ВОЗДУШНЫЙ СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС Российский патент 2024 года по МПК B64D1/02 F41F3/06 B64D17/18 

Предлагаемое изобретение относится к области ракетно-космической техники, а более конкретно – к комплексам, обеспечивающим воздушный старт ракеты посредством её запуска с самолета, и может быть использовано для повышения эффективности воздушного старта ракет различного назначения (космических, межконтинентальных, баллистических, геофизических).

Известна система воздушного старта космических ракет, имеющая устройство предварительного подъема ракеты в тропосферу (см. патент RU 2268209). Основой устройства является жесткая пространственная решетка, на которой расположены вертолетные и воздушные винты. Посредством проводов, первоначально уложенных в полиспасты, к пространственной решетке с винтами подведено электричество. Основными недостатками известного устройства являются большие массо-габаритные характеристики решетки, необходимость подведения большой электрической мощности и ограничения по высоте осуществления старта ракеты, обусловленные ограниченной длиной электрокабеля, питающего винты. Также можно отметить, что при падении плотности атмосферы происходит снижение подъемной силы винтов.

Воздушный старт ракеты космического назначения с самолета имеет ряд преимуществ перед другими типами старта ракет-носителей:

- нет необходимости в создании огромных и дорогостоящих стартовых сооружений для старта ракеты-носителя и отчуждении территории, можно использовать существующие аэродромы: достаточно построить на них инфраструктуру для предстартовой подготовки ракеты-носителя;

- самолет играет роль многоразовой первой ступени ракеты;

- возможно снижение затрат на вывод ракеты космического назначения путем выбора оптимальной точки еѐ запуска (включая экваториальные области).

Воздушный старт ракет может использоваться для оперативного развертывания и восполнения группировок низкоорбитальных спутниковых систем навигации, связи, в том числе аппаратов космической разведки, выведения спутников для экологического мониторинга поверхности Земли и околоземного пространства, выведения на высокоэллиптические и отлетные траектории космических аппаратов для научных исследований Земли, Луны и планет Солнечной системы.

Для осуществления воздушного старта ракета должна быть размещена на самолете-носителе. Последовательно рассмотрим три принципиально различных схемы компоновки ракеты на самолете-носителе.

Первая схема - расположение ракеты-носителя снизу (под фюзеляжем) самолета. В США успешно эксплуатируется авиационно-космическая система «Пегас» (патент US № 4 901 949), содержащая самолет-носитель, ракету-носитель c крылом и полезную нагрузку. Сама ракета закреплена снизу самолѐта и, отделяясь на высоте 12 км, падает в течении 5 секунд, после чего запускается двигатель. Аналогичные идеи были предложены в проекте «Бурлак-Диана». Для запуска двухступенчатой ракеты-носителя «Бурлак» предлагалось использовать переоборудованный тяжелый бомбардировщик Ту-160СК, масса полезной нагрузки могла быть до 825 кг. [журнал "Aviation Week and Space Technol", 11.01.99, стр. 444, USA /

Основным недостатком такой схемы размещения является ограничение по диаметру ракеты, которое определяется расстоянием между нижней поверхностью самолѐта и взлетной полосой. Также из-за внешнего расположения ракеты при такой схеме сложнее обеспечить температурный режим для компонентов топлива двигателей ракеты-носителя: криогенные компоненты жидкого топлива будут испаряться, пока самолет набирает высоту и совершает полет до места запуска. Следовательно, необходимо иметь запас компонентов топлива на ракете-носителе, вследствие чего вес полезной нагрузки уменьшается.

