многорежимный самолет-разгонщик авиационного ракетно- космического комплекса

Формула изобретения

1. Многорежимный самолет-разгонщик авиационного ракетно-космического комплекса, включающий планер, выполненный по интегральной схеме с плавным сопряжением фюзеляжа и крыла изменяемой геометрии, цельноповоротные горизонтальное и вертикальное оперения, гондолы силовой установки, отличающийся тем, что выполнен с возможностью размещения под фюзеляжем между указанными гондолами основной ракеты-носителя, отсеки фюзеляжа выполнены с возможностью размещения в них малых ракет-носителей, а на борту самолета-разгонщика размещено оборудование для выполнения функций самолетного командно-измерительного пункта.

2. Многорежимный самолет-разгонщик по п.1, отличающийся тем, что обеспечивает размещение указанной основной ракеты-носителя так, что ее хвостовая часть полуутоплена в фюзеляж, а ее строительная ось имеет установочный угол на пикирование не более 10^o.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к авиационным ракетно-космическим комплексам - средствам выведения космических объектов. В состав авиационного ракетно-космического комплекса (АРКК), как известно [1], входят:

- самолет-разгонщик;

- ракета-носитель воздушного горизонтального старта - космический разгонщик;

- самолетные командно-измерительные пункты;

- средства наземного обслуживания;

- системы подготовки полетных заданий;

- стенд полунатурного моделирования.

Известны средства выведения космических объектов (полезной нагрузки) на орбиту наземного, надводного и воздушного старта [1 - 3].

Главным недостатком средств наземного старта является высокая стоимость доставки объектов в космос. По данным открытых источников стоимость вывода в космос 1 кг полезной нагрузки при помощи обычных ракет-носителей составляет от 10 до 15 тысяч долларов США. Причиной высокой стоимости являются:

- большие безвозвратные потери топлива и металлоконструкций;

- запуск только с нескольких специально оборудованных космодромов, которые не всегда имеют потребное географическое расположение;

- потребность в больших зонах отчуждения;

- сложность наземного оборудования и т.д.

Надводный старт вместе с недостатками, присущими наземным системам, получил существенное ограничение стартовой массы ракеты-носителя и жесткую зависимость от погодных условий в зоне предполагаемого старта.

Наиболее целесообразным техническим решением является использование старта ракеты-носителя с самолета-разгонщика.

Целью изобретения является увеличение массы и одновременное снижение стоимости вывода 1 кг полезной нагрузки в космос при минимальных временных затратах.

Сущностью изобретения является многорежимный самолет с изменяемой стреловидностью крыла, являющийся одновременно самолетом-разгонщиком для ракет-носителей и самолетным командно-измерительным пунктом авиационного ракетно-космического комплекса.

Известно использование самолетов для обеспечения воздушного старта ракеты-носителя при выводе полезной нагрузки на орбиту [1 - 3]. Наиболее доступным и простым для реализации является использование дозвуковых транспортных и боевых (обычно бомбардировщиков) [1] самолетов. Дозвуковой самолет в АРКК является самолетом-носителем в виде мобильной стартовой площадки. Сверхзвуковой самолет в дополнение к этому выполняет задачу первой ступени ракеты-носителя и поэтому является самолетом-разгонщиком.

В известном АРКК на основе дозвукового самолета-носителя B-52G (прототип) [1, 3] применялась четырехступенчатая ракета-носитель - космический разгонщик "Pegasus-Turbo". Ракета-носитель подвешивалась под крыло носителя на специальных пусковых устройствах и запускалась по наклонной траектории с высоты и скорости полета самолета-носителя. При запуске использовалась подъемная сила крыла 1-й ступени. Однако использование в указанном техническом решении дозвукового самолета-носителя не позволило получить высокую массу выводимой полезной нагрузки и предопределило применение многоступенчатой ракеты-носителя. В целом предполагаемое снижение материальных затрат за счет применения модернизированного самолета-бомбардировщика B-52G перекрылось значительными затратами на создание и доводку ракеты- носителя.

Применение дозвукового транспортного самолета в качестве самолета-носителя в АРКК не позволяет достичь требуемого технического результата - снизить стоимость вывода полезной нагрузки и одновременно увеличить выводимую на орбиту массу. Анализ эффективности применения в качестве носителя самолетов типа Ан-124, Ан-225 и др. [1, 4, 6] показывает, что увеличение массы выводимой полезной нагрузки ограничивается габаритами грузовой кабины самолета-носителя и его грузоподъемностью. Однако значительного снижения стоимостных показателей не происходит, так как сама ракета-носитель существенных изменений не претерпевает (она такая же многоступенчатая и дорогостоящая, как и при наземном старте). Старт ракеты-носителя производится при небольших дозвуковых скоростях. Изменение (в данном случае увеличение) высоты старта существенного влияния на массогабаритные характеристики ракеты-носителя не оказывает. Положительным результатом является мобильность АРКК [4, 6].

