-shaped and whether the trapezoidal part of the fuselage, respectively, with or without its fairing, but also with appropriate placement along the symmetry axis of the LKAIS, while the arrow-shaped PGO, having both its smaller area, amounting to 12.5% of the sum of the areas of KAIS and LKAIS NV, and in turn a smaller area, which leaves 25.0% of the area of KAIS, and the beveled sides of the upper and lower parts of the fuselage, reducing the effective dispersion area, form a hexagonal configuration when viewed from the back with sharp side lines continuously extending from the nose to about the tail, located under the lower or over the upper surface of the KAIS, with each trapezoidal ventral keel, placed when viewed from the front vertically downward or outward, has IR emitters and video cameras used for vertical landing at the front ends of their tips.
2. Летающий робот-носитель ракет по п. 1, отличающийся тем, что упомянутые ТРДД с УВТ имеют реактивные круглые сопла, создаваемые посредством их синхронного отклонения поперечным валом с гидроприводом в продольных вертикальных плоскостях, параллельно размещенных плоскости симметрии, на угол до 95° вниз или обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета, смонтированы между хвостовых балок, при этом упомянутый двухлопастной НВ выполнен со ступенчатым профилем концевой части на одной третьей радиуса каждой с обратным сужением лопасти, имеющей концевую хорду лопасти в 2,0 раза больше ее корневой хорды и клиновидный профиль с углом α=10° и непрерывной нижней или верхней поверхностью, выполнен соответственно с верхним или нижним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой, имея вогнутые вовнутрь задние кромки лопасти, создают в точке максимальной ее хорды (bmахHB), совмещенной в уступе-вырезе с меньшей диагональю ромбовидной в плане формы, образующей как конфигурацию профиля ступеньки по ширине и глубине - это соответственно 1/2 от хорды bmахHB и 2/3 от толщины сmахHB, так и заостренную законцовку лопасти, имеющую параболическую переднюю кромку и обратной стреловидности заднюю кромку, причем внешние выступающие стороны ромбовидной в плане формы образуют равнобедренный треугольник в плане, выполняющий на лопастях с полужестким их креплением роль рулевых поверхностей, имеющих сервопривод и возможность на режимах ВВП и зависания их синхронного отклонения в вертикальной плоскости так, что при дифференциальном их отклонении вниз/вверх и вверх/вниз и прохождении при этом лопастей НВ с противоположных правой/левой сторон фюзеляжа, изменяют балансировку по крену соответственно влево и вправо, но и синфазном их отклонении вниз/вверх при прохождении лопастей НВ над кормовой частью фюзеляжа, изменяют балансировку по тангажу соответственно пикирующий и кабрирующий моменты, при этом каждая внешняя секция КАИС со ступенчатым профилем концевой части на одной третьей его полуразмаха и непрерывной верхней или нижней поверхностью, выполнена с нижним или верхним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой, образуя равнобедренный треугольник в плане, выполняющий на КАИС, имеющего площадь равновеликую с площадью ЛКАИС, роль упомянутых флапперонов, создают в точке максимальной его хорды (bmахКАИС), совмещенной в уступе-вырезе с меньшей диагональю ромбовидной в плане формы, образующей как конфигурацию профиля ступеньки по ширине и глубине - это соответственно 1/2 от хорды bmахКАИС и 2/3 от толщины сmахКАИС, так и заостренные законцовки КАИС, имеющие параболическую переднюю кромку и обратной стреловидности заднюю кромку.2. A flying robot carrier of rockets according to claim 1, characterized in that the aforementioned turbofan engines with UVT have round jet nozzles created by synchronously deflecting them with a hydraulic transverse shaft in longitudinal vertical planes parallel to the symmetry plane, up to an angle of 95 ° down or back up, respectively, in the modes of GDP, hovering or horizontal flight, mounted between the tail beams, while the said two-bladed HB is made with a stepped profile of the end part at one third radius each with a reverse narrowing of a blade having an end chord of the blade 2.0 times larger than its root chord and a wedge-shaped profile with an angle α = 10 ° and a continuous lower or upper surface, made respectively with an upper or lower ledge-cut diamond-shaped in shape, external protruding the sides of which, having the rear edges of the blade concave inward, create at its maximum chord point (b maxHB ), combined in a ledge-cut with a smaller diagonal diamond-shaped in terms of shape, forming as a configuration of the step profile in width and depth - this is respectively 