АВИАЦИОННЫЙ ПУСКОВОЙ КОМПЛЕКС Российский патент 1999 года по МПК B64D5/00 B64F1/04 B64C39/02 

Изобретение относится к авиационно-космической технике, точнее к устройствам, предназначенным для запуска ракет, ракет-носителей и космических кораблей или авиационных аппаратов с борта воздушного судна, относящегося к самолетам.

Известны самолетные пусковые установки для запуска реактивных снарядов и ракет типа "воздух-земля", "воздух-воздух" (Е. М. Хайзерук, Е.А.Яковлев "Ракетные пусковые установки", M. 1965 г.). Реактивные снаряды и ракеты в этих пусковых установках находятся в пусковых трубах или направляющих, что повышает точность запуска. Однако такие пусковые установки позволяют использовать в основном малогабаритные ракеты, что связано с местами размещения данных установок, так и назначением их использования.

Известен авиационно-космический комплекс "Бурлак", в котором для запуска ракеты-носителя с космическим аппаратом используется самолет Ту-160. Данный комплекс позволяет выводить на орбиту Земли полезный груз массой до 1100 кг. Ракета с полезным грузом крепится снизу к фюзеляжу самолета, что ограничивает габариты как самой ракеты, так и полезного груза. Эти ограничения связаны с расстоянием между шасси самолета и между его фюзеляжем и землей. Кроме того, отделение ракеты-носителя от самолета происходит в пассивном режиме, что приводит к потере скорости и ориентации ракеты после ее отцепки от Ту-160.

Известны авиационно-космические системы ALSV (США) и МАКС (Россия), использующие дозвуковые самолеты-носители (Боинг-747 и Ан-225), подвесные топливные баки (ПТБ) и орбитальные корабли (ОК). ПТБ устанавливается и крепится сверху на фюзеляже, а над хвостовой частью ПТБ устанавливается ОК. Масса ПТБ и ОК в отличие от системы "Бурлак" ограничивается только мощностью и габаритами самолета-носителя (СН), но в связи с пассивным разделением ПТБ и СН проекты данных комплексов имеют те же недостатки, что и система "Бурлак".

Наиболее близким по общим признакам в предлагаемому изобретению является авиационно-пусковой комплекс, состоящий из двухфюзеляжного СН, выполненного в виде экраноплана, и запускаемого летательного аппарата (ЗЛА), установленного сверху экрана, соединяющего два фюзеляжа (Н.Абросимов, С.Белозеров, "Универсальная транспортная система "Земля-космос-Земля", "Аэроспейс журнал", сентябрь-октябрь, стр. 42-43, 1996 г.). Данный комплекс отличается от комплексов ALSV и МАКС наличием второго флюзеляжа и экрана, но аналогичным по способу крепления и разделения СН и ЗЛА. Кроме того, размещения ЗЛА, общая масса которого может составлять от 80 до 1000 тонн, на плоскости экрана между фюзеляжами требует значительного увеличения пассивной массы СН, что связано с обеспечением прочностных характеристик экрана при установке на нем ЗЛА. Это связано, во-первых, с тем, что масса ЗЛА значительна и размеры между фюзеляжами тоже большие, иначе не будет экранного эффекта при взлете и посадке. Следовательно, поперечные балки экрана, имея большую длину, должны выдерживать нагрузку не менее 300 т, что приводит к увеличению пассивной массы СН и ухудшению его аэродинамических характеристик из-за большой толщины экрана.

Задачей изобретения является повышение эффективности и расширение функциональных возможностей авиационных пусковых комплексов, предназначенных для запуска различных аппаратов, в первую очередь, для запуска космических аппаратов, имеющих ракеты-носители, ускорители.

Задача достигается тем, что авиационный пусковой комплекс, включающий самолет-носитель, имеющий не менее двух соединенных между собой фюзеляжей и установленный сверху симметрично относительно фюзеляжей запускаемый летательный аппарат, при этом фюзеляжи расположены в одной плоскости на расстоянии и параллельно относительно друг друга, а запускаемый летательный аппарат установлен на опорах, размещенных в или на направляющих, расположенных вдоль фюзеляжей, а сами опоры снабжены вращающими элементами типа роликов или колес или имеют поверхности скольжения для передвижения опор по направляющим или запускаемого летательного аппарата по опорами при помощи его двигателей или с использованием дополнительного движителя, установленного на самом аппарате или на подвижной опоре.