Вторая схема - размещение ракеты снаружи, сверху фюзеляжа самолета. При таком расположении габаритное ограничение снимается, однако обеспечить безопасное отделение ракеты от самолета крайне сложно. К тому же, как и при расположении «под брюхом», остаются проблемы с поддержанием требуемого температурного режима для ракеты. Именно такая схема размещения применялась при перевозке космического корабля Буран на самолетах ВМ-Т «Атлант», а затем на Ан-225 «Мрия»

Известна идея транспортного самолета для перевозки и разгона в стратосфере ракет космического назначения (патент RU 2548829). Это транспортный двухкорпусной самолет-биплан, на котором ракета располагается по оси самолета между двумя корпусами и между двумя крыльями. Старт ракеты происходит за счет собственных двигателей. Данная идея пока не нашла практической реализации. Основным недостатком такого запуска ракеты, помимо повышенной сложности производства и эксплуатации такого самолета-биплана, является интенсивное газодинамическое и, прежде всего, тепловое воздействие струи на конструкцию самолета. Как показали оценки, интенсивность воздействия на узлы, работающие в подобных условиях, такова, что в течении 0,1- 0,3 секунды в конструкции самолета появляются пластические деформации, а через 0,5-1,0 секунды она начнет плавится.

Попыткой решить проблему теплового воздействия струи от двигателей ракеты на конструкцию самолета являются изобретения, использующие парашют, чтобы «вытянуть» ракету с самолета (например, патент RU 2334190). Для этого самолет должен совершать маневр горка с отрицательными перегрузками. Однако выполнение маневра горка с отрицательными перегрузками ужесточает требования к конструкции и системе управления самолета, из-за больших перегрузок. Согласно информации в этом же патенте, безопасное отделение ракеты от самолета происходит при перегрузках -0,4…-0,6. В патенте рассматривается вариант снижения модуля отрицательных перегрузок за счет использования парашют-крыла. Купол парашюта представляет собой многосекционное мягкое крыло с воздухозаборниками в передней части профиля, служащими для заполнения воздухом внутренних полостей купола и поддержания в них повышенного давления за счет скоростной напора.

Однако, использование парашюта вызывает ряд сложностей: необходимость создания парашюта с большой площадью, надежность его раскрытия и опасность попадания парашюта под струи от самолетного двигателя. Более подробно недостатки парашютной схемы будут рассмотрены ниже.

Третья схема - расположение «внутри» самолета-носителя. Альтернативой предыдущим двум схемам является расположение ракеты внутри самолета, например в грузовом отсеке. Такой способ облегчает поддержание температурного режима и более удобен с точки зрения компоновки (в сравнении с установкой ракеты под фюзеляжем), но усложняет отделение от самолета (выведение из самолета) ракеты.

Известен патент RU 2160214 «Способ управления авиационно-космической системой для выведения полезного груза», в котором самолет-носитель выполняет маневр с большими перегрузками, а ракета десантируется («выпадает») из грузового отсека самолета-носителя под действием сил тяжести. Недостатком схемы является низкая надежность, и существенные ограничения, которые накладываются на ракету и самолет-носитель из-за больших перегрузок при полете и выведении.

В литературе рассматриваются три принципиально отличные схемы десантирования ракеты, расположенной внутри самолета: минометный старт, катапультная и парашютная схемы. Последовательно рассмотрим каждую схему.

Минометная схема старта. В этой схеме воздушного старта ракета находится в транспортном-пусковом контейнере (ТПК) на борту самолета-носителя и выбрасывается из него при помощи порохового аккумулятора давления. Например, известен способ вертикального воздушного старта ракеты (патент RU 2722633), использующий минометную схему.

Известно техническое решение по выведению полезной нагрузки в космос с использованием транспортного самолета типа АН-124 и ракеты-носителя «Полет". [http://eurasian-defence.ru/?q=node/2644&vsclid=liqvtzimyl211262681]. В указанном техническом решении ракета расположена внутри самолета-носителя, для выведения ракеты самолетом выполняется маневр «горка» в момент достижения максимального угла наклона траектории к местному горизонту осуществляется выброс ракеты-носителя из самолета-носителя с помощью специального пускового контейнера с использованием пневматической системы выталкивания с пороховым аккумулятором давления.

Достоинство таких схем состоит в том, что ракета космического назначения помещается в ТПК еще на заводе-изготовителе. Таким образом, она защищена от внешних воздействий и в ней поддерживается требуемый температурно-влажностный режим.

