авиационная транспортная система

Формула изобретения

Авиационная транспортная система, содержащая воздушно-космический самолет с системой управления и носитель, включающий крыло, фюзеляж с топливным баком, воздушно-реактивные двигатели и систему управления, отличающаяся тем, что, с целью повышения экономичности путем снижения расхода горючего при перебазировании с одного аэродрома на другой, фюзеляж носителя размещен в грузовом отсеке воздушно-космического самолета, система управления носителя соединена с системой управления воздушно-космическим самолетом, а ось воздушно-реактивных двигателей проходит через центр тяжести авиационной транспортной системы.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к транспортным системам, предназначенным для перебазирования летательных аппаратов без двигательной установки и обладающим низким аэродинамическим качеством.

Известна транспортная система, содержащая воздушно-космический самолет с системой управления и носитель, включающий крыло, фюзеляж с топливным баком, воздушно-реактивные двигатели и систему управления (Техническая информация, ЦАГИ, 12, 1975, стр. 1-23).

Транспортировка воздушно-космического самолета с помощью самолета-носителя связана с большими финансовыми затратами.

Целью изобретения является повышение экономичности путем снижения расхода горючего при перебазировании с одного аэродрома на другой.

Эта цель достигается тем, что фюзеляж носителя размещен в грузовом отсеке воздушно-космического самолета, система управления носителя соединена с системой управления воздушно-космическим самолетом, а ось воздушно-реактивных двигателей проходит через центр тяжести авиационной транспортной системы.

На фиг. 1 показан вид авиационной транспортной системы (АТС) сбоку, на фиг. 2 вид АТС спереди, на фиг. 3 выполнение модуля с вспомогательным крылом.

Авиационная транспортная система содержит вспомогательное крыло 1, воздушно-реактивные двигатели 2, бак горючего 3, воздушно-космический самолет 4, систему управления 5 воздушно-реактивного двигателя 2, створки отсека полезной нагрузки 6.

Воздушно-реактивные двигатели 2 устанавливаются так, чтобы вектор тяги его проходил через центр тяжести авиационной транспортной системы, а последовательность выработки горючего обеспечивала практически постоянное положение центра тяжести авиационной транспортной системы. При этом отношение расстояния от центра тяжести авиационной транспортной системы до линии приложения силы сопротивления вспомогательного крыла 1 к расстоянию от центра тяжести авиационной транспортной системы до центра давления вспомогательного крыла 1 равно величине аэродинамического качества вспомогательного крыла 1, соответствующего крейсерскому режиму полета конкретного типа авиационной транспортной системы.

Управление воздушно-реактивного двигателя 2 может осуществляться с пульта управления воздушно-космического самолета 4 с использованием каналов управления тягой ЖРД воздушно-космического самолета 4 системой управления 5 воздушно-реактивного двигателя 2.

Для удобства эксплуатации вспомогательное крыло 1 воздушно-реактивного крыла 2, баки горючего 3, система управления 5 выполнены в виде крыльевого модуля, а подключение системы управления 5 воздушно-реактивного двигателя 2 к пульту управления воздушно-космического самолета осуществляется с помощью разъема например, электрического.

Для установки крыльевого модуля снимаются крышки отсека полезной нагрузки 6 воздушно-космического самолета 4 и размещаются внутри отсека и фиксируются с помощью замков полезной нагрузки. Крыльевой модуль устанавливается вместо створок 5 и в зависимости от конструкции фюзеляжа воздушно-космического самолета может быть включен в его силовую схему.

Передача перерезывающей силы вспомогательного крыла к фюзеляжу и количество узлов его крепления зависит также от конструкции фюзеляжа.

Для обеспечения условия управления авиационной транспортной системы по тангажу и крену с помощью органов управления воздушно-космического самолета необходимо, чтобы установка крыльевого модуля на воздушно-космическом самолете не изменяла положения центра тяжести по длине фюзеляжа. Правда, это может привести к смещению центра тяжести воздушно-космического самолета вверх и снижению запаса поперечной устойчивости, однако это можно компенсировать выбором соответствующего поперечного вспомогательного крыла.