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 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 в том числе являются:

- 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;

- сложность эксплуатации АРК;

- сложный способ пуска РН и его малая надежность;

- большие риски при реализации программы создания АРК.

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

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

- повышение безопасности и надежности пуска ракеты;

- снижение технических, финансовых рисков при создании АРК и при его эксплуатации, а также сроков разработки.

Это достигается за счет:

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

- использования самолетов, как буксировщиков планера, внутри фюзеляжа которого размещается ракета-носитель;

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

- использование более простого устройства сопряжения планера с самолетами-буксировщиками;

- применения более простого способа пуска РН.

Сущность изобретения поясняется чертежами, 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, смонтированный 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 при виде на них сбоку;

- на фиг.3 изображен вид Б, представленный на фиг.2, отражающий размещение планера относительно ТРП при виде на них сверху.

Планер 1 с РН 2 размещен на наземной 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).

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 относительно продольной оси крыла 4 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, 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 В на две части: нижняя часть 13, верхняя часть 14.

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, самолетов 5, 7, РН 2, ТРП 3) снаряженная ТРП 3 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 15, с которой осуществляются разбег, взлет самолетов 5, 7 и движение ТРП 3. На ВПП 15 производится сцепление самолета 5 с планером 1 с помощью буксировочного троса-фала 4 и самолетов 5, 7 с помощью троса-фала 6. В результате чего самолеты 5, 7 и ТРП 3 приводятся в стартовое положение на ВПП 15.

Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.

По команде от системы управления АРК на вылет в район пуска РН одновременно на самолетах 5, 7 и ТРП 3 запускаются двигатели (для разгона ТРП на ней установлены двигатели 16). Тяги двигателей самолетов 5, 7 и ТРП 3 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 15.

По достижении заданных уровней тяг двигателей самолетов-буксировщиков 5, 7 и ТРП 3 подается от системы управления АРК команда на взлет (начало движения их по ВПП 15).

При этом обеспечиваются уровни тяг двигателей самолетов 5, 7 и ТРП 3, исключающие провисания тросов-фалов 4, 6 до недопустимых уровней.

При движении самолетов 5, 7 и ТРП 3 по ВПП 15 на самолеты 5, 7 и планер 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолетов 5, 7 от ВПП 15 и планера 1 от ТРП 3 при достижении заданной скорости движения (˜280-300 км/ч). После отрыва самолетов 5, 7 от ВПП 15 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. При этом в процессе полета самолетов 5, 7 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 (планера 1), т.е. путем изменения площади крыла 8.

По прибытии самолетов 5, 7 в район пуска РН 2 самолеты 5, 7 и планер 1 занимают заданные расчетные положения в пространстве по высоте, направлению и скорости полета, угловым параметрам (крен, тангаж, курс), обеспечивающее запуск РН 2. По команде от системы управления АРК на пуск РН 2 производится отделение нижней части 13 фюзеляжа планера 1, например, по горизонтальной плоскости В (например, с помощью задействования пирозамков и детонирующих удлиненных зарядов, смонтированных на верхней 14 и нижней 13 частях фюзеляжа планера 1 для разрушения их силовых связей между собой, на чертеже не показаны) и после ее отделения, подается команда от системы управления АРК на отделение РН 2 от верхней части 14 фюзеляжа планера 1 и запуск ее двигателей I ступени. РН 2 отделяется от верхней части 14 фюзеляжа планера 1 под действием силы тяжести (т.е. падает), а планер 1 (верхняя часть 14) вследствие наличия у него подъемной силы, создаваемой крылом 8, поднимается вверх. После отделения РН 2 от верхней части 14 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 эксплуатации АРК;

- упростить состав систем АРК и технологию его создания;

- уменьшить технические, экономические 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 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. 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, 3 ил.

1. Авиационный ракетный комплекс, включающий самолеты, планер, ракету-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения планера с самолетами, выполняющими функции буксировщиков планера, системы, обеспечивающие их функционирование, отличающийся тем, что содержит наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями, на которой смонтирован планер, внутри фюзеляжа которого размещена ракета-носитель, при этом нижняя часть фюзеляжа планера выполнена с возможностью отделения ее от верхней части фюзеляжа вниз, 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, последовательно сопряженные первый и второй самолеты с помощью первого троса-фала, а второй самолет с помощью второго троса-фала сопряжен с верхней частью фюзеляжа планера, при этом оба троса-фала и второй самолет образуют устройство сопряжения планера с самолетом-буксировщиком.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.