Однако схема имеет ряд недостатков:

- при старте ракеты из ТПК на конструкцию самолета и ракету передаются большие динамические нагрузки, причем не только в вертикальном, но и в продольном направлении в случае, если ось ТПК параллельна или наклонена под небольшим углом к самолету-носителю (продольная реакция, действующая на самолет, равна силе выведения ракеты) - их необходимо передать на конструкцию самолет так, чтобы исключить большие локальные нагрузки;

- данная реакция будет оказывать влияние на траекторию самолета (в частности -момент от силы выведения относительно центра масс СН вызовет возмущения по тангажу);

- после выхода последнего обтюрирующего элемента ракеты из контейнера газы из контейнера выходят наружу (процесс раскупорки), при этом сложно исключить ударно-волновое и тепловое воздействие на конструкцию самолета - обеспечение ее прочности и теплостойкости при таком воздействии требует применения специальных мер, усложняющих и утяжеляющих конструкцию;

- во время старта ракеты пороховые газы, генерируемые ПАДом, оказывают тепловое воздействие на днище ракеты;

- из всех схем воздушного старта стартовая система, реализующая минометный старт, имеет наибольшие габариты за счет большой длины и диаметра ТПК - в связи с этим возможны проблемы с размещением стартовой системы в грузовом отсеке самолета.

Катапультная схема. В этой схеме используется катапульта, установленная на борту самолета. Бугеля ракеты опираются на направляющие, закрепленные на опорной ферме. После поступления команды на старт в два рабочих цилиндра катапульты подается газ из газогенераторов. Усилие от поршней через штоки и соединяющую их траверсу передается на ракету и выталкивает ее из самолета [Системы катапультирования ракет / Ю.А. Круглов [и др.]; Балт. гос. техн. ун-т. СПб., 2010. 184 с].

Достоинством схемы (в сравнении с минометной) являются меньшие размеры пускового устройства и отсутствие теплового воздействия на днище ракеты. Недостатком является то, что при старте на самолет и ракету передаются более высокие, чем при минометном старте, осевые нагрузки, поскольку путь разгона при катапультой схеме меньше и для достижения той же скорости выведения осевое ускорение ракеты, а значит и сила, действующая на самолет, должны быть существенно больше.

Парашютная схема. В данной схеме для десантирования используется парашют, который выбрасывается из СН, раскрывается и вытягивает ракету. Перед десантированием ракеты производится сброс давления в грузовом отсеке самолета и открытие грузового люка.

Известен способ выполнения старта ракеты с самолета - патент RU 2068169. В этом способе ракета уложена на платформу и усилием вытяжного парашюта выводится из самолета-носителя.

Достоинствами схемы являются простота конструкции вытягивающего ракету элемента и отсутствие продольных нагрузок на самолет, кроме силы трения. Однако есть существенные недостатки, которые будут подробно рассмотрены в сравнении предлагаемого устройства с наиболее близким аналогом.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является устройство для выполнения старта ракеты с самолета и способ его осуществления (RU 2422329 С1), принятое в качестве ближайшего аналога. Устройство содержит стартовое устройство с ракетой, связанное с вытяжным парашютом при помощи соединительного звена, основную парашютную систему, имеющую купол и стропы и систему автоматического запуска силовой установки ракеты.

Основным недостатком известного устройства, описанного в патенте RU 2422329 С1, является недостаточная надежность, из-за того, что в силу особенностей конструкции парашюта сложнее обеспечить требуемый режим выведения ракеты из самолета-носителя. Для создания силы сопротивления парашюта, достаточной для безударного выведения ракеты (например, ракеты космического назначения) массой 100 т из грузового отсека, согласно нашим оценкам, потребуется купол диаметром не менее 10 м, что повлечет за собой трудности, связанные с его раскрытием и возможным попаданием в турбулентный след или струю от двигателя самолета.

Парашют нестабилен в турбулентном потоке самолета в направлении, перпендикулярном его движению, и может быть прожжен струями самолетных двигателей, если попадет в струю. Если же он попадает в след от самолета-носителя, то он может потерять форму, появятся пульсации усилия натяжения и колебания в потоке, которые вызовут колебания тросов и передадутся на ракету. Несколько тросов в таком случае могут спутаться, так как у парашюта появятся неконтролируемые рывки.