Применение сверхзвукового самолета-носителя в АРКК позволяет изменить прежде всего параметры и характеристики ракеты-носителя. Причем изменение массогабаритных характеристик ракеты-носителя в сторону уменьшения происходит гораздо более сильно, чем изменяется масса полезной нагрузки [6]. Это приводит к уменьшению стоимости вывода 1 кг полезной нагрузки. Испытания в США по программе "ASAT", а также в СССР, с запусками ракет со сверхзвуковых самолетов-носителей типа F-15 и Миг-25 по целям в космосе, подтверждают выводы и результаты расчетов [7]. Ракеты, запускаемые с наземного или дозвукового воздушного старта по таким целям, были бы намного тяжелее и, соответственно, дороже.

Известно предложение использовать в АРКК сверхзвуковой самолет-носитель типа "Конкорд". Однако, как показывают исследования [6, 8], компоновка планера самолета-носителя оказывает достаточно сильное влияние на показатели эффективности АРКК. Компоновка определяет место размещения ракеты-носителя на планере и стартовые условия для нее. В указанном патенте запускаемый объект предполагается размещать на фюзеляже планера. При такой совместной компоновке осуществить запуск объекта на сверхзвуковой скорости и достичь требуемого уровня эффективности очень трудно.

Наиболее целесообразной аэродинамической компоновкой планера для самолета-разгонщика является компоновка, применяемая на самолетах-бомбардировщиках типа Ту-160 и В-1 (фиг. 1). Однако конструктивные особенности самолета В-1 не позволяют использовать этот самолет для решения задач самолета-разгонщика. Таким образом, наиболее пригодным для применения в качестве самолета-разгонщика АРКК является самолет, в основе которого лежит схема и конструкция самолета Ту-160 [5].

Известен проект АРКК "Бурлак" (аналог), в котором в качестве самолета-носителя двухступенчатой ракеты-носителя "Бурлак" предполагается использовать модификацию самолета Ту-160СК [1]. Однако в данном проекте не предполагается обеспечивать запуск нескольких ракет-носителей и использовать сам самолет-носитель как СКИП. Это потребует дополнительной разработки малых самолетов-разгонщиков типа F-15 и(или) МиГ-25,31 и использования СКИП на базе транспортных самолетов. Все это неизбежно увеличит долю непроизводительных затрат в стоимости вывода полезной нагрузки.

Многорежимный самолет-разгонщик (фиг. 1) имеет планер, выполненный по интегральной схеме с плавным сопряжением крыла 1 и фюзеляжа 2. Планер имеет крыло изменяемой геометрии в диапазоне углов от 20 до 65 градусов. Крыло 1 изменяемой геометрии состоит из двух консолей 4, которые крепятся к центроплану 3. Центроплан выполнен в виде цельносварного кессона с узлами поворота консолей крыла. Планер имеет цельноповоротные горизонтальное 5 и вертикальное 10 оперения. Самолет оснащен системой дозаправки в воздухе типа "шланг-конус". Приемная штанга топливоприемника расположена в носовой части фюзеляжа и в нерабочем состоянии убирается в носовую часть фюзеляжа 6 перед кабиной летчиков. Экипаж самолета-разгонщика из четырех человек размещается в герметичной кабине 7, оснащенной катапультируемыми креслами K-36Л. Силовая установка самолета-разгонщика состоит из четырех турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажем (ТРДДФ) конструкции ОКБ Н.Д. Кузнецова. Двигатели размещены в двух гондолах 8, расположенных под центральной частью крыла. Силовая установка оснащена регулируемыми воздухозаборниками 9 с вертикальным расположением клина. Самолет оснащен аналоговой цифровой электродистанционной системой управления. Каждый член экипажа может управлять полетом самолета при помощи ручки управления самолетом по типу самолета-истребителя. Для улучшения условий обитаемости в течение полета (продолжительность полета при запуске космического разгонщика до 10 часов и более) самолет оборудован местом для отдыха, туалетом и электродуховым шкафом для разогрева пищи.

Высокие аэродинамические характеристики самолета в известной степени обеспечиваются законом распределения площади поперечного сечения корпуса самолета по его длине [9]. Применительно к самолету-разгонщику закон распределения площади поперечного сечения по длине корпуса для различных углов стреловидности консолей приведен на фиг. 2. На графике все текущие значения площади поперечного сечения отнесены к площади миделевого сечения при стреловидности консолей 35 градусов. Такой закон распределения площади поперечного сечения корпуса самолета по его длине обеспечивает наилучшие летно-технические характеристики самолету-разгонщику АРКК на различных режимах полета.

Для уменьшения аэродинамического сопротивления основная ракета-носитель 1 (фиг. 3) размещается под фюзеляжем между гондолами 8 силовой установки (фиг. 1). При этом ее хвостовая часть может быть полуутопленной в фюзеляж (фиг. 3). Для обеспечения безопасного отделения ракеты от самолета-носителя строительная ось ракеты имеет небольшой (до -10^o) установочный угол на пикирование. Отсеки фюзеляжа обеспечивают размещение нескольких малых ракет-носителей космических-разгонщиков 2 и 3 (фиг. 3), которые могут использоваться при решении других задач.

