Авиационный пусковой комплекс для транспортировки, заправки и запуска в воздухе ракетоносителя

 

Изобретение относится к авиационно-космической области, а именно к авиатранспортным средствам доставки снаряженных крупногабаритных ракетоносителей в район их оптимального запуска. Авиационный комплекс для транспортировки и запуска в воздухе ракетоносителя содержит самолет-носитель с закрепленным на нем ракетоносителем с космическим кораблем. Самолет-носитель снабжен установленным последовательно с основным несущим крылом дополнительным несущим крылом. К крыльям подвешены тяговые двигатели. Двигатели дополнительного крыла смещены в шахматном порядке относительно двигателей основного крыла. Фюзеляж выполнен с общим грузовым отсеком, внутри которого размещены приборы и системы для заправки, подготовки к старту и управления стартом ракетоносителя. Шасси самолета-носителя выполнено составным из носовой, передних, промежуточных и задних секций. Такое выполнение авиационного комплекса обеспечит увеличение по меньшей мере в два раза грузоподъемности серийного ракетоносителя. 11 з.п.ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической области, а именно к авиатранспортным средствам доставки снаряженных крупногабаритных ракетоносителей в район их оптимального запуска, заправки и запуска их в верхних слоях атмосферы в космос.

Известен из выложенной заявки ФРГ N 14560046, кл. B 64 C 19/00, 1970 г. самолет-тандем с установленными последовательно поворотными с изменяющимися углами атаки, перпендикулярными продольной оси фюзеляжа несущими крыльями, шасси и тяговым двигателем.

Недостатком указанного самолета-тандема является его плохая маневренность, низкая мощность тягового двигателя и недостаточная грузоподъемность, а также невозможность использования для его создания агрегатов и узлов уже существующих и эксплуатируемых транспортных самолетов большой грузоподъемности.

Известен из патента Российской Федерации N2132801, кл. B 64 C 39/08, 1997 г., самолет, содержащий фюзеляж, имеющий окружающий его зонт, соединяющийся в нижней части с последовательно расположенными и имеющими закрылки двумя стреловидными крыльями, прикрепленными к нижней части фюзеляжа.

Недостатками этого самолета является невозможность его использования в качестве носителя из-за его плохой маневренности и отсутствие возможности использования в нем конструктивных элементов уже эксплуатируемых тяжелых и сверхтяжелых транспортных самолетов.

Известен также из технической литературы Н. Абросимов, С.Белозеров, "Универсальная транспортная система "Земля - космос - Земля"", "Аэроспейс журнал", сентябрь - октябрь, 1996 г., сс. 42 и 43, авиационно-пусковой комплекс, состоящий из двухфюзеляжного самолета-носителя, выполненного в виде экраноплана, и запускаемого летательного аппарата, установленного сверху экрана, соединяющего два фюзеляжа.

Недостатками указанного известного авиационно-пускового комплекса является то, что наличие двух фюзеляжей, соединенных экраном, требует значительного увеличения пассивной массы, обусловленное тем, что запускаемый летательный аппарат, имеющий массу, достигающую от 80 до 1000 т, размещен на плоскости экрана между фюзеляжами, а это приводит также к резкому ухудшению аэродинамических характеристик из-за большой толщины экрана.

Наиболее близким к предложенному авиационному пусковому комплексу для транспортировки, заправки в воздухе и запуска ракетоносителя является известный из патента Российской Федерации N2129508, кл. B 64 D 5/00, 1997 г. авиационный пусковой комплекс для транспортировки, заправки в воздухе и запуска ракетоносителя, содержащий самолет-носитель с установленными на несущем крыле и размещенными симметрично относительно его продольной оси тяговыми двигателями, горизонтальными рулями в виде вертикальных килей, шасси и, по меньшей мере, одним фюзеляжем, внутри которого размещены приборы и оборудование, необходимые для заправки, подготовки к запуску и управления стартом ракетоносителя, и смонтированные на фюзеляже опоры с ложементами для установки и запуска на орбиту ракетоносителя с транспортным космическим кораблем.

Недостатками этого авиационного пускового комплекса для транспортировки, заправки и запуска в воздухе ракетоносителя является невозможность заправки в воздухе и запуска ракетоносителя с орбитальным кораблем типа "Союз" вследствие его недостаточной грузоподъемности и малой длины фюзеляжа.