В итоге время выведения ракеты непредсказуемо и маневра «горка» может не хватить для безопасного выведения. Ограничения по размеру купола не позволяют создать усилие, которое будет вытягивать ракету в оптимальном режиме, то есть с максимально допустимыми перегрузками для ракеты, за минимально возможное время.

В парашютной схеме ракету начинает поворачивать вокруг передних бугелей относительно самолета, когда она уже вытянута на 2/3 длины и более, так как ввиду особенностей парашюта он будет находится строго на одном уровне с самолетом и струями от двигателя, а значит усилие, которое он создает, не будет тянуть ракету «наверх», компенсируя увеличение веса, приходящегося на парашют ввиду «снятия» его с бугелей на самолете. В результате возможно соударение ракеты с верхней или нижней кромкой грузового отсека (возникает проблема безударности выхода).

Все это снижает эффективность использования воздушного старта ракеты, повышается уязвимость от случайных факторов.

Перед заявляемым изобретением поставлена задача снизить вероятность соударения ракеты с корпусом СН при выведении ракеты из грузового отсека, а также уменьшить время выведения ракеты, снизить воздействие на СН, обеспечить стабильное положение вытягивающего элемента во время выведения ракеты, чтобы повысить общую надежность системы и обеспечить большую надежность воздушного старта ракеты из СН.

Сущность комплекса заключается в том, что воздушный стартовый комплекс состоит из ракеты, самолета-носителя с размещенной в нем опорной конструкции с направляющими, на которой расположена ракета, связанная с вытягивающим элементом соединительным звеном, снабженным тросами, заделанными на вытяжном блоке (ВБ) между соплами. Ракета в транспортном положении жестко заблокирована. Вытягивающий элемент выполнен в виде вытяжного блока ВБ с ракетным двигателем твердого топлива постоянной тяги (РДТТ ПТ) с несколькими соплами, снабженного крыльями и оперением, а сам ВБ жестко зафиксирован в транспортном положении замково-стопорным устройства.

Опорная конструкция может быть выполнена в виде пространственной опорной фермы, снабженной системой компенсации деформаций СН, состоящей из гидрокомпенсаторов, расположенных между пространственной опорной фермой и опорными точками СН и объединенных в 6 групп по числу степеней свободы опорной конструкции относительно СН, гидравлические полости гидрокомпенсаторов в пределах одной группы соединены. Пространственная опорная ферма может быть снабжена пневмотолкателем ВБ с воздушным аккумулятором давления.

Соединительное звено может состоять из силовой рамы, соединенной с днищем ракеты пироболтами, трех барабанов, закрепленных на силовой раме и трех тросов, намотанных на барабаны, причем конец каждого троса, обращенный к ВБ, может быть покрыт теплозащитным покрытием на длину от 2 до 4 длин сопел ракетного двигателя твердого топлива постоянной тяги вытяжного блока. Барабаны могут быть снабжены замково-стопорными устройствами, управляемыми гидротормозом со счетчиком числа оборотов барабанов и силовыми стопорами с расчетным усилием не менее 2/3 выводимой ракеты каждый. Заделка тросов на барабанах может быть выполнена с возможностью отсоединения. Сопла РДТТ ПТ могут быть снабжены заглушками.

Техническим результатом применения предлагаемого комплекса будет снижение вероятности соударения ракеты с корпусом СН при выведении ракеты из грузового отсека самолета-носителя, а также уменьшение времени выведения ракеты, снижение воздействия на СН и стабильное положение вытягивающего элемента во время выведения ракеты, что приводит к повышению общей надежности системы. В результате воздушный старт ракеты с использованием ВБ имеет все преимущества воздушного старта и лишен недостатков рассмотренных выше схем.

На фиг. 1, 2 и 3 отражен порядок полета самолета-носителя, выведения и запуска ракеты. На фиг. 4, 5 и 6 изображен вариант реализации вытяжного блока с ракетным двигателем твердого топлива постоянной тяги (реализация оптимального варианта, с тремя соплами). На фиг. 7 изображен вытяжной блок и ракета в транспортном положении (в грузовом отсеке самолета-носителя) .

