Авиационный ракетный комплекс

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, ракету-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. На корпусе ракеты-носителя дополнительно смонтированы обтекатель с установленным на нем крылом, а также носовой и хвостовой обтекатели. На хвостовом обтекателе установлены стабилизатор и вертикальное оперение. Обтекатели выполнены с возможностью их отделения от ракеты-носителя. Крыло ракеты-носителя выполнено с возможностью изменения площади после взлета самолета. 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, например, с использованием детонирующих удлиненных зарядов, размещенных по периметру профилей отделяемых несущих частей крыла. Данное техническое решение авиационного ракетного комплекса позволяет достичь увеличения дальности и высоты полета самолетов с буксируемой ракетой-носителем за счет уменьшения веса и лобового сопротивления ее крыла и, как следствие этого, увеличения выводимой на орбиту массы космических аппаратов. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники. Оно может быть использовано в авиационных ракетных комплексах (АРК) космического назначения преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (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 ракетой-носителем воздушного запуска, буксируемой несколькими самолетами, представленный в описании патента РФ №2130879 (1999 г.). Указанный аналог как наиболее близкий по технической сути принят за прототип.

Недостатками прототипа являются в том числе:

- малая эффективность использования технических возможностей самолетов, например, по дальности доставки РН в точку ее пуска, обусловленной повышенным лобовым сопротивлением крыла РН при буксировке ее самолетом в точку запуска;

- сложность управления самолетом-буксировщиком и РН, оснащенной крылом, за счет избыточной подъемной силы, создаваемой крылом РН.

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

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

- повышение безопасности экипажа самолетов при полете в точку пуска РН.

Это достигается в том числе за счет:

- выполнения крыла РН с изменяемой площадью при его буксировке самолетами до точки пуска;

- уменьшения лобового сопротивления и избыточной подъемной силы, создаваемых крылом РН, при ее буксировке до точки запуска;

- возможности увеличения дальности и высоты полета самолетов с буксируемой РН за счет уменьшения веса и лобового сопротивления ее крыла и, как следствие этого, увеличения выводимой на орбиты массы космических аппаратов;

- применения наземной транспортно-разгонной платформы (ТРП).

Сущность изобретения поясняется фиг.1-3, на которых показан общий вид размещения РН на наземной транспортно-разгонной платформе и ее сопряжения с самолетами, выполняющими функции самолетов-буксировщиков РН.

РН 1 с дополнительно смонтированными на ее корпусе 2 обтекателем 3, на котором смонтировано крыло 4 с элеронами 5, обтекателями передним (носовым) 6 и хвостовым 7, размещена на наземной ТРП 8. Крыло 4 через его центроплан 9 закреплено на корпусе 2 РН 1, трос-фал 10 сопряжен с центропланом 9 крыла 4 РН 1 и самолетом 11. Самолеты 11 и 12 сопряжены между собой с помощью троса-фала (ТФ) 13, выполняют функции самолетов-буксировщиков.

Передний обтекатель 6 и хвостовой обтекатель 7 смонтированы на передней и хвостовой частях РН 1 соответственно. На хвостовом обтекателе 7 смонтированы стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор 14 и вертикальное хвостовое оперение 15. При этом обтекатели 3, 6, 7 выполнены с возможностью отделения их от корпуса 2 РН 1, например, с использованием детонирующих удлиненных зарядов или пирозамков, смонтированных на этих обтекателях, для разрушения силовых связей их с корпусом 2 РН 1 (на чертеже не показано). Крыло 4 снабжено элеронами 5, стабилизатор 14 - рулями высоты, а оперение 15 - рулями направления. В крыле 4 и его центроплане 9, в обтекателях 4, 6, 7 при необходимости могут быть выполнены полости под размещение элементов систем управления РН1, крыла 4, стабилизатора 14, например, вертикального хвостового оперения 15, других систем, обеспечивающих функционирование АРК, например электроснабжения (на чертеже не показаны).

К центральной части крыла 4, к зоне Б, в которой установлены элероны 5, прикреплены несущие части крыла 4, например шесть штук попарно равновеликих и симметрично расположенных относительно продольной оси крыла 4. Это две части 16 являются консолями крыла 4, две части 17 являются центральными для правого и левого крыльев, две части 18, примыкают к зоне А крыла 4.

Части 16, 17, 18 отделяются после взлета самолетов 11, 12 при буксировке РН 1. Этим достигается регулирование величин подъемной силы крыла 4 и уменьшение лобового сопротивления буксируемой РН 1.

Отделение частей 16, 17, 18 от крыла 4 производится по команде от системы управления РН 1 последовательно попарно: сначала две части 16, потом две части 17 и две части 18, например, с использованием удлиненных детонирующих зарядов, размещенных по периметрам профилей частей 16, 17, 18 крыла 4 (на чертеже не показаны).

Тросы-фалы 10, 13, самолет 11, центроплан 9 крыла 4, обтекатель 3 крыла 4 образуют устройство сопряжения РН1 с самолетом-буксировщиком 12.

Эта система, включающая ракету-носитель 1, крыло 4 и другие вышеупомянутые элементы, функционирует следующим образом.