Проведенный заявителем анализ уровня техники, включающий поиск по патентам и научно-техническим источникам информации, позволил установить, что заявитель не обнаружил аналог, характеризующийся признаками, тождественными всем существенным признакам заявленного изобретения. Следовательно, заявленное изобретение соответствует уровню "новизна".

Для проверки соответствия заявленного изобретения условию "изобретательский уровень" заявитель провел дополнительный поиск известных решений, чтобы выявить признаки, совпадающие с отличительными от прототипа признаками заявленного устройства. Результаты поиска показали, заявленное устройство не вытекает для специалистов явным образом из известного уровня техники. Следовательно, заявленное изобретение соответствует условию "изобретательский уровень".

Заявленное изобретение поясняется графическим материалом. На фиг. 1 и 2 показан общий вид в плане авиационного пускового комплекса, на фиг. 3 - вид комплекса спереди, на фиг. 4 - запуск с самолета-носителя косметического аппарата, где 1-самолет-носитель (СН), 2-космический аппарат, 3-ракета-носитель (РН), 4 и 5-фюзеляжи СН, 6-кабина экипажа, 7,8,9-направляющие, 10-подъемник-фиксатор, 11 и 13 - опоры, 12-тормоз-амортизатор, 14-ложемент, 15-стартовый ускоритель.

Существующий научно-технический, технологический и производственный потенциал предприятий позволяют реализовать данное изобретение.

СН 1 имеет фюзеляжи 4 и 5, кабину для экипажа 6. В фюзеляжах размещаются приборы и оборудование, необходимые для полета СН, контроля подготовки и запуска летательного аппарата. При необходимости в фюзеляжах размещается и топливо, например, для РНЗ, а также системы для перелива этого топлива. Сверху фюзеляжей вдоль их продольных осей установлены направляющие 7, 8, 9, предназначенные для размещения на них опор 11, 13, на которые устанавливается и крепится летательный аппарат, запускаемый с СН. Направляющие крепятся непосредственно на фюзеляжи, например, направляющие 7, 9, или на дополнительных узлах крепления с расположением над фюзеляжем или между ними, например, направляющая 8 (фиг. 2).

Использование направляющих позволяет равномернее распределить нагрузку от запускаемого летательного аппарата. Сами направляющие повышают точность запуска, а угол запуска достигается ориентацией CH1 и/или угол установки направляющих при помощи подъемника-фиксатора 10, установленного спереди направляющих и закрепленного одним концом к направляющим, а другим- к фюзеляжу (фиг. 4). Передние опоры 11 выполнены неподвижными, а промежуточные и задние опоры 13 могут быть двух типов - неподвижные или подвижные относительно направляющих, что определяется, как и количество и тип направляющих, габаритами и массой запускаемого летательного аппарата и способом запуска. Опоры для лучшего схода с них аппарата имеют поверхности скольжения или снабжены подвижными элементами типа роликов или колес. Спереди направляющих имеются тормоза-амортизаторы 12, предназначенные для торможения подвижных опор. Запускаемый летательный аппарат устанавливается и крепится на опоры при помощи быстроразъемных соединений (на фиг. не показаны). В зависимости от массы, габаритов и конфигурации запускаемого летательного аппарата подбираются и устанавливаются ложементы 14. В качестве приводов для движения подвижных опор по направляющим используются внешние источники движения (на фиг. не показаны) или внутренние, установленные непосредственно на опорах, например стартовые ускорители 15, в качестве которых применяются твердотопливные ракетные двигатели.

Запускаемый летательный аппарат, состоящий, например, из космического аппарата 2 и ракеты-носителя 3, устанавливается на ложементы 14 и крепится к ним быстроразъемными соединениями, например, при помощи пироболтов (на фиг. не показаны). После соответствующей подготовки и проверки систем подается команда на старт и взлет СН, который набирает высоту и держит курс в район запуска. При достижении заданного района СН набирает требуемую высоту. В это же время проводится проверка всех систем, задействованных при запуске. При необходимости производится и перекачка топлива из СН в ракету-носитель. После выхода СН в точку запуска подается команда на пуск, который может иметь несколько вариантов, что определяется местом запуска, назначением запускаемого аппарата и его характеристиками. В качестве примера использования заявленного устройства приведем четыре варианта запуска.