1/2 of the chord b maxHB and 2/3 of the thickness with maxHB , and the pointed tip of the blade having a parabolic front edge and a reverse sweep edge, and the outer protruding sides of the rhomboid in terms of shape form an isosceles triangle in plan, performing on the blades with their semi-rigid fastening, the role of steering surfaces having a servo-drive and the possibility of the GDP regimes and their synchronous deviations hanging in the vertical plane so that when they are differential deviated down / up and up / down and p the passage of the HB blades from opposite left / right sides of the fuselage, the roll balancing is changed to the left and right, respectively, but their in-phase deviation is up / down as the HB blades pass over the aft part of the fuselage, the dive and cabling moments balance accordingly, at each external section of KAIS with a stepped profile of the end part on one third of its half-span and a continuous upper or lower surface, is made with a lower or upper ledge-cut diamond-shaped in ane form outer protruding side of which, forming an isosceles triangle in a plane running at KAISA having an area equal-to area LKAIS role mentioned flapperonov create at its maximum chord (b mahKAIS) combined in a ledge-recess with a smaller diagonal of the rhomboid in plan shape, forming both the width and depth profile configuration steps - is correspondingly 1/2 of the chord b mahKAIS and 2/3 of the thickness mahKAIS and sharpened tip KAISA having a parabolic leading edge and a reverse arrows of clarity, the rear edge.
3. Летающий робот-носитель ракет по любому из пп. 1, 2, отличающийся тем, что на режимах ВВП и зависания каждый упомянутый его ТРДД выполнен с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе свободной мощности на привод НВ в ДСНС-Х2, так и при сбалансированном распределении остаточной реактивной тяги в ПМС-R2 между плоских сопел ТРДД, 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, при этом 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 граненой 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 граненой 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, образующее пятиугольное с незамкнутыми передней и задней боковыми поверхностями выходного устройства ТРДД площадь и ширина которого равновелики соплу пятигранной формы переходника 29, создающее соответствующее отклонение вектора реактивной тяги с горизонтального на вертикальное, но и обратно, причем диагонально расположенная пара передней прямоугольной 36 и трапециевидной в плане 37 граненых створок каждого ТРДД, имеющих на нижних их сторонах треугольные 38 при виде сзади концевые части, выполненные с отгибом, угол которого равновелик углу между граней нижней створки 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 пятиугольного выходного устройства, при этом синхронное отклонение прямоугольной 32 и пятиугольной 33 частей верхней створки 31 вниз на 22,5°+7,5° или 22,5°+22,5° с одновременным открыванием попарно трапециевидных створок люка, отклоняемых вниз створок по полету 36 или против 37, образуя их наклон к горизонтали под углом 45°, обеспечивают возможность выполнения короткого взлета или посадки с коротким пробегом соответственно посредством создания наклонно-горизонтальной реактивной тяги или реверса горизонтальной тяги, причем снизу хвостовой части фюзеляжа под гребенчатой поверхностью вдоль оси симметрии размещен упомянутый 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 в полетной конфигурации крылатого автожира с авторотирующим НВ при барражирующем полете ЛРНР, несущего АПР и противокорабельную ракету (ПКР), обеспечивает соответствующую борьбу с подводной лодкой (ПЛ) и надводным кораблем (НК), причем опускаемая гидроакустическая система, состоящая из индикатора акустических сигналов и двух приемников для их приема от гидроакустического антенны, их кодирования и передачи по восьмиканальной закрытой связи на КН для обработки в реальном масштабе времени, и высокочувствительным магнитометром, имеющим магниточувствительный элемент, работающий на расстоянии 30 м от водной поверхности, и связанным с БСУ ЛРНР, предусматривающей выдачу команд на включение в расчетной точке магнитометра и на управление после срабатывания магнитометра при обнаружении ПЛ-цели, но и регистрации в запоминающем устройстве БСУ координат точки обнаружения ПЛ-цели при передаче на КН и его КП, при этом упомянутая БСУ имеет как радиоканал закрытой связи с КН, представляющим собой авианесущий КН, так и радиолокационную станцию с передатчиком команд, оптико-электронную систему с двухканальным автоматом сопровождения цели и вычислительную систему с блоком автоматики