Задачей изобретения является создание из агрегатов и узлов эксплуатируемых тяжелых транспортных самолетов большой грузоподъемности самолета-носителя грузоподъемностью до 1300 т, являющегося основой авиационного пускового комплекса для транспортировки, заправки и запуска в воздухе ракетоносителя, обеспечивающего возможность доставки указанного ракетоносителя в экваториальный район запуска, заправки его в воздухе и запуска в верхних слоях атмосферы, что обеспечит увеличение, по меньшей мере, в два раза грузоподъемности серийного ракетоносителя, работающего на керосине.

Указанные задачи достигаются тем, что в авиационном пусковом комплексе для транспортировки, заправки и запуска в воздухе ракетоносителя, содержащем самолет-носитель, с установленными на несущем крыле и размещенными симметрично относительно его продольной оси тяговыми двигателями, горизонтальными рулями в виде вертикальных килей, шасси и, по меньшей мере, один фюзеляж, внутри которого размещены приборы и оборудование, необходимые для заправки, подготовки к запуску и управления стартом ракетоносителя, и смонтированные на фюзеляже опоры с ложементами для установки и запуска на орбиту ракетоносителя с транспортным космическим кораблем, самолет-носитель снабжен установленным последовательно основному несущему крылу дополнительным несущим крылом с закрепленными на нем горизонтальными рулями в виде вертикальных килей, фюзеляж снабжен промежуточной секцией, жестко соединяющей его носовую и хвостовую части соответственно с основным и дополнительным несущими крыльями, наклоненными под углом α =7-10^o, к горизонтальной плоскости, проходящей через продольную ось фюзеляжа, и выполненными с закрылками, шасси выполнено составным из убирающихся, установленных на телескопических стойках носовой, расположенных симметрично продольной оси фюзеляжа передних и промежуточных с приводом изменения угла наклона фюзеляжа относительно взлетной полосы перед отрывом от нее и задних секций, тяговые двигатели подвешены к основному и дополнительному несущим крыльям в шахматном порядке, при этом длина А фюзеляжа превышает расстояние C между несущими крыльями и длины n, n₁ и n₂ носовой, промежуточной и хвостовой частей соответственно в 1,5-4,0 и 2,1 - 2,4; 5,2-6,1; 2,0-2,2 раз, а длина В дополнительного несущего крыла больше длины B₁ основного несущего крыла на величину 2,0 - 4,0 d_трд, где d_трд - диаметр тяговых двигателей самолета-носителя, расстояние S от носа самолета-носителя до его центра тяжести превышает расстояние S₁ от последнего до центра тяжести ракетоносителя с космическим кораблем в 10-12 раз.

Кроме того в авиационном пусковом комплексе для транспортировки, заправки и запуска в воздухе ракетоносителя телескопические стойки шасси носовой секции фюзеляжа самолета-носителя могут быть выполнены поворотными относительно их вертикальных осей, основное и дополнительное несущие крылья - стреловидными, а каждый двигатель силовой установки - турбореактивным и двухконтурным, при этом двигатели основного несущего крыла могут быть расположены ниже двигателей дополнительного несущего крыла и иметь отклоняющиеся сопла.

В авиационном пусковом комплексе для транспортировки, заправки и запуска в воздухе ракетоносителя промежуточная секция фюзеляжа самолета-носителя может быть снабжена сосудами дюара для окислителя, а часть опор с ложементами - механизмами изменения положения последнего в вертикальной плоскости относительно продольной оси фюзеляжа, при этом ложементы могут быть выполнены с направляющими для запуска указанного ракетоносителя, при этом фюзеляж может быть выполнен с общим грузовым отсеком и боковыми симметричными его продольной оси и расположенными в промежуточной секции загрузочными люками, ширина проемов m которых превышает их высоту k в 1,3-1,7 раза, причем максимальная ширина w промежуточной секции превышает максимальную ширину w₁ носовой и хвостовой секций фюзеляжа в 1,5-2,5 раза.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 схематично изображен общий вид авиационного комплекса для транспортировки, заправки в воздухе и запуска ракетоносителя; на фиг.2 - вид в плане фиг.1 и на фиг.3 - вид спереди фиг.1.