Перед запуском космического аппарата ТРП 8 подается на техническую позицию авиационного ракетного комплекса, где на нее производится погрузка снаряженной ракеты-носителя 1, например, незаправленной компонентами топлива со смонтированными на ней вышеупомянутыми элементами.

После погрузки снаряженной РН 1 на ТРП 8 производятся заправка РН 1 топливом и проверки ее систем, а также систем ТРП 8 на функционирование.

После завершения всех работ по подготовке авиационного ракетного комплекса к запуску космического аппарата снаряженная ТРП 8 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 19 в точку начала движения ТРП 8 при взлете самолетов 11, 12 на пуск РН 1, где производится сопряжение самолета 11 с центропланом 9 крыла 4 РН 1 с помощью троса-фала (ТФ) 10 и сопряжения самолета 11 с помощью ТФ 13 с самолетом 12. В результате чего самолеты 11, 12 и ТРП 8 приведены в стартовое положение на ВПП 19.

Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.

По команде от системы управления АРК на вылет в район пуска РН 1 одновременно на самолетах 11, 12 и ТРП 8 запускаются двигатели (для разгона ТРП 8 на ней установлены двигатели 20). Тяги двигателей самолетов 11, 12 и ТРП 8 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 19.

По достижении заданных уровней тяг двигателей самолетов-буксировщиков 11, 12 и ТРП 8 подается команда на взлет (начало движения их по ВПП 19).

При этом обеспечиваются уровни тяг двигателей самолетов 11, 12 и ТРП 8, исключающие провисания тросов-фалов 10, 13 до недопустимых уровней.

При движении самолетов 11, 12 и ТРП 8 по ВПП 19 на самолеты 11, 12 и снаряженную ракету-носитель 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолетов 11, 12 от ВПП 19 и снаряженной РН 1 от ТРП 8 при достижении заданной скорости движения (˜280-300 км/час).

При отрыве самолетов 11, 12 от ВПП 19 одновременно от ТРП 8 производится отделение снаряженной РН 1 по команде от системы управления РН 1 (ТРП 8) и начало полета самолетов 11, 12 в район пуска РН 1.

При этом в процессе полета самолетов 11, 12 с РН 1 до района пуска производится регулирование величин подъемной силы и лобового сопротивления крыла 4 путем отделения от него частей 16, 17, 18 по командам от системы у правления РН1.

По прибытии самолетов 11, 12 в район пуска самолеты 11, 12 и снаряженная РН 1 занимают заданные расчетные положения в пространстве по высоте, направлению и скорости полета, угловым параметрам (крен, тангаж, курс), обеспечивающие запуск РН 1.

По команде от системы управления АРК на пуск РН 1 производятся подачи команд на запуск двигателя I ступени РН 1, отделение обтекателей 3, 6, 7 от корпуса РН 1, например, с помощью задействования пирозамков и детонирующих шнуров, размещенных на указанных отделяемых элементах (на чертеже не показано) для разрушения их силовых связей с РН 1.

После отделения от корпуса РН 1 всех смонтированных на ней вышеупомянутых частей и запуска двигателя I ступени производится ее полет 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 в том числе позволяет:

- при меньших финансовых затратах и сроках, необходимых на создание АРК, увеличить его эффективность, в том числе увеличить выводимые на орбиты массы КА или высоты их орбит, расширить районы пусков ракет относительно места базирования АРК;

- повысить безопасность, надежность и упростить эксплуатацию 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.

1. Авиационный ракетный комплекс, включающий самолеты, ракету-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетами, выполняющими функции буксировщиков ракеты-носителя, системы, обеспечивающие их функционирование, отличающийся тем, что содержит наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями, на которой смонтирована ракета-носитель, дополнительно смонтированные на корпусе ракеты-носителя обтекатель, на котором смонтировано крыло с центропланом, оснащенное элеронами, обтекатели носовой и хвостовой, на котором установлены стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор и, например, вертикальное хвостовое оперение, при этом все обтекатели выполнены с возможностью отделения от корпуса ракеты-носителя, последовательно сопряженные первый и второй самолеты с помощью первого троса-фала, при этом второй самолет с помощью второго троса-фала сопряжен с центропланом крыла, смонтированным на обтекателе, установленном на корпусе ракеты-носителя, при этом оба троса-фала и второй самолет совместно с крылом, центропланом крыла и его обтекателем образуют устройство сопряжения ракеты носителя с самолетом-буксировщиком, а крыло ракеты-носителя 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, например, с использованием детонирующих удлиненных зарядов, размещенных по периметру профилей отделяемых несущих частей крыла.

2. Авиационный ракетный комплекс по п.1, отличающийся тем, что в полостях, смонтированных на ракете-носителе носового и хвостового обтекателей, обтекателя крыла и его центроплана размещены элементы систем управления ракеты-носителя, крыла, стабилизирующих поверхностей и их электроснабжения, например электроаккумуляторы.

3. Авиационный ракетный комплекс по п.1, отличающийся тем, что наземная транспортно-разгонная платформа снабжена системой управления.