Авиационный ракетно-космический комплекс, формируемый на базе ракеты космического назначения, адаптируемой из МБР ТОПОЛЬ-М, и самолёта-носителя ИЛ-76МФ по выведению малых КА на целевые орбиты путём десантирования РКН из самолёта с применением комбинированной транспортно-пусковой платформы и подъёмно-стабилизирующего парашюта Российский патент 2017 года по МПК B64G1/00 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для создания современных, экономически эффективных средств выведения малых космических аппаратов (МКА) массой до 1000 кг на орбиты с высотой Н_кр до 1500 км без ограничений по азимутам трасс запуска.

Экономическая эффективность по стоимости запуска МКА обеспечивается:

- наличием задела МБР «ТОПОЛЬ-М» из программы утилизации МБР МО РФ;

- применением в качестве самолета-носителя (СН) штатного транспортно-десантного самолет ИЛ-76МФ и простой в эксплуатации твердотопливной ракеты, по сравнению с РКН на ЖРД;

- уменьшением статьи затрат на услуги наземного центра управления запуска МКА, так как МБР «ТОПОЛЬ-М» имеет в своем составе автономную систему управления пуском, размещаемой на борту СН.

- располагаемым энергетическим потенциалом МБР при использовании ее как ракеты космического назначения (РКН) с высотой старта на уровне 9-12 км.

Из действующих аналогов следует отметить авиационно-космическую систему "Пегас" с выведением МКА массой до 450 кг, разработанную в США. Из проектируемых аналогичных систем по выведению МКА следует отметить Проект "Бурлак-Диана" (журнал "Aviation Week and Space Technol", 11.01.99, стр. 444, USA) и проект германской фирмы Даймлер - Бенц Аэроспейс П.Г. (патент РФ N 2120398, МКИ В64G 1/14), использующих крылатую ракету-носитель, подвешиваемую снизу под фюзеляжем или крылом самолета-носителя.

Недостатками этих проектов являются ограничения по диаметру ракеты-носителя, определяемые располагаемыми размерами между нижней поверхностью самолета и взлетной полосой, а также необходимость создания на ракете-носителе аэродинамических поверхностей для осуществления маневра набора высоты после горизонтального отделения от самолета-носителя, усложняют систему управления из-за необходимости управлять как на участке аэродинамического полета с использованием крыла, так и на участке реактивного полета.

Наиболее близким к заявляемому авиационному ракетно-космическому комплексу (АРКК) является проект авиационно-космической системы (АКС) (патент RU 2160215 от 29.07.1999). АКС включает в себя СН - АН-124-100 РУСЛАН и ракету-носитель (РН) на ЖРД. Ракета размещена в транспортно-пусковом контейнере с теплоизоляцией. Контейнер установлен внутри фюзеляжа самолета-носителя, а между его глухим торцом и торцом ракеты образована пневмокамера. В камере расположены устройства заправки ракеты топливом и рабочими телами, элементы дренажа, подпитки двигателей топливом, электрические связи. Все упомянутые средства разъемно подсоединены к торцу ракеты. Контейнер также снабжен устройством пневматического десантирования в виде источника высокого давления, соединенного с пневмокамерой. Свободный торец контейнера герметично соединен по периметру с отверстием фюзеляжа самолета для выхода ракеты-носителя. Изобретение позволяет обеспечить необходимую грузоподъемность, снизить стоимость выведения полезной нагрузки с требуемой безопасностью (в том числе экологической) системы и экипажа.

Как недостаток данной АКС следует отметить повышенные массово-габаритные характеристики ракетного сегмента с увеличенными нагрузками на фюзеляж СН в момент «минометного старта» РН с массой до 1/3 от массы СН и сложность равномерной передачи этой нагрузки на планер СН от пускового контейнера. Необходимость в наличии сложного заправочного комплекса для заправки десятков тонн компонентов топлива в горизонтально лежащую РН с последующей закаткой заправленной тонкостенной РН в горизонтально лежащий контейнер. Необходимость увеличения толщины стенок баков и их подкрепления усиленными шпангоутами для сохранения необходимой жесткости корпуса РН при восприятии поперечных многотонных нагрузок на взлете и посадке СН с РН на борту после возможных неполадок, препятствующих нормальному старту РН. Также следует отметить, как недостаток, дополнительные расходы, связанные с услугами наземного центра управления РН при подготовке и проведении пуска с борта СН.

