авиационный ракетный комплекс

Формула изобретения

1. Авиационный ракетный комплекс, включающий самолет, ракету-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом, системы, обеспечивающие их функционирование, отличающийся тем, что содержит планер, внутри фюзеляжа которого размещена ракета-носитель, трос-фал, наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями, на которой смонтирован планер, у которого нижняя часть фюзеляжа выполнена с возможностью отделения ее от верхней части фюзеляжа вниз, при этом сопряженные между собой трос-фал и верхняя часть фюзеляжа планера образуют устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом, а транспортно-разгонная платформа представляет собой самолет, имеющий остаточные ресурс и срок службы, доработанный под размещение и наземное транспортирование на нем планера с ракетой-носителем, а также под условия эксплуатации его в составе авиационного ракетного комплекса.

2. Авиационный ракетный комплекс по п.1, отличающийся тем, что транспортно-разгонная платформа выполнена на базе разработанного самолета, приспособленного для эксплуатации его в составе авиационного ракетного комплекса.

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

4. Авиационный ракетный комплекс по п.1, отличающийся тем, что планер снабжен системой управления.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники. Оно может быть использовано в авиационных ракетных комплексах (АРК) космического назначения, например, 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 (РН), размещаемой вне фюзеляжа самолета, представленный в информационных выпусках №20, 21, 31, 32, 38-41, 45, 46 1988 года "Ракетно-космическая техника" по материалам иностранной печати, экспресс-информация, серия 1, издание "Центрального научно-исследовательского института машиностроения", г.Москва по АРК с ракетой-носителем (РН) "Пегас" (США). Указанный аналог, как наиболее близкий по технической сути, принят за прототип.

Недостатками прототипа являются, в том числе:

- ограничения по максимальной и начальной массе ракеты-носителя (РН) и, как следствие этого, ограничения по максимальной массе выводимых на орбиты КА;

- малая эффективность использования технических возможностей самолета, например, по дальности доставки РН к точке ее пуска;

- малая безопасность экипажа самолета при полете самолета в район пуска РН и при ее пуске.

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

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

- повышение безопасности самолета, экипажа и надежности пуска РН.

Это достигается, в том числе за счет:

- использования самолета как буксировщика планера, внутри фюзеляжа которого размещается РН;

- использования наземной транспортно-разгонной платформы (ТРП), на которой размещается планер, снаряженный РН;

- исполнения наземной ТРП на базе отработанного самолета, принятого к летной эксплуатации, например самолета Ил-76МТ (МД, МФ), имеющего остаточные ресурс с срок службы, доработанного под размещение и наземное транспортирование на нем планера с РН, а также под обеспечение эксплуатации его в составе АРК (при этом этот базовый самолет дорабатывается под размещение на нем планера, оснащенного РН, в минимальном объеме и с максимальным использованием всех его штатных агрегатов, узлов и систем (шасси, двигатели, фюзеляж, системы управления, электропитания, связи и т.д.)).

Сущность изобретения поясняется чертежами, на фиг.1 показан общий вид размещения планера с РН на наземной ТРП; на фиг.2 - сопряжение планера с ТРП и самолетом, выполняющим функции буксировщика планера; на фиг.3 - вид по стрелке А на фиг.2.

Планер 1 с РН 2 размещен на ТРП 3. Планер 1 соединен с помощью троса-фала 4 с самолетом 5. Верхняя часть 6 фюзеляжа планера 1 выполнена с возможностью отделения ее от нижней части 7. При этом сопряженные между собой верхняя часть 6 фюзеляжа планера 1, трос-фал 4 образуют устройство сопряжения РН 2 с самолетом 5, выполняющим функции самолета-буксировщика.

Для обеспечения функционирования ТРП 3, планера 1 и их систем ТРП 3 и планер 1 снабжены системами управления (на чертеже не показаны).

Эта система: планер 1, оснащенный РН 2, самолет 5, ТРП 3 и буксировочный трос-фал 4, функционируют следующим образом.

Перед запуском космического аппарата ТРП 3 подается на техническую позицию авиационного ракетного комплекса, где на нее производится погрузка планера 1, снаряженного РН 2, например, не заправленной компонентами топлива. Погрузка РН 2 обеспечивается возможностью разъема фюзеляжа планера 1 по горизонтальной плоскости Б на две части: нижняя часть 7, верхняя часть 6.

После погрузки планера 1 на ТРП 3 производятся заправка РН 2 топливом и проверки систем РН 2, а также систем ТРП 3.

После завершения всех работ по подготовке авиационного ракетного комплекса к запуску космического аппарата (в том числе планера 1, самолета 5, РН 2, ТРП 3) снаряженная ТРП 3 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 8, с которой осуществляются разбег, взлет самолета 5 и движение ТРП 3.

На ВПП 8 производится сопряжение самолета 5 с планером 1 с помощью буксировочного троса-фала 4. В результате чего самолет 5 и ТРП 3 приведены в стартовое положение на ВПП 8.

Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.

По команде от системы управления АРК на вылет в район пуска РН 2 одновременно на самолете 5 и ТРП 3 запускаются двигатели (для разгона ТРП 3 на ней установлены, например, двигатели 9 от вышеупомянутого базового самолета Ил-76МТ (МД, МФ)). Тяги двигателей самолета 5 и ТРП 3 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 8.

По достижении заданных уровней тяг двигателей самолета 5 и ТРП 3 подается команда на взлет (начало движения их по ВПП 8).

При этом обеспечиваются уровни тяг двигателей самолета 5 и ТРП 3, исключающие провисание троса-фала 4 до недопустимого уровня.

При движении самолета 5 и ТРП 3 по ВПП 8 на самолет 5 и планер 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолета 5 от ВПП 8 и планера 1 от ТРП 3 при достижении заданной скорости движения (˜280-300 км/час).

После отрыва самолета 5 от ВПП 8 одновременно от ТРП 3 производится по команде от системы управления АРК (планера 1 или ТРП 3) отделение снаряженного РН 2 планера 1 и начало полета самолета 5 в район пуска РН 2, с целью выведения КА.

По прибытии самолета 5 в район пуска РН 2 самолет 5 и планер 1 занимают заданные расчетные положения их в пространстве по высотам, направлению и скорости полета, угловым параметрам (крен, тангаж, курс), обеспечивающие запуск РН 2.

По команде от системы управления АРК на пуск РН 2 производится отделение нижней части 7 фюзеляжа планера 1, например, по горизонтальной плоскости Б (с помощью задействования пирозамков и детонирующих шнуров, смонтированных на фюзеляже планера 1 (на чертеже не показаны) и после ее отделения подается команда от системы управления АРК на отделение РН 2 от верхней части 6 фюзеляжа планера 1 и запуск ее двигателей I ступени. РН 2 отделяется от верхней части 6 фюзеляжа планера 1 под действием силы тяжести (т.е. падает), а планер 1 (верхняя часть 6) вследствие наличия у него подъемной силы, создаваемой крылом 10, поднимается вверх. После отделения РН 2 от верхней части 6 фюзеляжа планера 1 и запуска ее 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, позволяет, в том числе:

- увеличить эффективность АРК;

- повысить безопасность и надежность АРК;

- уменьшить технические и другие риски при создании АРК и его эксплуатации.

Предложенное в изобретении техническое решение открывает перспективное направление разработки АРК.