многофункционального пульта управления, обеспечивающего при горизонтальном крейсерском полете самостоятельное нахождение ПЛ-цели, идентификации ее и принятие подтвержденного решения от оператора КН об уничтожении им выбранных, но и возможность его транспортирования в ангаре КН и походной его конфигурации со сложенными соответствующим образом ПГО, КАИС и упомянутых ЛКАИС НВ, причем планер с внутренними отсеками вооружения выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием, а его БСУ снабжена возможностью опционального его управления пилотами из двухместной кабины, имеющей катапультируемые в верхнюю полусферу кресла, размещенные бок о бок или один за другим и срабатывающие на режимах ВВП и зависания поочередно только после отстрела лопастей НВ, которые крепятся на колонке валов посредством пиропатронов, но и его использования в составе авиационной группы в качестве головного совместно с двумя беспилотными аналогичными аппаратами, один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет маневры головного, а другой - управляется вторым пилотом с головного, а затем и наоборот, при этом при корабельном базирования ЛРНР на авианесущем КН с вертолетной площадкой, когда ПЛ-цель или НК-цель обнаруживают в условиях наблюдения за ними в пассивном режиме работы гидроакустической станции ЛРНР или гидроакустического комплекса КН, когда дистанция до подводной или надводной цели, находящейся на значительном удалении от КН, известна ориентировочно, выдают на ЛРНР, несущий две АПР или две ПКР, данные первичного целеуказания, в том числе только пеленг на ПЛ-цель или НК-цель, выполняют предстартовую подготовку и проверку АПР или ПКР, вводят в БСУ ЛРНР полетное задание и после автоматической выкатки стола-спутника на ГВПП, обеспечивается вертикальный взлет ЛРНР, управляют им на стартовом и маршевом участках траектории с использованием его БСУ и в дистанционном исполнении по командам от системы ТМУ с КН, удерживают маршевую малую высоту полета ЛРНР, обеспечивающую обнаружение ПЛ-цели на глубине до 600 м, по команде БСУ осуществляют поиск цели после включения магнитометра на заданном маршруте барражирующего кругового полета, с обнаружением ПЛ-цели в БСУ вырабатывают команду и выполняют маневр ЛРНР для сброса АПР, передают сигнал об обнаружении цели с ее координатами по системе взаимного обмена информацией (ВЗОИ) с первой АПР через БСУ ЛРНР на другую АПР залпа, рассчитывают маневр для сброса второй АПР в зоне захвата ПЛ-цели неконтактной системой обнаружения (НСО) первой АПР, в случае непопадания точки сброса АПР в эту зону или в соответствии с заданием рассчитывают круговой маневр с применением системы наведения ЛРНР с адаптивным углом упреждения его на ПЛ-цель, который автоматически определяется при сближении с ПЛ-целью и корректирует требуемый разворот ЛРНР для сброса второй АПР в расчетной точке и затем выполняют маневр ЛРНР для сброса второй АПР при получении сигнала от другой АПР залпа об обнаружении и захвате ПЛ-цели выполняют ее совместную атаку путем сближения АПР на дистанцию срабатывания их неконтактных взрывателей или до момента столкновения АПР с корпусом ПЛ-цели, подрывают взрывчатое вещество боевой части каждой АПР и поражают ПЛ-цель, после чего в БСУ ЛРНР вырабатывают команды по его управлению для автоматического возврата и вертикальной посадки на вертолетную площадку авианесущего КН, причем при воздушном базировании ЛРНР на палубном ИН типа Су-57, перемещающим на подвесной консоли подфюзеляжного ПУ, например, один ЛРНР со сложенными несущими поверхностями, лопастями-крыльями НВ и в бомбоотсеке с двумя ПКР Х-38М имеет возможность пуска ПКР с подвешенного состояния на ИН, отстыковывания и запуска ЛРНР с ИН для создания буферной роботизированной авиазоны между ИН и ПВО НК-цели, увеличивающей радиус действия ПКР Х-38М с 40 до 400 км, при этом радаром типа Н036 с ИН обеспечивается целеуказание, а управление ЛРНР - вторым пилотом ИН, используя маловысотный профиль полета и систему самообороны - станцию активных электронных помех, причем при достижении области, из которой будет поражена НК-цель, ЛРНР 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 ЛРНР на удалении 1150 км автоматически возвращается на авианосец-носитель с вертикальной на его палубу посадкой.3. A flying robot carrier rockets according to any one of paragraphs. 