Высота стоек шасси самолета-разгонщика и расстояние между гондолами силовой установки обеспечивают возможность подвески ракеты-носителя с технологических тележек. Учитывая массу выводимой полезной нагрузки, наклонение и высоту орбиты самолет-разгонщик может обеспечить запуск одной или нескольких ракет-носителей на дозвуковой или сверхзвуковой скорости полета самолета-разгонщика по "короткой" или "длинной" траектории его полета. Применение многорежимного самолета-разгонщика с крылом изменяемой геометрии позволяет сделать АРКК более гибким и способным решать задачи вывода полезной нагрузки в различных условиях.

Для уменьшения потребного наряда сил и средств, привлекаемых для обеспечения запуска ракет-носителей, на борту самолета-разгонщика размещается оборудование, позволяющее выполнять функции самолетного командно-измерительного пункта (СКИП).

Таким образом, указанная цель достигается тем, что в зависимости от решаемой задачи обеспечивается старт ракет-носителей с многорежимного самолета-разгонщика на сверхзвуковой или дозвуковой скорости, после чего самолет-разгонщик выполняет полет в режиме СКИП.

Например, старт при сверхзвуковой скорости полета (число М полета 1,5... 1,7) позволяет более чем в четыре раза увеличить кинетическую энергию космического разгонщика по сравнению с его запуском на дозвуковой скорости самолета-носителя. Размещение на борту дополнительно малых ракет-носителей расширяет круг решаемых самолетом-разгонщиком задач.

После проведения предполетной подготовки и снаряжения ракетами-носителями самолет-разгонщик взлетает и направляется в зону пуска. Приближаясь к зоне пуска, самолет переходит на запланированный скоростной режим полета (сверхзвуковой или дозвуковой) и совершает необходимый для запуска ракеты-носителя маневр (горку, полет с набором высоты и т.п.). При достижении расчетных условий для пуска ракеты-носителя происходит ее отделение и переход к самостоятельному полету. Самолет-разгонщик переходит к полету в режиме СКИП. При необходимости согласно программе полета одновременно производятся сброс и запуск малых ракет-носителей и их дальнейшее сопровождение. При выполнении полетного задания возможно значительное смещение времени пуска ракет-носителей от времени взлета самолета-разгонщика. Для увеличения продолжительности нахождения в воздухе производится дозаправка самолета топливом в воздухе.

Проведенный авторами анализ уровня техники показал, что решения, характеризующиеся признаками, тождественными всем признакам заявленного изобретения, отсутствуют.

Таким образом, применение многорежимного самолета-разгонщика АРКК позволит существенно снизить расходы на запуск космических объектов, одновременно расширить диапазон решаемых задач.

Источники информации

1. Кобелев В.Н., Милованов А.Г., Волхонский А.Е. Введение в аэрокосмическую технику./Под ред. проф. д.т.н. В.Н. Кобелева. М.: МГАТУ, 1994. 267 с.

2. Состояние работ по перспективным воздушно-космическим летательным аппаратам за рубежом. ЦАГИ им. Н.Е. Жуковского. НОВОСТИ ЗАРУБЕЖНОЙ НАУКИ И ТЕХНИКИ. Серия: Авиационная и ракетная техника. N 13, 1988.

3. Крылатая авиационная ракета-носитель "Пегас". ЦАГИ им. Н.Е. Жуковского. НОВОСТИ ЗАРУБЕЖНОЙ НАУКИ И ТЕХНИКИ. Серия: Авиационная и ракетная техника. N 20,1989.

4. Клименко В.И., Ершов А.С. Оценка эффективности систем силовая установка - планер транспортных ГЛА и ВКЛА на водороде или керосине (горизонтального взлета и посадки). Материалы III научно-технической конференции: Применение криогенных топлив в перспективных летательных аппаратах. ВВИА им. Н.Е. Жуковского, Координационный совет по водородной энергетике и технологии. Общество авиастроителей, АНТК им. А.Н. Туполева, 25 ГНИИ МО РФ, РАО "Газпром". Москва, 1996.

5. Зуенко Ю. А. , Коростелев С. Боевые самолеты России. - М.: Элакос, 1994. - 192 с.

6. Клименко В. И., Бондаренко Н.Н., Чевардов С.Г. Сравнительная оценка эффективности ракет-носителей и авиационных ракетно-космических комплексов. Материалы 5-го международного научно-технического симпозиума "Авиационные технологии 21 века". - г. Жуковский, 1999.

7. Давидсон Б.X., Пышный И.А. Авиационно-ракетная система на базе маневренного самолета для выведения малых ИСЗ и суборбитальных аппаратов. Материалы XXII научных чтений по космонавтике. - М.: ИИЕТ РАН, 1998.

8. Опаринов В.А. Расчет нелинейных характеристик крыла сложной формы в плане с учетом носовой вихревой пелены. Известия АН СССР, МЖГ, N 2, 1997.

9. Ray Whitford. Design for Air Combat. Jane"s Publishing Company Limited, London, 1987.