Авиационный комплекс для транспортировки, заправки в воздухе и запуска ракетоносителя состоит из самолета-носителя с закрепленным на его фюзеляже 1 при помощи пироболтов (на чертежах условно не показано) на опорах 2 ракетоносителя 3 с космическим кораблем. Самолет-носитель собран из соединенных промежуточной 4 секции носовой 5 секции с основным 6 с закрылками 7 несущим крылом от самолета "Антей" и хвостовой 8 секции с установленным последовательно основному 6 дополнительным 9 с закрылками 10 несущим крылом от самолета "Руслан". Основное 6 и дополнительное 9 несущие крылья наклонены под углом α = 7-10^o, к горизонтальной плоскости, проходящей через продольную ось фюзеляжа 1, причем на них подвешены тяговые двигатели 11, при этом тяговые двигатели 11 дополнительного 9 несущего крыла смещены в шахматном порядке относительно тяговых двигателей 11 основного 6 несущего крыла. Фюзеляж 1 может быть выполнен с общим грузовым отсеком, внутри которого размещены приборы и системы, необходимые для заправки, подготовки к запуску и управления стартом (на чертежах условно не показано) ракетоносителя 3 с космическим кораблем, и имеет в промежуточной 4 секции боковые симметричные его продольной оси загрузочные люки 12, ширина m проемов которых превышает их высоту k в 1,3 - 1,7 раза. Ширина w промежуточной секции 4 превышает максимальную ширину w₁ носовой 5 и хвостовой 8 секций фюзеляжа 1 в 1,5-2,5 раза, шасси самолета-носителя выполнено составным из убирающихся, установленных на телескопических стойках 13 поворотной носовой 14 и расположенных симметрично продольной оси фюзеляжа 1 передних 15 и промежуточных 16 с приводом изменения угла наклона (на чертежах условно не показано) фюзеляжа 1 относительно взлетной полосы перед отрывом от нее и задних 17 секций, длина А фюзеляжа 1 превышает расстояние C между несущими крыльями 6 и 9 и длины n, n₁ и n₂ носовой 5 части, промежуточной 4 секции и хвостовой 8 части соответственно в 1,5-4,0 и 2,1 - 2,4; 5,2-6,1 и 2,0-2,2 раз, а длина В дополнительного 9 несущего крыла больше длины B₁ основного 6 несущего крыла на величину 2,0 - 4,0 d_трд, где d_трд - диаметр тяговых двигателей 11 самолета-носителя, расстояние S от носа самолета-носителя до его центра тяжести превышает расстояние S₁ от последнего до центра тяжести ракеты-носителя 3 с космическим кораблем в 10-12 раз. Горизонтальные рули выполнены в виде вертикальных килей 18 и установлены на дополнительном 9 несущем крыле симметрично продольной оси фюзеляжа 1.

Работает авиационный комплекс для транспортировки, заправки в воздухе и запуска ракетоносителя 3 следующим образом. После установки и закрепления на опорах 2 фюзеляжа 1 самолета-носителя ракетоносителя 3 с космическим кораблем и подключения последнего к приборам и системам подготовки к запуску и управления стартом ракетоносителя, заполнения сосудов дюара (на чертежах условно не показанных) жидким окислителем и заправке топливных баков самолета-носителя топливом, проверки систем и подготовки к полету подается команда на старт и взлет самолета-носителя, самолет-носитель набирает требуемую высоту полета и держит курс в район запуска. По достижении района запуска осуществляется заправка в воздухе из самолетов-заправщиков топливом ракетоносителя 3 и окислителем из сосудов дюара и проверка всех систем, задействованных при запуске. После выхода самолета-носителя в точку запуска подается команда "запуск" и разъединяются элементы крепления запускаемого ракетоносителя 3 с космическим кораблем. Одновременно со стартом ракетоносителя производится уменьшение мощности тяговых двигателей 11, что приводит к уменьшению скорости самолета-носителя, в то время как запускаемый ракетоноситель 3 с космическим кораблем по инерции продолжает движение вперед, сходя при этом с ложементов опор 3, а самолет-носитель уходит вниз или в сторону. После отрыва ракетоносителя 3 от самолета-носителя запускается его основной двигатель и он начинает самостоятельный полет, а самолет-носитель снижается на рабочую высоту полета и возвращается на базу, где он проходит послеполетную проверку и подготовку к новому запуску.