На фиг. 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 приняты следующие обозначения:

1. ракета

2. самолет-носитель (СН)

3. опорная конструкция

4. троса

5. вытяжной блок

6. сопла

7. крыло

8. оперение

9. барабаны

10. силовая рама

11. пневмотолкатель

12. гидрокомпенсаторы.

Воздушный стартовый комплекс ракеты 1 (см. фиг. 7) с самолетом-носителем (СН) 2 включает в себя опорную конструкцию 3 с направляющими, на которых расположена ракета 1, в транспортном положении жестко зафиксированная. Ракета 1 связанна посредством соединительного звена и тросов 4 с вытяжным блоком (ВБ) 5, снабженным ракетным двигателем твердого топлива постоянной тяги (РДТТ ПТ) с несколькими соплами 6, которые могут быть снабжены заглушками. Сопла разведены на угол (см. фиг 4 и фиг. 5), при котором снижается тепловое воздействие струй на троса 4 соединительного звена (исключается попадание тросов 4 внутрь истекающих из сопел РДТТ ПТ струй). Заделка соединительного звена на ВБ 5 находится между соплами 6

РДТТ ПТ. ВБ 5 снабжен крылом 7 с несимметричным профилем, которое характеризуется большим углом срыва, и оперением 8 (см. фиг 4), при этом сам ВБ 5 в транспортном положении жестко зафиксирован замково-стопорным устройством (на фиг. не отражено) на направляющих опорной конструкции 3.

Соединительное звено отдельно на всех трех фигурах не отмечено, так как может состоять из нескольких элементов, в зависимости от варианта реализации воздушного стартового комплекса. Соединительное звено может быть выполнено в виде одного или нескольких тросов 4 (см. фиг. 7), которые могут быть намотаны на барабаны 9, закрепленные на силовой раме 10, скрепленной с днищем ракеты 1 пироболтами. Барабаны 9 в свою очередь могут быть снабжены управляемым гидротормозом и силовыми стопорами. В случае варианта с тремя тросами 4 и тремя барабанами 9 они должны обеспечивать расчетное усилие не менее 2/3 веса выводимой ракеты 1 каждый. Концы каждого троса 4, обращенные к ВБ 5, могут быть обработаны теплозащитным покрытием на длину от 2 до 4 длин сопел 6 РДТТ ПТ.

Предпочтительным вариантом реализации комплекса является вариант когда опорная конструкция 3 снабжена пневмотолкателем 11, выполненным в виде воздушного аккумулятора давления с поршневым устройством, соединительное звено состоит из силовой рамы 10, соединенной посредством пироболтов с днищем ракеты 1, с закрепленными на ней тремя барабанами 9 (по числу тросов 9 соединительного звена) с управляемым гидротормозами и счетчиком числа оборотов, а ВБ 5 с РДТТ ПТ имеет три сопла 6, которые направлены в противоположном траектории СН 2 направлении. Сама опорная конструкция 3 в оптимальном варианте может быть выполнена в виде пространственной опорной фермы (на схеме не отражена), снабженной системой компенсации деформаций СН 2, состоящей из гидрокомпенсаторов 12, объединенных в 6 групп по числу степеней свободы опорной конструкции относительно СН 2. Гидравлические полости гидрокомпенсаторов 12 в пределах одной группы соединены трубками (на схеме не отражены). Пространственная опорная ферма является опорой для направляющих, на которых лежат ракета 1 и ВБ 5, и опирается на конструкцию СН 2 в узловых точках, которые лучше способны воспринимать сосредоточенную нагрузку.

Необходимо учитывать ограничения по габаритам, размаху крыла 7 и размерам оперения 8 (см. фиг 6), связанные с компоновкой ВБ 5 грузовом отсеке СН 2 (например, ширина грузового отсека самолета Ан-124 «Руслан» 6.4 метра, а высота 4,4, а длина 36,5 м).

На случай аварии ВБ 5 может быть предусмотрена возможность «сброса» ВБ 5 с сохранением ракеты 1 - для этого может быть предусмотрена возможность отсоединия заделки тросов 4 на барабанах 9.