1, 2, characterized in that in the GDP and freezing modes, each of its turbofan engines is made with elements of digital program control, combining in a dual-mode regulation and control system its simultaneous mode of operation both when free power is taken to the NV drive in DSNS-X2, and with a balanced distribution of residual thrust in the PMS-R2 between the flat nozzles of the turbofan engine located between the keels of the V-shaped plumage, which allows the turbofan engine to be shielded with flat nozzles mounted above the comb surface with a heat-absorbing layer of the rear part of the fuselage, which has a saw-shaped rear edge between the ends of the tail beams, while each of the aforementioned turbofan engines with an adapter 29 that provides both control of the area of the critical and output polygonal sections of its nozzle in a tapering or expanding part, as well as a smooth, streamlined change of it sections from the round nozzle to the hexagonal and then to the five-sided flat nozzle, equipped with both a lower faceted wall 30 having a V-shaped configuration from the rear and the upper wing th 31, consisting of two parts of a rectangular 32 and a pentagonal 33 shape synchronously deflected between the vertical side walls 28 downward in the 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 casement 31 is in contact with the lower faceted wall 30, which has both the angle at its apex of the V-shaped rear edge of the upper casement 31 and the hatch on its V-shaped edges with two rectangular front 36 and two 37 trapezoidal in plan rear by the area of flaps, having turn nodes on opposite sides of the pentagonal plane in the hatch plan, creating automatic synchronous deflection plummeting downward with simultaneous turning down of the upper flap 31 so that the two front smaller 36 of them deflect in flight, and the two rear large 37 against the flight , forming a pentagonal with open front and rear side surfaces of the output device of the turbofan engine, the area and width of which are equal to the nozzle of the pentagonal shape of the adapter 29, which creates a corresponding deviation in jet thrust from horizontal to vertical, but also vice versa, moreover, a diagonally located pair of front rectangular 36 and trapezoidal in plan 37 faceted flaps of each turbofan engine, having triangular 38 on the lower sides of them when viewed from the rear, made with a bend, the angle of which is equal to the angle between the faces of the lower cusp 30 and creating, when they are first deflected downward, before opening the diagonally placed other flat rectangular 36 and trapezoidal in plan 37 cusps continuous front and rear b the surface of the pentagonal output device, while the synchronous deviation of the rectangular 32 and pentagonal 33 parts of the upper sash 31 down by 22.5 ° + 7.5 ° or 22.5 ° + 22.5 ° with the simultaneous opening of pairwise trapezoidal sunroofs, deflected down the flaps on flight 36 or against 37, forming their inclination to the horizontal at an angle of 45 °, provide the ability to perform a short take-off or landing with a short range, respectively, by creating an inclined horizontal jet thrust or reverse horizontal thrust, at the tail end of the fuselage, under the ridge surface along the axis of symmetry, the said fairing is placed, having a compartment with a pull-out bar of the magnetometer at its end and in the lower niche with openable shutters, a winch lowering and an antenna of the hydroacoustic station towed on a cable under water during its flight, while flight configuration of a winged gyroplane with autorotating HB during a barrage flight of the OSR carrying an APR and anti-ship missile (RCC), provides an appropriate fight against a submarine ) and a surface ship (NK), and the omitted hydroacoustic system, consisting of an indicator of acoustic signals and two receivers for receiving them from a hydroacoustic antenna, encoding them and transmitting through eight-channel closed communication to the KN for real-time processing, and a highly sensitive magnetometer having a magnetosensitive element operating at a distance of 30 m from the water surface and connected with the LRNR BSU, which provides for the issuance of commands to turn on the magnetometer at the calculated point and to control the e operation of the magnetometer upon detection of a PL target, but also registration in the BSU memory of the coordinates of the detection point of the PL target during transmission to the KN and its gearbox, while the mentioned BSU has both a closed-circuit radio channel with the KN, which is an aircraft carrier KN, and radar a station with a command transmitter, an optical-electronic system with a two-channel target tracking automaton, and a computer system with an automation unit of a multifunctional control panel, which provides for horizontal cruising the effective finding of the PL target, its identification and the adoption of a confirmed decision from the KN