Формула изобретения

1. Авиационный комплекс для транспортировки, заправки и запуска в воздухе ракетоносителя, содержащий самолет-носитель, имеющий установленные на несущем крыле, размещенные симметрично относительно его продольной оси тяговые двигатели, рули в виде вертикальных килей, топливные баки, систему управления, шасси и по крайней мере один фюзеляж, внутри которого размещены приборы и оборудование, необходимые для заправки, подготовки к запуску и управления стартом ракетоносителя, смонтированные на фюзеляже опоры с ложементами для установки и запуска на орбиту ракетоносителя с космическим кораблем, отличающийся тем, что самолет-носитель снабжен установленным последовательно с основным несущим крылом дополнительным несущим крылом с закрепленными на нем рулями в виде вертикальных килей, фюзеляж снабжен промежуточной секцией, жестко соединяющей его носовую и кормовую секции соответственно с основным и дополнительным несущими крыльями, наклоненными под углом α = 7 - 10^o к горизонтальной плоскости, проходящей через продольную ось фюзеляжа, выполненными с закрылками, шасси выполнено составным из убирающихся, установленных на телескопических стойках носовой, расположенных симметрично продольной оси фюзеляжа передних и промежуточных с приводом изменения угла наклона фюзеляжа относительно взлетной полосы перед отрывом от нее и задних секций, тяговые двигатели подвешены к основному и дополнительному несущим крыльям в шахматном порядке, при этом длина А фюзеляжа превышает расстояние С между несущими крыльями и длины n, n₁ и n₂ носовой, промежуточной и хвостовой частей соответственно в 1,5 - 4,0 и 2,1 - 2,4; 5,2 - 6,1; 2,0 - 2,2 раз, а длина В дополнительного несущего крыла больше длины В₁ основного несущего крыла на величину 2,0 - 4,0 d_трд, где d_трд - диаметр тяговых двигателей самолета-носителя, расстояние S от носа самолета-носителя до его центра тяжести превышает расстояние S₁ от последнего до центра тяжести ракетоносителя с космическим кораблем в 10 - 12 раз.

2. Авиационный комплекс по п.1, отличающийся тем, что телескопические стойки шасси носовой секции фюзеляжа выполнены поворотными относительно их вертикальных осей.

3. Авиационный комплекс по п.1 или 2, отличающийся тем, что основное и дополнительное несущие крылья выполнены стреловидными.

4. Авиационный комплекс по любому из пп.1 - 3, отличающийся тем, что двигатели основного несущего крыла расположены ниже двигателей дополнительного несущего крыла.

5. Авиационный комплекс по любому из пп.1 - 4, отличающийся тем, что каждый двигатель силовой установки выполнен турбореактивным.

6. Авиационный комплекс по п.5, отличающийся тем, что каждый двигатель силовой установки выполнен двухконтурным.

7. Авиационный комплекс по п. 5 или 6, отличающийся тем, что каждый двигатель силовой установки выполнен с отклоняющимся соплом.

8. Авиационный комплекс по любому из пп.1 - 7, отличающийся тем, что промежуточная секция фюзеляжа снабжена сосудами Дюара для окислителя.

9. Авиационный комплекс по любому из пп.1 - 8, отличающийся тем, что часть опор с ложементами для установки и запуска на орбиту ракетоносителя снабжены механизмами изменения положения последнего в вертикальной плоскости относительно продольной оси фюзеляжа.

10. Авиационный комплекс по любому из пп.1 - 9, отличающийся тем, что ложементы выполнены с направляющими для запуска ракетоносителя.

11. Авиационный комплекс по любому из пп.1 - 10, отличающийся тем, что фюзеляж выполнен с общим грузовым отсеком и боковыми симметричными относительно его продольной оси и расположенными в промежуточной секции загрузочными люками, ширина m проемов которых превышает их высоту k в 1,3 - 1,7 раза.

12. Авиационный комплекс по любому из пп.1 - 11, отличающийся тем, что максимальная ширина w промежуточной части фюзеляжа превышает максимальную ширину w₁ носовой и хвостовой частей фюзеляжа в 1,5 - 2,5 раза.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3