Предлагаемый воздушный стартовый комплекс ракеты 1 с СН 2 функционирует следующим образом. Ракета 1 располагается в грузовом отсеке СН 2, на опорной конструкции 3 (см. фиг. 1).

При использовании в качестве опорной конструкции 3 пространственной опорной фермы с системой компенсации деформаций СН 2 деформации конструкции СН 2 при полете, а также силовые нагрузки, действующие на СН 2 со стороны опорной конструкции 3 при выведении ВБ 5, не вызывают появления значительных напряжений около опорных точек конструкции СН 2. Это достигается с одной стороны за счет высокой жесткости пространственной опорной фермы и, во-вторых, благодаря использованию системы компенсации деформаций, основу которой составляют гидрокомпенсаторы 12. Гидрокомпенсаторы 12 разбиты на 6 групп, причем гидравлические полости гидрокомпенсаторов 12 в пределах одной группы соединены трубками таким образом, что жидкость перетекать из одной группы в другую, в результате чего в них поддерживается равное давление. Таким образом обеспечивается равномерное распределение усилия со стороны пространственной опорной фермы на множество узловых точек конструкции СН 2, что исключает концентрацию напряжений в конструкции СН 2 в районе опорных точек.

При полете конструкция СН 2 может свободно деформироваться в соответствии с полетными нагрузками, а жесткая опорная конструкция 3 не будет этому препятствовать, благодаря перетеканию жидкости между гидрокомпенсаторами 12 одной группы. При выведении жесткая конструкция пространственной опорной фермы 3 и система гидрокомпенсаторов 12 обеспечивают равномерное распределение сил, действующих со стороны стартового устройства на большое количество узловых точек конструкции СН 2

На заданной высоте и в заданной точке полета СН 2 выполняется подготовка к десантированию ракеты 1: производится сброс давления в грузовом отсеке СН 2 и открывается люк. Затем разблокируется замково-стопорное устройство ВБ 5 и он может выводится из СН 2.

При использовании барабанов 9 и тросов 4 в качестве элементов соединительного звена после открытия крышки люка СН 2 барабаны 9 разблокируются и при помощи пневмотолкателя 11 ВБ 5 выбрасывается из грузового отсека СН 2. Троса 4 начинают разматываться, при этом скорость вращения барабанов 9 ограничивается гидротормозом. Использование барабанов 9 позволяет ограничить скорость выведения ВБ 5, сделать выведение плавным и избежать удара в конце выведения ВБ 5 при полном вытягивании тросов 4. Это реализуется за счет использования на барабанах 9 управляемого гидротормоза: он ограничивает скорость вращения барабанов 9 за счет выбора закона изменения проходного сечения дросселя регулируемого сечения, которое плавно перекрывается. После определенного числа оборотов (витков) за счет срабатывания счетчика оборотов барабанов 9 сечение дросселя окончательно перекрывается и замковостопорное устройство защелкивает барабаны. При этом плавное торможение ВБ 5 за счет использования управляемого гидротормоза исключает действие на ракету 1 ударных нагрузок при полном вытягивании тросов 4. Только после того, как троса 4 размотаются на требуемую длину, барабаны 9 застопорятся, а ВБ 5 займет требуемое положение и сработает РДТТ ПТ, стопора ракеты 1 снимаются и ракета 1 начинает движение по направляющим опорной конструкции 3. Сигналом на снятие стопоров ракеты 1 будет срыв срыв заглушек сопел, которые рассчитаны на определенное давление в камере сгорания РДТТ ПТ.

После того, как ВБ 5 покинул самолет-носитель 2 и троса 4 размотались на нужную длину согласно счетчику оборотов, ВБ 5 занимает требуемое положение, которое зависит от конструкции СН 2, а точнее ВБ 5 должен располагаться выше аэродинамического следа СН 2, чтобы не попадать в спутный след от СН 2. Соблюдение данного требования позволяет добиться стабильного положения вытягивающего элемента относительно СН 2. Подъемная сила крыла 7 ВБ 5 должна быть больше веса ВБ 5 на величину вертикальной проекции силы натяжения соединительного звена во время подготовки к десантированию ракеты 1.

