АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС Российский патент 2008 года по МПК B64D5/00 B64D3/00 F42B15/10 B64G1/00 

Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники. Оно может быть использовано в авиационных ракетных комплексах (АРК) космического назначения преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой 100 т и более), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов (КА), например, ИСЗ на орбиты.

Известен аналог АРК с ракетой-носителем, представленный в информационных выпусках №№20, 21, 31, 32, 38-41, 45, 46 1988 года "Ракетно-космическая техника" по материалам иностранной печати, экспресс-информация, серия 1, издание "Центрального научно-исследовательского института машиностроения", г.Москва по АРК с ракетой-носителем (РН) "Пегас" (США). Указанный аналог, как наиболее близкий по технической сути, принят за прототип.

Недостатками прототипа являются в том числе:

- ограничения по максимальной массе РН и выводимых ею на орбиты масс КА;

- малая эффективность использования технических возможностей самолета, например, по дальности доставки РН к точке ее пуска;

- малая безопасность экипажа самолета и самолета при полете в район пуска РН и при ее пуске.

Задачами, на решение которых направлена настоящая заявка на изобретение, в том числе являются:

- повышение эффективности использования технических возможностей самолета и АРК в целом;

- повышение безопасности экипажа самолета, самолета и его надежности при полете в точку пуска РН и при ее пуске.

Это достигается, в том числе за счет:

- выполнения крыла РН с изменяемой площадью при ее буксировке самолетом до точки пуска;

- уменьшения лобового сопротивления и избыточной подъемной силы, создаваемых крылом РН, при ее буксировке до точки запуска;

- возможности увеличения дальности и высоты полета самолетов с буксируемой РН за счет уменьшения веса и лобового сопротивления ее крыла и, как следствие этого, увеличения выводимой на орбиты массы космических аппаратов;

- применения наземной транспортно-разгонной платформы (ТРП).

Сущность изобретения поясняется фиг.1-3, на которых показан общий вид размещения РН на наземной транспортно-разгонной платформе и ее сопряжения с самолетом, выполняющим функции самолета-буксировщика РН.

РН 1 с дополнительно смонтированными на ее корпусе обтекателем 2, на котором смонтировано крыло 3 с элеронами 4, обтекателями передним (носовым) 5 и хвостовым 6 размещена на наземной ТРП 7. Крыло 3 через его центроплан 8 закреплено на корпусе РН 1, трос-фал 9 сопряжен с центропланом 8 крыла 3 РН 1 и самолетом 10. Самолет 10 выполняет функции самолета-буксировщика.

Передний обтекатель 5 и хвостовой обтекатель 6 смонтированы на передней и хвостовой частях РН 1 соответственно. На хвостовом обтекателе 6 смонтированы стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор 11 и вертикальное хвостовое оперение 12. Крыло 3 снабжено элеронами 4, стабилизатор 11 - рулями высоты 13, а оперение 12 - рулями направления 14. В крыле 3 и его центроплане 8, в обтекателях 2, 5, 6 при необходимости могут быть выполнены полости под размещение элементов систем управления РН1, крыла 3, стабилизатора 11, например, вертикального хвостового оперения 12, др. систем, обеспечивающих функционирование АРК, например, электроснабжения (не показаны).

К центральной части крыла 3, к зоне Б, в которой установлены элероны 4, прикреплены несущие части крыла 3, например, шесть штук попарно равновеликих и симметрично расположенных относительно продольной оси крыла 3. Это две части 15 являются консолями крыла 3, две части 16 являются центральными для правого и левого крыльев, две части 17, примыкают к зоне Б крыла 3.

Части 15, 16, 17 отделяются после взлета самолета 10 при буксировке РН1. Этим достигается регулирование величин подъемной силы крыла 3 и уменьшение лобового сопротивления крыла 3, установленного на корпусе РН 1, при полете в зону пуска.

Отделение частей 15, 16, 17 от крыла 3 производится по команде от системы управления РН 1 последовательно попарно: сначала две части 15, потом две части 16 и две части 17, например, с использованием удлиненных детонирующих зарядов, размещенных по периметрам профилей частей 15, 16, 17 крыла 3 (на чертеже не показаны).

Сопряженные между собой трос-фал 9, крыло 2, центроплан 8 крыла 3, обтекатель 2 крыла 3 образуют устройство сопряжения РН1 с самолетом 10, выполняющим функции буксировщика.

Эта система, включающая ракету-носитель 1, крыло 3 и другие вышеупомянутые элементы, функционирует следующим образом.

Перед запуском космического аппарата ТРП 7 подается на техническую позицию авиационного ракетного комплекса, где на нее производится погрузка снаряженной ракеты-носителя 1, например, не заправленной компонентами топлива со смонтированными на ней вышеупомянутыми элементами.

После погрузки снаряженной РН 1 на ТРП 7 производятся заправка РН 1 топливом и проверки ее систем, а также систем ТРП 7 на функционирование.

После завершения всех работ по подготовке авиационного ракетного комплекса к запуску космического аппарата снаряженная ТРП 7 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 18 в точку начала движения ТРП 7 при взлете самолета 10 на пуск РН 1, где производится сопряжение самолета 10 с центропланом 8 крыла 3 РН 1 с помощью троса-фала (ТФ) 9. В результате чего самолет 10 и ТРП 7 приведены в стартовое положение на ВПП 18.

Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.

По команде от системы управления АРК на вылет в район пуска РН 1 одновременно на самолете 10 и ТРП 7 запускаются двигатели (для разгона ТРП 7 на ней установлены двигатели 19). Тяги двигателей самолета 10 и ТРП 7 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 18.

По достижении заданных уровней тяг двигателей самолета-буксировщика 10 и ТРП 7 подается команда на взлет (начало движения их по ВПП 18).

При этом обеспечиваются уровни тяг двигателей самолета 10 и ТРП 7, исключающие провисание троса-фала 9 до недопустимого уровня.

При движении самолета 10 и ТРП 7 по ВПП 18 на самолеты 10 и снаряженную ракету-носитель 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолета 10 от ВПП 18 и снаряженной РН 1 от ТРП 7 при достижении заданной скорости движения (˜280-300 км/час).

При отрыве самолета 10 от ВПП 18 одновременно от ТРП 7 производится отделение снаряженной РН 1 по команде от системы управления РН 1 (ТРП 7) и начало полета самолета 10 в район пуска РН 1.

При этом в процессе полета самолета 10 с РН 1 до района пуска производится регулирование величин подъемной силы и лобового сопротивления крыла 3 путем отделения от него частей 15, 16, 17 по командам от системы управления РН1.

По прибытии самолета 10 в район пуска самолет 10 и снаряженная РН 1 занимают заданные расчетные положения в пространстве по высоте, направлению и скорости полета, угловым параметрам (крен, тангаж, курс), обеспечивающие запуск РН 1.

По команде от системы управления АРК на пуск РН 1 производятся подачи команд на запуск двигателя I ступени РН 1, отделение обтекателей 2, 5, 6 от корпуса РН 1, например, с помощью задействования пирозамков и детонирующих шнуров, размещенных на указанных отделяемых элементах (на чертеже не показано) для разрушения их силовых связей с РН 1.

После отделения от корпуса РН 1 всех смонтированных на ней вышеупомянутых частей и запуска двигателя I ступени производится ее полет по заданной программе и выведение космического аппарата на заданную орбиту.

Таким образом, представленный выше технический облик АРК с новыми отличительными признаками в сравнении с прототипом, в том числе позволяет:

- увеличить эффективность АРК, в том числе увеличить выводимые на орбиты массы КА или высоты их орбит, расширить районы пусков ракет относительно мест базирования АРК;

- повысить безопасность экипажа и самолета, надежность АРК;

- уменьшить технические и другие риски при создании АРК и его эксплуатации.

Предложенное в изобретении техническое решение открывает перспективное направление разработки АРК.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты. Авиационный ракетный комплекс содержит самолет, ракету-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом, выполняющим функции буксировщика, системы, обеспечивающие их функционирование, и наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями для ее разгона. На корпусе ракеты-носителя дополнительно смонтированы обтекатель с установленным на нем крылом, а также носовой и хвостовой обтекатели. На хвостовом обтекателе установлены стабилизатор и вертикальное оперение. Обтекатели выполнены с возможностью их отделения от ракеты-носителя. Крыло ракеты-носителя выполнено с возможностью изменения площади после взлета самолета. Изменение площади крыла достигается за счет отдельно прикрепленных частей крыла, попарно равновеликих и симметрично расположенных относительно продольной оси крыла, соединенных между собой с возможностью отделения их, например, с использованием детонирующих удлиненных зарядов, размещенных по периметру профилей отделяемых несущих частей крыла. Данное техническое решение авиационного ракетного комплекса позволяет достичь увеличения дальности и высоты полета самолетов с буксируемой ракетой-носителем за счет уменьшения веса и лобового сопротивления ее крыла и, как следствие этого, увеличения выводимой на орбиту массы космических аппаратов. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Авиационный ракетный комплекс, включающий самолет, ракету-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом, системы, обеспечивающие их функционирование, отличающийся тем, что содержит трос-фал, наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями, на которой смонтирована ракета-носитель, дополнительно смонтированные на корпусе ракеты-носителя обтекатель, на котором смонтировано крыло с центропланом, оснащенное элеронами, обтекатели носовой и хвостовой, на котором установлены стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор и, например, вертикальное хвостовое оперение, при этом все обтекатели выполнены с возможностью отделения от корпуса ракеты-носителя, при этом сопряженные между собой трос-фал, крыло, центроплан крыла и его обтекатель образуют устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом, а крыло ракеты-носителя выполнено с возможностью изменения его площади, к центральной части которого прикреплены отдельные несущие части крыла, попарно равновеликие и симметрично расположенные относительно продольной оси крыла, соединенные между собой с возможностью отделения их, например, с использованием детонирующих удлиненных зарядов, размещенных по периметру профилей отделяемых несущих частей крыла.2. Авиационный ракетный комплекс по п.1, отличающийся тем, что в полостях, смонтированных на ракете-носителе носового и хвостового обтекателей, обтекателя крыла и его центроплана размещены элементы систем управления ракеты-носителя, крыла, стабилизирующих поверхностей и их электроснабжения, например электроаккумуляторы.3. Авиационный ракетный комплекс по п.1, отличающийся тем, что наземная транспортно-разгонная платформа снабжена системой управления.