авиационный ракетный комплекс
Классы МПК: | B64D5/00 Летательные аппараты, транспортируемые другими летательными аппаратами, например отцепляемые в полете B64D3/00 Модификации самолетов для использования их в качестве буксирующих или буксируемых F42B15/10 с траекторией полета только в воздухе B64G1/00 Космические летательные аппараты |
Автор(ы): | Данилкин Вячеслав Андреевич (RU), Дегтярь Владимир Григорьевич (RU), Сабуренко Валерий Васильевич (RU), Шевалдина Лариса Витальевна (RU) |
Патентообладатель(и): | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный ракетный центр "КБ им. акад. В.П. Макеева" (RU) |
Приоритеты: |
подача заявки:
2005-07-12 публикация патента:
27.02.2008 |
Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники. Авиационный ракетный комплекс включает самолет (8), ракету-носитель воздушного запуска (1), транспортно-разгонную платформу (5) со смонтированной на ней ракетой-носителем с помощью механических связей и элементов, трос-фал (7), системы, обеспечивающие функционирование авиационного ракетного комплекса. На корпусе ракеты-носителя смонтированы крыло с центропланом (6), обтекатели передний (3) и хвостовой (4), на последнем установлены стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор и вертикальное хвостовое оперение (10). Трос-фал соединен с центропланом крыла, а также с самолетом, выполняющим функции самолета-буксировщика ракеты-носителя к точке ее запуска. Изобретение повышает эффективность использования технических возможностей самолета и комплекса в целом. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
![авиационный ракетный комплекс, патент № 2317923](/images/patents/150/2317923/2317923.jpg)
Формула изобретения
1. Авиационный ракетный комплекс, включающий самолет, ракету-носитель воздушного запуска, транспортно-разгонную платформу со смонтированной на ней ракетой-носителем с помощью механических связей и элементов с обеспечением возможности одновременного отделения от транспортно-разгонной платформы ракеты-носителя и начала полета самолета, трос-фал, системы, обеспечивающие функционирование авиационного ракетного комплекса, отличающийся тем, что на корпусе ракеты-носителя смонтированы крыло с центропланом, обтекатели передний и хвостовой, на последнем из которых установлены стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор и, например, вертикальное хвостовое оперение, при этом отделение переднего и хвостового обтекателей, крыла с центропланом от корпуса ракеты-носителя производится по команде на пуск ракеты, а трос-фал соединен с центропланом крыла, а также с самолетом, выполняющим функции самолета-буксировщика ракеты-носителя к точке ее запуска.
2. Авиационный ракетный комплекс по п.1, отличающийся тем, что в полостях переднего и хвостового обтекателей, крыла и его центроплана размещены элементы систем управления, энергоснабжения крыла, стабилизатора вертикального хвостового оперения, а также ракеты-носителя.
Описание изобретения к патенту
Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники. Оно может быть использовано в авиационных ракетных комплексах (АРК) космического назначения (КН), например с тяжелыми баллистическими ракетами-носителями (массой 100 т и более), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) воздушного запуска вне самолета, с целью выведения на орбиты космических аппаратов (КА), например искусственных спутников Земли (ИСЗ).
Известен аналог АРК КН с ракетой-носителем, размещаемой вне фюзеляжа самолета, представленный в информационных выпусках №20, 21, 31, 32, 38-41, 45, 46, 1988 г. «Ракетная космическая техника» по материалам иностранной печати, экспресс-информация, серия 1, издание «Центрального научно-исследовательского института машиностроения, г.Москва по АРК с ракетой-носителем «Пегас» (США). Указанный аналог, как наиболее близкий по технической сути, может быть принят за прототип.
Недостатками прототипа являются
- малая эффективность использования технических возможностей самолета, например по дальности полета самолета с ракетой-носителем;
- сложность размещения на самолете ракеты-носителя и ее сопряжения с самолетом, а также заправки ракеты-носителя топливом в составе самолета;
- невозможность аварийного сброса (АС) ракеты-носителя при отказе систем АС самолета и ракеты-носителя;
- малая безопасность экипажа и самолета, которые могут быть обеспечены при полете самолета в точку пуска ракеты-носителя, а также при АС ракеты-носителя;
- большие ограничения, накладываемые со стороны самолета на габариты и вес ракеты-носителя;
- большие риски при реализации программы создания АРК КН.
Задачами, на решение которых направлена заявка на изобретение, являются:
- повышение эффективности использования технических возможностей самолета и комплекса в целом;
- повышение безопасности экипажа самолета при полете в точку пуска ракеты-носителя;
- повышение энергетических возможностей ракеты-носителя;
- снижение технических, финансовых рисков при создании АРК КН и при его эксплуатации.
Это достигается за счет
- использования самолета как буксировщика ракеты-носителя до точки пуска;
- использования транспортно-разгонной платформы (ТРП), на которой смонтирована ракета-носитель;
- возможности увеличения габаритов и стартового веса ракеты-носителя путем увеличения количества ракетного топлива и, как следствие этого, увеличение выводимой на орбиты массы космических аппаратов.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором показан общий вид размещения ракеты-носителя на транспортно-разгонной платформе.
