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, например, с тяжелыми баллистическими ракетами (массой 100 т и более), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и запускаемыми в воздухе вне самолета с целью выведения космических аппаратов (КА), например, ИСЗ на орбиты.

Известен аналог АРК с ракетой-носителем, размещаемой вне фюзеляжа самолета, 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, в том числе, являются:

- ограничения по массе РН и выводимых ею на орбиты масс КА (ИСЗ);

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

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

Задачами, на решение которых направлено изобретение, являются, в том числе:

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

- повышение безопасности самолета и надежности пуска ракеты.

Это достигается, в том числе, за счет:

- применения на планере крыла с изменяемой площадью в полете после взлета самолета;

- использования самолета, как буксировщика планера, внутри фюзеляжа которого размещается ракета-носитель;

- использования наземной транспортно-разгонной платформы (ТРП), на которой размещается планер, снаряженный РН.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором показан общий вид размещения планера с ракетой-носителем на наземной ТРП, сопряжения планера с ТРП и с самолетом, выполняющим функции буксировщика планера.

Планер 1 с РН 2 размещен на наземной ТРП 3. Планер 1 соединен с помощью троса-фала 4 с самолетом 5. Верхняя часть 6 фюзеляжа планера 2 выполнена с возможностью отделения ее от нижней части 7 фюзеляжа планера 1. При этом сопряженные между собой верхняя часть 6 фюзеляжа планера 1 и трос-фал 5 образуют устройство сопряжения РН 2 с самолетом 5, выполняющим функции самолета-буксировщика.

Для обеспечения функционирования ТРП 3, планера 1 и их систем ТРП 3 и планер 1 снабжены системами управления (на чертеже не показаны).

К центральной части крыла 8 планера 1, к зоне А, в которой установлены элероны 9, смонтированы несущие части крыла 8, например, шесть штук. Это равновеликие по площадям и симметрично расположенные относительной продольной оси крыла 8 планера 1 две части 10 являются консолями крыла 8, две части 11 являются центральными для правого и левого крыльев, две части 12 примыкают к зоне А крыла 8.

Эта система: планер 1, оснащенный РН 2, самолет 5 ТРП 3 и трос-фал 4, функционирует следующим образом.

Перед запуском космического аппарата ТРП 3 подается на техническую позицию авиационного ракетного комплекса, где на нее производится погрузка планера 1, снаряженного РН 2, например, незаправленной компонентами топлива. Погрузка РН 2 обеспечивается возможностью разъема фюзеляжа планера 1 по горизонтальной плоскости В на две части: нижняя часть 7, верхняя часть 6.

После погрузки планера 2 на ТРП 3 производятся заправка РН 2 топливом и проверки систем РН 2, а также систем ТРП 3.

После завершения всех работ по подготовке авиационного ракетного комплекса к запуску космического аппарата (в том числе планера 1, самолета 5, РН 2, ТРП 3) снаряженная ТРП 3 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 13, с которой осуществляются разбег, взлет самолета 5 и движение ТРП 3.

На ВПП 13 производится сцепление самолета 5 с планером 1 с помощью буксировочного троса-фала 4. В результате чего самолет 5 и ТРП 3 приводятся в стартовое положение на ВПП 13.

Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.

По команде от системы управления АРК на вылет в район пуска РН одновременно на самолете 5 и ТРП 3 запускаются двигатели (для разгона ТРП на ней установлены двигатели 14). Тяги двигателей самолета 5 и ТРП 3 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 13.

По достижении заданных уровней тяг двигателей самолета-буксировщика 5 и ТРП 3 подается от системы управления АРК команда на взлет (начало движения их по ВПП 13).

При этом обеспечиваются уровни тяг двигателей самолета 5 и ТРП 3, исключающие провисание троса-фала 4 до недопустимого уровня.

При движении самолета 5 и ТРП 3 по ВПП 13 на самолет 5 и планер 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолета 5 от ВПП 13 и планера 1 от ТРП 3 при достижении заданной скорости движения (˜280-300 км/ч).

После отрыва самолета 5 от ВПП 13 одновременно от ТРП 3 производится по команде от системы управления АРК отделение снаряженного РН 2 планера 1 и начало полета самолета 5 в район пуска РН 2, с целью выведения КА. При этом в процессе полета самолета 5 с буксируемым планером 1 до района пуска РН 2 производится регулирование величин подъемной силы и лобового сопротивления крыла 8 путем отделения от него частей 10, 11, 12 по команде от системы управления РН 2 или планера 1 (т.е. путем изменения площади крыла 8) с помощью использования, например, удлиненных детонизирующих зарядов, размещенных по периметрам профилей крыла 8 частей 10, 11, 12 (на чертеже не показано).

По прибытии самолета 5 в район пуска РН 2 самолет 5 и планер 1 занимают заданные расчетные положения в пространстве по высоте, направлению и скорости полета, угловым параметрам (крен, тангаж, курс), обеспечивающие запуск РН 2.

По команде от системы управления АРК на пуск РН 2 производится отделение нижней части 7 фюзеляжа планера 1, например, по горизонтальной плоскости В (например, с помощью задействования пирозамков и детонирующих шнуров, смонтированных на фюзеляже планера 1, на чертеже не показаны) и после ее отделения, подается команда от системы управления АРК на отделение РН 2 от верхней части 6 фюзеляжа планера 1 и запуск ее двигателей I ступени. РН 2 отделяется от верхней части 6 фюзеляжа планера 1 под действием силы тяжести (т.е. падает), а планер 1 (верхняя часть 6) вследствие наличия у него подъемной силы, создаваемой крылом 8, поднимается вверх. После отделения РН 2 от верхней части 6 планера 1 и запуска ее двигателя I ступени производится полет РН 2 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, позволяет, в том числе:

- увеличить эффективность АРК;

- повысить безопасность и 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, планер, внутри фюзеляжа которого размещена ракета-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом, системы, обеспечивающие их функционирование, и наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями для ее разгона. Фюзеляж планера выполнен с возможностью его разделения по горизонтальной плоскости. Крыло планера выполнено с возможностью изменения его площади после взлета. 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 от крыла планера. Данное техническое решение авиационного ракетного комплекса позволяет достичь увеличения габаритов и стартового веса ракеты-носителя и, как следствие этого, увеличить выводимые на орбиты массы космических аппаратов. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Авиационный ракетный комплекс, включающий самолет, ракету-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом, выполняющим функцию буксировщика системы, обеспечивающие их функционирование, отличающийся тем, что содержит планер, внутри фюзеляжа которого размещена ракета-носитель, трос-фал, наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями, на которой смонтирован планер, у которого нижняя часть фюзеляжа выполнена с возможностью отделения ее от верхней части фюзеляжа вниз, при этом сопряженные между собой трос-фал и верхняя часть фюзеляжа планера образуют устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом, а крыло планера 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 от крыла планера.2. Авиационный ракетный комплекс по п.1, отличающийся тем, что наземная транспортно-разгонная платформа снабжена системой управления.3. Авиационный ракетный комплекс по п.1, отличающийся тем, что планер снабжен элементами систем управления планера, ракеты-носителя и их электроснабжения, например аккумуляторами.