Первый вариант запуска предусматривает использование неподвижных опор 11, 13, снабженных подвижными элементами типа роликов или колес, предназначенных для схода запускаемого летательного аппарата. После команды "Пуск" производится разъединение элементов крепления запускаемого летательного аппарата и СН. При этом производится и уменьшение мощности двигательных установок СН, что приводит к уменьшению скорости СН. А запускаемый летательный аппарат по инерции продолжает движение вперед, двигаясь при этом по вращающимся элементам опор 11, 13, и сходит с них, имея скорость больше скорости СН. После чего он уходит вниз или в сторону, а на РНЗ включается основной двигатель и запускаемый летательный аппарат начинает самостоятельный полет, а СН снижается на рабочую высоту полета и возвращается на базу.

Второй вариант, в отличие от первого, предусматривает использование для схода с опор двигателей, установленных на самом запускаемом аппарате. При этом в качестве данных двигателей используются маршевые двигатели РНЗ или дополнительные двигатели, установленные на РНЗ только для выполнения операций схода с опор СН и ухода от него на определенное расстояние, при котором включаются маршевые двигатели РНЗ на полную мощность. После команда "Пуск" производится разъединение СН и запускаемого летательного аппарата, включение двигателей схода. После достижения определенного расстояния между СН и запускаемым аппаратом на последнем включаются маршевые двигатели и он начинает самостоятельный полет, а СН снижается и совершает полет на свою базу.

Третий вариант запуска возможен, например, с использованием подвижных опор, снабженных собственным ускорителем 15. В данном случае после команды "Пуск" включаются ускорители 15, подвижные опоры 13 начинают движение по опорам 7, 8, 9. Соответственно начинает движение и запускаемый летательный аппарат, набирая при этом скорость. Подвижная опора доходит до тормоза-амортизатора 12, где ее скорость гасится до нулевой и в это же время происходит разъединение запускаемого аппарата в данной точке. Затем также идет последующая опора. И так до последней опоры, после чего запускаемый аппарат сходит с опор и уходит от СН.

Четвертый вариант запуска включает использование подъемника-фиксатора 10. В данном случае после достижения заданного района производится проверка и подготовка всех систем, задействованных при запуске. При помощи подъемника-фиксатора 10 направляющие 7, 8, 9 устанавливаются на заданный угол. Затем подается команда "Пуск" и проводятся операции, аналогичные варианту 3. Только в качестве системы, приводящей в движение подвижные опоры, используется система, включающая газовый генератор с механическим приводом на опоры (на фиг. не показаны).

После выполнения запуска СН занимает рабочую высоту полета и возвращается на свою базу, где он проходит послеполетную проверку и подготовку к новому запуску. То есть в данном случае могут быть установлены новые ложементы, заменены стартовые ускорители и т.д.

Устройство, воплощающее заявленное изобретение, при его осуществлении способно обеспечить достижение усматриваемого заявителем технического результата. Следовательно, заявленное изобретение соответствует условию "промышленная применимость".

Комплекс состоит из полифюзеляжного самолета-носителя, который имеет не менее двух расположенных на расстоянии относительно друг друга фюзеляжей, запускаемого летательного аппарата и опор, предназначенных для установки на них запускаемого летательного аппарата. Опоры для установки указанного аппарата на самолете-носителе выполнены с направляющими, которые размещены сверху относительно фюзеляжей вдоль их продольных осей. Одна из опор имеет собственные двигательные установки и элементы качения типа роликов. Изобретение направлено на повышение аэродинамических характеристик. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Авиационный пусковой комплекс, состоящий из полифюзеляжного самолета-носителя, который имеет не менее двух расположенных на расстоянии относительно друг друга фюзеляжей, запускаемого летательного аппарата и опор, предназначенных для установки на них запускаемого летательного аппарата, отличающийся тем, что опоры для установки указанного аппарата на самолете-носителе выполнены с направляющими, которые размещены сверху относительно фюзеляжей вдоль их продольных осей. 2. Комплекс по п.1, отличающийся тем, что по крайней мере одна из опор в месте соприкосновения с указанным аппаратом имеет поверхности скольжения или элементы качения типа роликов. 3. Комплекс по пп.1 и 2, отличающийся тем, что по крайней мере одна из опор имеет собственные двигательные установки или предназначена для движения под воздействием двигательной установки указанного аппарата. 4. Комплекс по пп.1 - 3, отличающийся тем, что он снабжен подъемниками-фиксаторами для направляющих, один конец каждого из которых прикреплен к направляющей, а другой конец связан с соответствующим фюзеляжем.