Ракета-носитель 1 со смонтированными на ней с помощью механических связей и элементов (МС и Э) крылом 2, передним обтекателем 3, хвостовым обтекателем 4 размещена и закреплена с помощью МС и Э (на чертеже не показаны) на транспортно-разгонной платформе 5. Крыло 2 через его центроплан 6 с помощью МС и Э закреплено на корпусе ракеты-носителя 1, трос-фал 7 соединен с помощью МС и Э с центропланом 6 крыла 2 и самолетом 8, выполняющим функцию самолета-буксировщика (на чертеже не показан). Передний обтекатель 3 и хвостовой обтекатель 4 смонтированы с помощью МС и Э на передней и хвостовой частях ракеты-носителя 1 соответственно. На хвостовом обтекателе 4 смонтированы с помощью МС и Э стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор 9 и вертикальное хвостовое оперение 10. Крыло 2 снабжено элеронами, стабилизатор 9 - рулями высоты, а оперение 10 - рулями направления. В крыле 2 и его центроплане 6, в переднем и хвостовом обтекателях 3, 4 при необходимости могут быть выполнены полости для размещения элементов систем управления (СУ), энергоснабжения крыла 2, стабилизатора 9, например, вертикального хвостового оперения 10, ракеты-носителя 1 и др. систем, обеспечивающих функционирование АРК (на чертеже не показаны).
Эта система, включающая ракету-носитель 1, крыло 2 и другие вышеупомянутые элементы, функционирует следующим образом.
Перед запуском космического аппарата ТРП 5 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 ракеты-носителя 1 на ТРП 5 производятся заправка ракеты-носителя 1 топливом и проверка ее систем, а также систем ТРП 5 на функционирование.
После завершения всех работ по подготовке авиационного ракетного комплекса к запуску космического аппарата ТРП 5 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 11 в точку начала движения ТРП 5 при взлете самолета 8, где производится сцепление самолета 8 с центропланом 6 крыла 2 с помощью троса-фала 7. В результате чего самолет 8 и ТРП 5 приводятся в стартовое положение на ВПП 11.
Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.
По команде от СУ АРК (на чертеже не показана) на вылет в район пуска одновременно на самолете 8 и ТРП 5 запускаются двигатели (для разгона ТРП 5 на ней установлены, например, твердотопливные ракетные двигатели 12). Тяги двигателей самолета 8 и ТРП 5 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 11.
По достижении заданных уровней тяг двигателей самолета-буксировщика 8 и ТРП 5 подается команда на взлет (начало движения их по ВПП 11).
При этом обеспечиваются параметры движения самолета 8 и ТРП 5, исключающие провисание троса-фала 7 до недопустимого уровня.
При движении самолета 8 и ТРП 5 по ВПП 11 на самолет 8 и снаряженную ракету-носитель 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолета 8 от ВПП 11 и снаряженной ракеты-носителя 1 от ТРП 5 при достижении заданной скорости движения (280 км/ч).
После отрыва самолета 8 от ВПП 11 одновременно от ТРП 5 производится отделение ракеты-носителя 1 и начало полета самолета 8 в район пуска ракеты-носителя 1.
По прибытии самолета 8 в район пуска самолет 8 и ракета-носитель 1 занимают заданное расчетное положение в пространстве по высоте, направлению и скорости полета, угловым параметрам (крен, тангаж, курс), обеспечивающее запуск ракеты-носителя 1.
По команде на пуск ракеты-носителя 1 производятся запуск двигателя первой ступени ракеты-носителя 1, отделение переднего и хвостового обтекателей 3, 4, крыла 2 с центропланом 6 от корпуса ракеты-носителя 1, например, с помощью задействования пирозамков и детонирующих шнуров, размещенных на указанных отделяемых элементах (на чертеже не показано) для разрушения их силовых связей с ракетой-носителем 1.
После отделения от корпуса ракеты-носителя 1 всех смонтированных на ней вышеупомянутых частей и запуска двигателя первой ступени производится полет ракеты-носителя 1 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
- увеличить эффективность, в том числе увеличить выводимые на орбиты массы КА или высоты их орбит, расширить районы пусков ракет относительно места базирования АРК;
- повысить безопасность и надежность эксплуатации АРК;
- упростить технологию эксплуатации АРК;
- уменьшить технические и другие риски при создании АРК и его эксплуатации.
Предложенное в изобретении техническое решение позволяет улучшить технические характеристики АРК, в том числе космического назначения, а также расширить области использования АРК и возможно отказаться в будущем от использования наземных космодромов для запуска ракет-носителей массой более 100 т.
Класс B64D5/00 Летательные аппараты, транспортируемые другими летательными аппаратами, например отцепляемые в полете
Класс B64D3/00 Модификации самолетов для использования их в качестве буксирующих или буксируемых
Класс F42B15/10 с траекторией полета только в воздухе
узел разделения отсеков летательного аппарата - патент 2528473 (20.09.2014) | ![]() |
двухступенчатая противотанковая управляемая ракета - патент 2527610 (10.09.2014) | ![]() |
зенитная ракета и жидкостный ракетный двигатель - патент 2496090 (20.10.2013) | ![]() |
жидкостная ракета вытеснения (варианты) - патент 2468333 (27.11.2012) | |
атмосферная жидкостная ракета (варианты) - патент 2462687 (27.09.2012) | ![]() |
противовертолетная и противостелсовая ракета - патент 2443968 (27.02.2012) | ![]() |
имитатор воздушных целей - патент 2442947 (20.02.2012) | ![]() |
двухступенчатая бикалиберная управляемая ракета - патент 2393423 (27.06.2010) | |
многоступенчатая зенитная ракета - патент 2380651 (27.01.2010) | ![]() |
зенитная ракета - патент 2380650 (27.01.2010) | ![]() |
Класс B64G1/00 Космические летательные аппараты