Заявляемый АРКК не имеет указанных недостатков из-за благоприятного сочетания весогабаритных и энергетических параметров твердотопливной МБР «ТОПОЛЬ-М» и самолета-носителя (СН) ИЛ-76МФ, с реализацией нового метода десантирования с применением подъемно-стабилизирующего парашюта (ПСП) (патент РФ №2549923 от 07.02.2013 г.). СН ИЛ-7МФ обеспечивает свободное размещение в штатной герметичной грузовой кабине облегченного ракетного сегмента и возможность использования МБР в качестве ракеты-носителя для запуска МКА путем реализации воздушного старта РКН с самолета-носителя. Тактико-технические параметры этого СН позволяют реализовать в режиме «частичной весомости» воздушный старт РКН такого класса, размещенной на комбинированной транспортно-пусковой платформе (ТПП) с комплексом парашютных и обеспечивающих систем.

Применение в качестве РКН для АРКК базовой ракеты на твердом топливе (МБР «ТОПОЛЬ-М») обеспечивает сохранение достигнутых показателей надежности и высокоэффективные эксплуатационные характеристики авиационного ракетно-космического комплекса в целом.

Данная технология формирования АРКК позволяет реализовать создание аэромобильного и эффективного, в диапазоне целевых орбит МКА, ракетно-космического комплекса, без ограничений по реализуемым трассам запуска от полярных до экваториальных диапазонов орбит.

Создание АРКК характеризуется следующими параметрами.

МБР « ТОПОЛЬ-М» воздушного базирования на СН ИЛ-76МФ.

Масса ракетного сегмента на борту СН ≈50 т

Масса РКН =43 т

Масса комбинированной транспортно-пусковой платформы со стационарным и десантируемым сегментами и комплексом парашютных систем =5 т

Масса автоматизированной системы управления десантированием и пуском =2 т.

Масса десантируемого груза =45 т

Длина РКН ≈20,5 м. Длина транспортно-пусковой платформы =22 м.

Максимальный диаметр РН ≈1,86 м (по 1 ступени, при длине 8,04 м). Диаметр 2 ст. =1,61 м.

Масса выводимого РКН «ТОПОЛЬ-М» АРКК полезного груза на орбиту Н_кр≈200 км с наклонением i≈90° составляет Gпг≈0,51 т; для Нкр=200 км с экваториальным наклонением 0° составляет Gпг=1.03 т.

Дальность полета СН при нагрузке 50 т =5200 км, что обеспечивает все азимутальные запуски с территориальных аэродромов РФ.

Самолет-носитель имеет следующие тактико-технические характеристики.

ИЛ-76-МФ

Максимальная масса транспортируемого полезного груза ≈60 т

Габаритные грузовой кабины фюзеляжа: длина - 31,14 м, диаметр - 3,4 м

Дальность полета при нагрузке 52 тонны - 5000 км

Высота полета - 12100 м

Штатная высота десантирования техники (в горизонтальном полете) - до 6000 м. Обеспечение десантирования грузов массой до 50 т в режиме «частичной весомости» с применением транспортно-пусковой платформы и комплекса ПСП реализуемо в диапазоне высот от 8000 м до 11000 м.

Сертификация СН: транспортно-десантная.

Общий вид АРКК, размещение МБР на ТПП внутри СН, схема десантирования МБР и таблица значений поперечных перегрузок при различных режимах десантирования поясняются чертежами.

На фиг. 1 приведены расчетные данные целевых орбит и масс МКА -2, обеспечиваемых комплексом АРКК, состоящим из МБР -1 с МКА - 2 и СН-3 (изображены в масштабе).

На фиг. 2 приведены массы отдельных частей АРКК и общий вид в разрезе СН-1 с МБР - 2, МКА - 3, пункт управления пуском - 4 с борта СН, комбинированной ТПП, состоящей из неподвижной части - 5 с подвижным ложементом - 6, на котором закреплен комплекс вытяжной - 7.1 и подъемно-стабилизирующей ПС - 7.2 с соединительными звеньями 8.

На фиг. 3 показана расчетная схема десантирования МБР - 1 с МКА - 2 на подвижном ложементе - 6 вытяжной ПС - 7.1 из СН - 3 и подъем МБР -1 с МКА-2 на ложементе - 6 на ПТП - 7.2 по траектории - 9 до вершины - 10 с временными отметками, отцепки ложемента - 6 и увода его ПТП - 7.2 от МБР - 1 с МКА-2 и момента включения двигателя МБР-1. Также показаны оси по высоте и горизонту с положениями СН - 3 в момент выброса и через 5 с в режиме «частичной весомости» (движение СН по параболе) для варианта 4 таблицы.

На фиг. 4 приведена таблица с расчетными величинами элементов траектории центра масс МБР-1 с МКА - 2 на ложементе - 6 с ПТП-7.2 относительно центра масс горизонтально летящего СН - 3 при четырех различных значениях двух параметров десантирования.

