авиационный ракетный комплекс

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.