operator to destroy the chosen ones, but also the possibility of transporting it in the KN hangar and its marching configuration with appropriately folded PGOs, KAIS and the aforementioned LCAIS HB, moreover, a glider with internal weapon compartments It is made of aluminum-lithium alloys and composite materials using an inconspicuous technology with a radio-absorbing coating, and its BSU is equipped with the option of its optional pilot control from double to Abins, having seats ejected into the upper hemisphere, placed side by side or one after the other and working on the GDP and hovering regimes only after shooting the HB blades, which are mounted on the shaft column by means of pyro-cartridges, but also use it as part of the aviation group together with two similar unmanned aerial vehicles, one of which, being a slave, automatically repeats the head maneuvers, and the other is controlled by the co-pilot from the head, and then vice versa, while in the operational base of the LRNR on an aircraft carrier with a helipad, when a PL target or a NK target is detected under conditions of observation of them in the passive mode of operation of a sonar station of the LRNR or a sonar complex of KN, when the distance to an underwater or surface target located at a considerable distance from the KN , known tentatively, give out on LRNR, carrying two APR or two RCC, primary targeting data, including only bearing on the PL-target or NK-target, perform pre-launch preparation and verification of the APS or RCC, enter SU LRNR flight mission and after automatic roll-out of the satellite table at the GVPP, the LRNR takes off vertically, they are controlled at the start and march sections of the trajectory using its BSU and in remote execution, by commands from the TMU system with the aircraft, they keep the marching low altitude of the LRNR flight, detecting a PL target at a depth of up to 600 m, at the command of the BSU, the target is searched after the magnetometer is turned on on the given route of the barring roundabout, with the detection of the PL target in the BSU, a command is generated and perform the LPR maneuver to reset the APR, transmit a signal about the detection of the target with its coordinates through the mutual information exchange system (VZOI) from the first APR via the LRNR BSU to another APR of the salvo, calculate the maneuver for the reset of the second APR in the capture zone of the PL target by the non-contact detection system ( NSO) of the first APR, if the APR discharge point does not fall into this zone or in accordance with the task, a circular maneuver is calculated using the OSR guidance system with an adaptive angle of its advance to the PL target, which is automatically determined when approaching P -the target and adjusts the required LRNR turn to reset the second APR at the calculated point and then perform the LRNR maneuver to reset the second APR when receiving a signal from another APR volley about detecting and capturing the PL target, carry out its joint attack by approaching the APR to the distance of their non-contact fuses or until the moment the APR collides with the submarine target’s body, they detonate the explosive of the warhead of each APR and hit the submarine target, after which the LRNR BSU develops commands for its control for automatic return and vertical flown landing on the helipad of the aircraft carrier KN, and when air-based OSR on a deck-mounted type SU-57, moving on the pendant console of the ventral fuselage, for example, one OSR with folded load-bearing surfaces, wing wings NV and in the bomb bay with two AS-X-38M it has the ability to launch anti-ship missiles from a suspended state on an IN, undock and launch an OSR with an IN to create a robotic buffer zone between an IN and an air defense of an NK target, increasing the range of an X-38M anti-ship missile from 40 to 400 km, while providing an H036-type radar with an IN target designation, and the LRNR control - the second IN pilot, using a low-altitude flight profile and self-defense system - an active electronic jamming station, and when reaching the area from which the NK target will be hit, the LRNR will launch a salvo or launch the RCC alternately with the correction of the error accumulated by the combined inertial control system according to the signal receiver of the GLONASS satellite navigation system, at the final section of the RCC flight, an infrared homing head and software and hardware are used tonomnogo recognition purposes, then LRNR at a distance 1150 km is automatically returned to the carrier vehicle with a vertical landing on its deck.