Работа комплекса АРКК заключается в следующей последовательности основных операций. Закатка закрепленной на комбинированной ТПП - (5, 6, 7.1, 7.2, 8) МБР - 1 с МКА - 2 в СН - 3. Закрепление неподвижной части ТПП - 5 к полу грузового салона СН - 3 и подсоединение разъемов эл. кабелей МБР-1 к автономному пульту управления пуском - 4. При наборе СН - 3 - необходимых значений параметров десантирования и перехода в режим «частичной весомости» открываются створки грузового люка СН-3 и по штатной схеме вводится в поток вытяжная ПС-7.1. В момент страгивания ложемента - 6 происходит рассоединение разъемов эл. кабелей управления пульта - 4 и передача управления полетом бортовой ЭВМ МБР-1 с заранее установленным временем задержки запуска ее РДТТ. Далее, в момент полного выхода подвижного ложемента - 6 с МБР - 1 и МКА - 2 из СН - 3 происходит перецепка штатным устройством ложемента - 6 вытяжной ПС - 7.1 на ввод ПТП -7.2 и его наполнение. ПТП -7.2 производит гашение горизонтальной составляющей полета ложемента - 6 с МБР-1 и МКА-2 с одновременным набором высоты по траектории - 9. Вблизи вершины - 10 траектории - 9 по команде бортовой ЭВМ МБР - 1 производится отстрел половины разъемных соединений и сход ложемента - 6 за счет тяги ПТП-7.2 с корпуса МБР-1 и МКА - 2. Затем бортовая ЭВМ производит запуск РДТТ МБР - 1 и дальнейшее управление полетом МБР - 1 по выводу МКА - 2 на целевую орбиту. К моменту запуска РДТТ МБР - 2 СН - 3 (даже при горизонтальном полете) уходит на вполне безопасное расстояние. Спуск и приземление ложемента - 6 производится на ПТП-7.2.

В случае возникновения какой-либо нештатной ситуации в управлении автономным пультом 4 подготовки МБР-2 к десантированию и старту во время набора высоты СН-3 производится прекращение полета СН и его обычная посадка в штатном режиме, абсолютно безопасном для экипажа.

Таким образом, из описанной последовательности основных операций работы АРКК видно, что она выполняется существенно проще и легче по сравнению с прототипом РКН на ЖРД за счет отсутствия десятков тонн жидких огнеопасных компонентов.

Десантирование МБР-1 из СН производится по отработанной штатной схеме с комбинированной ТПП и применением вытяжной серийной парашютной системы.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для создания современных, экономически эффективных средств выведения малых космических аппаратов (МКА) массой от 100 кг до 1000 кг на орбиты с высотой Н_кр, от 200 км до 1500 км без ограничений по азимутам трасс запуска. Авиационный ракетно-космический комплекс (АРКК) состоит из твердотопливной ракеты космического назначения (РКН) на базе утилизируемой МБР «Тополь-М» и штатного военно-транспортного самолета-носителя (СН) ИЛ-76МФ. Для десантирования РКН с облегченной транспортно-пусковой платформы применятся комплекс парашютных систем на базе подъемно-стабилизирующего парашюта. Изобретение обеспечивает оптимальные массово-габаритные параметры ракетного сегмента, с сохранением штатных условий эксплуатации РКН и СН. 4 ил.

Авиационный ракетно-космический комплекс (АРКК) по выведению малых КА весом до 1000 кг на орбиты с высотой до 1500 км на базе РКН с ЖРД, десантируемой из фюзеляжа СН АН-124-100 с применением «минометного» старта из транспортно-пускового контейнера, отличающийся тем, что с целью исключения из состава ракетного сегмента на борту СН сложных технических систем обслуживания РКН, размещенных в транспортно-пусковом контейнере с комплексом «минометного» десантирования РКН, для формирования АРКК применяется твердотопливная РКН на базе утилизируемой МБР «Тополь-М» и штатный военно-транспортный СН ИЛ-76МФ, благоприятное сочетание весогабаритных и энергетических параметров которых обеспечивает реализацию подготовки к запуску и десантирование РКН с облегченной транспортно-пусковой платформы с применением комплекса парашютных систем на базе подъемно-стабилизирующего парашюта, обеспечивающих оптимальные массово-габаритные параметры ракетного сегмента, с сохранением штатных условий эксплуатации РКН и СН и необходимых начальных условий безопасного проведения режима десантирования для экипажа самолета при последующем запуске двигателя первой ступени РКН.