Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники. Оно может быть использовано в авиационных ракетных комплексах (АРК) космического назначения, например, с тяжелыми баллистическими ракетами-носителями (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 тяжелой ракетой-носителем, размещаемой на верхней наружной поверхности планера, буксируемого несколькими самолетами, представленный в описании патента РФ №2130879 (1999 год). Указанный аналог, как наиболее близкий по технической сути принят за прототип.
Недостатками прототипа являются, в том числе:
- необходимость применения для буксирования планера, оснащенного ракетой-носителем (РН), самолетов с повышенными мощностями двигательных установок:
- малая эффективность использования технических возможностей самолетов, например, по дальности доставки РН в точку ее пуска;
- сложность конструкции планера, размещения на нем РН и других систем АРК, а также способа пуска;
- большие риски при реализации программы создания АРК КН.
Задачами, на решение которых направлена заявка на изобретение, в том числе, являются:
- повышение эффективности использования технических возможностей самолетов-буксировщиков и АРК в целом;
- повышение безопасности и надежности пуска РН;
- снижение технических, финансовых рисков при создании АРК КН и при его эксплуатации, а также сроков разработки.
Это достигается за счет:
- использования самолетов, как буксировщиков планера, внутри фюзеляжа которого размещается РН;
- использования наземной транспортно-разгонной платформы (ТРП), на которой размещается планер, снаряженный РН;
- использования более простого по конструкции устройства сопряжения планера с самолетами-буксировщиками;
- применения более простого способа пуска РН.
Сущность изобретения поясняется графическими материалами, где
- на фиг.1 изображен общий вид аэропоезда сбоку, установленного на взлетно-посадочной полосе, содержащего последовательно соединенные между собой с помощью тросов-фалов два самолета-буксировщика и планер, с размещенной внутри его фюзеляжа РН, смонтированной на ТРП;
- на фиг.2 изображен выносной элемент I, представленный на фиг.1 и отражающий взаимное размещение планера и ТРП относительно друг друга и второго самолета-буксировщика;
- на фиг.3 изображен вид А, представленный на фиг.2, отражающий размещение планера и ТРП относительно друг друга при виде на них сверху.
Планер 1 с РН 2 размещен на ТРП 3. Планер 1 соединен с помощью троса-фала 4 с самолетом 5, который с помощью троса-фала 6 соединен с самолетом 7. При этом тросы-фалы 4, 6, самолет 5 образуют устройство сопряжения планера 1 с самолетом-буксировщиком 7.
Для обеспечения функционирования ТРП 3, планера 1 и их систем ТРП 3 и планер 1 снабжены системами управления (не показаны).
Эта система: планер 1, оснащенный РН 2, самолеты 5, 7, ТРП 3 и тросы-фалы 4, 6 функционируют 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 Б на две части: нижняя часть 8, верхняя часть 9.
После погрузки планера 2 на ТРП 3 производятся заправка ракеты-носителя 2 топливом и проверки систем ракеты-носителя 2, а также систем ТРП 3.
После завершения всех работ по подготовке авиационного ракетного комплекса к запуску космического аппарата (в том числе планера 1, самолетов 5, 7, РН 2, ТРП 3) снаряженная ТРП 3 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 10, с которой осуществляется взлет самолетов 5, 7 и движение ТРП 3. На ВПП 10 производится сцепление самолета 5 с планером 1 с помощью троса-фала 4 и самолетов 5 и 7 с помощью троса-фала 6. В результате чего самолеты 5, 7 и ТРП 3 приведены в стартовое положение на ВПП 10.
Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.
По команде от системы управления АРК на вылет в район пуска РН 2 одновременно на самолетах 5, 7 и ТРП 3 запускаются двигатели (для разгона ТРП на ней установлены двигатели 11). Тяги двигателей самолетов 5, 7 и ТРП 3 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 10.
По достижении заданных уровней тяг двигателей самолетов-буксировщиков 5, 7 и ТРП 3 подается команда на взлет (начало движения их по ВПП 10).
При этом обеспечиваются уровни тяг двигателей самолетов 5, 7 и двигателей 11 ТРП 3, исключающих провисание тросов-фалов 4 и 6 до недопустимых уровней.
При движении самолетов 5, 7 и ТРП 3 по ВПП 10 на самолеты 5, 7 и планер 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолетов 5, 7 от ВПП 10 и планера 1 от ТРП 3 при достижении заданной скорости движения (˜280-300 км/час).
После отрыва самолетов 5, 7 от ВПП 10 одновременно от ТРП 3 производится по команде от системы управления АРК отделение снаряженного РН 2 планера 1 и начало полета самолетов 5, 7 в район пуска РН 2 с целью выведения КА.
По прибытии самолетов 5, 7 в район пуска самолеты 5, 7 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 8 фюзеляжа планера 1, например, по горизонтальной плоскости Б (например, с помощью задействования пирозамков и детонирующих удлиненных зарядов, смонтированных на верхней 9 и нижней 8 частях фюзеляжа планера 1 для разрушения их силовых связей между собой, на чертеже не показано) и после ее отделения от верхней части 9 фюзеляжа планера 1 подаются команды на отделение РН 2 от верхней части 9 фюзеляжа планера 1 и запуск ее двигателей 1 ступени. РН 2 отделяется от верхней части 9 фюзеляжа планера 1 под действием силы тяжести (т.е. падает), а верхняя часть 9 фюзеляжа планера 1 вследствие наличия у нее подъемной силы, создаваемой крылом 12, поднимается вверх. После отделения РН 2 от верхней части фюзеляжа 9 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:
- при меньших финансовых затратах и сроках, необходимых для создания АРК, увеличить его эффективность;
- повысить безопасность, надежность и упростить эксплуатацию АРК;
- упростить технологию изготовления и отработки систем АРК при их создании;
- уменьшить технические, экономические и другие риски при создании АРК и его эксплуатации.
Предложенное в изобретении техническое решение открывает перспективное направление разработки АРК.
название | год | авторы | номер документа |
---|---|---|---|
АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС | 2006 |
|
RU2318700C1 |
АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС | 2006 |
|
RU2323854C2 |
АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС | 2006 |
|
RU2319643C2 |
АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС | 2006 |
|
RU2317922C1 |
АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС | 2006 |
|
RU2314975C1 |
АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС | 2005 |
|
RU2359873C2 |
АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС | 2005 |
|
RU2359872C2 |
АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС | 2005 |
|
RU2309090C2 |
АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС | 2009 |
|
RU2401779C1 |
АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС | 2005 |
|
RU2359871C2 |
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 т), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты. Авиационный ракетный комплекс содержит самолеты, планер, внутри фюзеляжа которого размещена ракета-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетами, выполняющими функции буксировщиков, системы, обеспечивающие их функционирование, и наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями для ее разгона. Фюзеляж планера выполнен с возможностью его разделения по горизонтальной плоскости. 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, 3 ил.
US 6029928 А, 29.02.2000 | |||
Машина для промазывания нефтяным маслом черных деталей резиновых калош | 1932 |
|
SU29032A1 |
СПОСОБ ВЗЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ДРУГОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В ПОЛЕТЕ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ | 1996 |
|
RU2099250C1 |
СПОСОБ ВЫВОДА ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОГО САМОЛЕТА В КОСМОС И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ | 1994 |
|
RU2085449C1 |
JP 4103498 А, 06.04.1992 | |||
US 5088663 А, 18.02.1992. |
Авторы
Даты
2008-03-20—Публикация
2006-04-27—Подача