В сравнении с ближайшим аналогом, в котором в качестве вытягивающего элемента используется парашютная система, предлагаемый комплекс имеет преимущества, в частности ВБ 5 занимает более фиксированное и стабильное положение в воздухе перед выведением ракеты, чем парашют. Усилие парашюта ограничено площадью купола, а усилие ВБ 5, благодаря использованию РДТТ ПТ, может легко изменятся за счет подбора параметров заряда и критического сечения. Таким образом можно добить значения тяги, обеспечивающего оптимальный режим выведения: с учетом предельно допустимых перегрузок ракеты 1, за минимально возможное время (чем меньше время, тем безопаснее). Подъемная сила крыла 7 и параметры оперения 8 на ВБ 5 подобраны таким образом, что обеспечивают его стабильное положение перед выведением ракеты 1 и расположение выше следа СН 2 и струй от его двигателей. Это позволяет избежать колебаний при выведений ракеты 1, связанных с попаданием вытягивающего элемента в спутный след или струи от двигателей СН 2, а также снижается вертикальное усилие ракеты 1 при выведении за счет того, что троса 4 расположены под углом к оси ракеты 1 и вытягивающее усилие в процессе выведения имеет вертикальную проекцию, частично компенсирующую вес ракеты 1 и существенно снижающую угловое ускорение после схода с направляющих предпоследних опорных элементов, что упрощает обеспечение безударности выхода ракеты 1.

Имеется ограничение по углу наклона тросов 4 соединительного звена, чтобы в процессе выведения ракеты 1 не был задет корпус СН 2. Это достигается за счет сочетания подъемной силы, создаваемой крылом 7, и стабилизации, обеспечиваемой с одной стороны оперением 8, с другой стороны натяжением тросов 4 соединительного звена, а также подбором длины тросов 4 и соответственно удаления ВБ 5 от СН 2. По нашим оценкам безопасный угол тросов 4 соединительного звена может быть от 8 до 12 градусов. Например, для ракеты космического назначения массой 100 тонн, стартующей из СН 2 типа АН-124, безопасный угол наклона тросов 4 составляет 9 градусов (учтены колебания ВБ 5 во время выведения); длина тросов 4 около 56 м.

После того, как ВБ 5 занял требуемое положение, СН 2 готов к выполнению маневра «горка» и осуществлению воздушного старта ракеты 1 (см. фиг. 2). Момент подачи команды на запуск РДТТ ПТ выбирается таким образом, чтобы угол тангажа СН 2 был близок к максимальному в середине процесса выведения ракеты 1. РДТТ ПТ запускается и создает в течении расчетного времени требуемую тягу, которая посредством тросов 4 соединительного звена передается на ракету 1. Ракета 1 разблокируется и начинает движение по направляющим, при этом обеспечивается требуемый режим выведения и ограничения по нагрузкам, передаваемым от ракеты 1 на конструкцию СН 2 за счет подобранной величины тяги РДТТ ПТ и направления тяги РДТТ ПТ. Предполагается, что на время выведения ракеты 1 СН 2 поддерживает стабильное положение собственными средствами.

Для повышения надежности воздушного старта ракеты 1 с ВБ 5 может использоваться вариант комплекса, предусматривающий возможность отсоединения заделки тросов 4 на барабанах 9. В таком варианте в случае отказа РДТТ ПТ или иных нештатных режимов ВБ 5 с тросами 4 и барабанами 9 отделяются от силовой рамы 10, при этом ракета 1 с силовой рамой 10 останется в грузовом отсеке СН 2. Это произойдет за счет разблокировки гидротормоза - открывается дроссельное отверстие. ВБ 5 продолжает тянуть троса 4 и разматывать барабаны 9, при этом, после разматывания запасных витков произойдет мгновенное натяжение тросов 4 инерцией ВБ 5 и нагрузка перейдет на заделку тросов 4, которая специально рассчитана так, чтобы её сорвало соответствующим усилием.

Надо отметить, что истечение продуктов сгорания из сопел 6 происходит в направлении, обратном движению СН 2. Может быть предусмотрена защита тросов 4, например теплозащитным покрытием в виде краски или мастики. Оно должно быть с одной стороны теплостойким (выдерживать воздействия заданной высокой температуры), а также быть огнестойким, то есть при заданном тепловом воздействии от РДТТ ПТ сохранять свои характеристики.

После того, как ракета 1 полностью сходит с бугелей в грузовом отсеке СН 2 и окончательно выходит из грузового отсека, через заданное время (чтобы исключить соударение ракеты с СН 2) происходит подрыв пироболтов, соединяющих силовую раму 10 соединительного звена с днищем ракеты 1 (см. фиг. 3). Далее запускается двигатель ракеты 1 и она летит по заданной траектории.

Таким образом достигнут технический результат, а именно снижена вероятность соударения ракеты с корпусом СН при выведении ракеты из грузового отсека СН, а также уменьшено время выведения ракеты, снижено воздействие на СН и обеспечивается стабильное положение вытягивающего элемента во время выведения что приводит к повышению общей надежности системы.

Изобретение относится к средствам обеспечения воздушного старта ракет (космических, межконтинентальных, баллистических, геофизических) с использованием самолета-носителя (СН). Воздушный стартовый комплекс включает в себя СН, в грузовом отсеке которого ракета размещена на опорной конструкции с направляющими. С ракетой тросами связан вытяжной блок с ракетным двигателем твердого топлива постоянной тяги, снабженный крыльями и оперением. Вытяжной блок обеспечивает стабильное и безопасное положение вытягивающего элемента относительно СН и ракеты во время ее выведения из грузового отсека СН. Техническим результатом является снижение вероятности соударения ракеты с корпусом СН при выведении ракеты из СН, а также уменьшение времени выведения ракеты, снижение возмущающих воздействий на СН и в итоге - повышение общей надежности системы. 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Воздушный стартовый комплекс, включающий в себя ракету, самолет-носитель (СН) и размещенную в нем опорную конструкцию с направляющими, на которой расположена ракета, связанная с вытягивающим элементом соединительным звеном и в транспортном положении жестко заблокированная, отличающийся тем, что вытягивающий элемент выполнен в виде вытяжного блока (ВБ) с ракетным двигателем твердого топлива постоянной тяги (РДТТ ПТ) с несколькими соплами, снабженного крыльями и оперением, соединительное звено снабжено тросами, заделанными на ВБ между соплами, а сам ВБ жестко зафиксирован в транспортном положении замково-стопорным устройством.

2. Воздушный стартовый комплекс по п. 1, отличающийся тем, что опорная конструкция выполнена в виде пространственной опорной фермы, снабженной системой компенсации деформаций СН, состоящей из гидрокомпенсаторов, расположенных между пространственной опорной фермой и опорными точками СН и объединенных в 6 групп по числу степеней свободы опорной конструкции относительно СН, причем гидравлические полости гидрокомпенсаторов в пределах одной группы соединены.

3. Воздушный стартовый комплекс по п. 2, отличающийся тем, что пространственная опорная ферма снабжена пневмотолкателем вытяжного блока с воздушным аккумулятором давления.

4. Воздушный стартовый комплекс по п. 1, отличающийся тем, что соединительное звено состоит из силовой рамы, соединенной с днищем ракеты пироболтами, трех барабанов, закрепленных на силовой раме, и трех тросов, намотанных на барабаны, причем конец каждого троса, обращенный к ВБ, покрыт теплозащитным покрытием на длину от 2 до 4 длин сопел РДТТ ПТ вытяжного блока.

5. Воздушный стартовый комплекс по п. 4, отличающийся тем, что барабаны снабжены замково-стопорными устройствами, управляемыми гидротормозом со счетчиком числа оборотов барабанов и силовыми стопорами с расчетным усилием не менее ²/₃ веса выводимой ракеты каждый.

6. Воздушный стартовый комплекс по п. 4, отличающийся тем, что заделка тросов на барабанах выполнена с возможностью отсоединения.

7. Воздушный стартовый комплекс по п. 1, отличающийся тем, что в РДТТ ПТ используются три сопла, снабженных заглушками.