авиационный ракетный комплекс

Формула изобретения

1. Авиационный ракетный комплекс, включающий самолеты, ракету-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетами, выполняющими функции буксировщиков ракеты-носителя, системы, обеспечивающие их функционирование, отличающийся тем, что содержит наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями, на которой смонтирована ракета-носитель, дополнительно смонтированные на корпусе ракеты-носителя обтекатель, на котором смонтировано крыло с центропланом, оснащенное элеронами, обтекатели носовой и хвостовой, на котором установлены стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор и, например, вертикальное хвостовое оперение, при этом все обтекатели выполнены с возможностью отделения от корпуса ракеты-носителя, последовательно сопряженные первый и второй самолеты с помощью первого троса-фала, при этом второй самолет с помощью второго троса-фала сопряжен с центропланом крыла, смонтированным на обтекателе, установленном на корпусе ракеты-носителя, при этом оба троса-фала и второй самолет совместно с крылом, центропланом крыла и его обтекателем образуют устройство сопряжения ракеты носителя с самолетом-буксировщиком.

2. Авиационный ракетный комплекс по п.1, отличающийся тем, что в полостях, смонтированных на ракете-носителе носового и хвостового обтекателей, обтекателя крыла и его центроплана размещены элементы систем управления ракеты-носителя, крыла, стабилизирующих поверхностей и их электроснабжения, например электроаккумуляторы.

3. Авиационный ракетный комплекс по п.1, отличающийся тем, что наземная транспортно-разгонная платформа снабжена 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, преимущественно 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 воздушного запуска, буксируемой несколькими самолетами, представленный в описании патента РФ №2130879 (1999 г.). Указанный аналог как наиболее близкий по технической сути принят за прототип.

Недостатками прототипа являются в том числе:

- необходимость применения для буксирования ракеты-носителя (РН) самолетов с повышенными мощностями их двигательных установок;

- малая эффективность использования технических возможностей самолетов, например, по дальности доставки РН в точку ее пуска;

- сложность сопряжения РН с самолетами-буксировщиками, а также способа пуска РН;

- большие риски при реализации программы создания АРК.

Задачами, на решение которых направлено изобретение, являются

- повышение эффективности использования технических возможностей самолетов-буксировщиков и АРК в целом;

- повышение безопасности и надежности пуска РН;

- снижение технических, финансовых рисков при создании АРК и при его эксплуатации.

Это достигается за счет в том числе:

- использования самолетов как буксировщиков ракеты до точки пуска;

- использования наземной транспортно-разгонной платформы (ТРП), на которой смонтирована снаряженная РН;

- использования простого по конструкции устройства сопряжения РН с самолетами-буксировщиками;

- применения упрощенного способа пуска РН.

Сущность изобретения поясняется фиг.1-3, на которых показан общий вид размещения ракеты-носителя (РН) на наземной ТРП, сопряжения РН с самолетами, выполняющими функции буксировщиков РН.

РН 1 с дополнительно смонтированными на ее корпусе обтекателями 2 с установленным на нем крылом 3, обтекателями передним (носовым) 4 и хвостовым 5 размещена на наземной ТРП 6. Крыло 3 с помощью его центроплана 7 и обтекателя 2 закреплено на корпусе РН 1, трос-фал 8 сопряжен с центропланом 7 крыла 3 и самолетом 9. Самолеты 9 и 10 последовательно (друг за другом) сопряжены между собой тросом-фалом 11. Передний обтекатель 4 и хвостовой обтекатель 5 смонтированы на передней (носовой) и хвостовой частях корпуса РН 1 соответственно. На хвостовом обтекателе 5 смонтированы стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор 12 и вертикальное хвостовое оперение 13. При этом обтекатели 2, 4, 5 выполнены с возможностью отделения их от корпуса 2 РН 1, например, с использованием детонирующих удлиненных зарядов или пирозамков, смонтированных на этих обтекателях, для разрушения их силовых связей с корпусом РН 1 (на чертеже не показано). Крыло 3 снабжено элеронами 14, стабилизатор 12 - рулями высоты 15, а оперение 13 - рулями направления 16. В крыле 3 обтекателя 2, центроплане 7 крыла 3, в переднем и хвостовом обтекателях 4, 5 при необходимости могут быть выполнены полости под размещение элементов систем управления РН 1, крыла 3, стабилизатора 12, например, вертикального хвостового оперения 13 и их электроснабжения, например электроаккумулятора и др. систем, обеспечивающих функционирование АРК (на чертеже не показаны).

Тросы-фалы 8, 11, самолет 9, центроплан 7 крыла 3, обтекатель 2 образуют устройство сопряжения РН 1 с самолетом-буксировщиком 10.

Эта система, включающая РН 1, самолеты 9, 10 и другие вышеупомянутые элементы, функционирует следующим образом.

Перед запуском космического аппарата наземная ТРП 6 подается на техническую позицию авиационного ракетного комплекса, где на нее производится погрузка снаряженной РН 1, например, незаправленной компонентами топлива со смонтированными на ней вышеупомянутыми элементами.

После погрузки снаряженной РН 1 на ТРП 6 производятся заправка РН 1 топливом и проверка ее систем, а также систем ТРП 6 на функционирование.

После завершения всех работ по подготовке авиационного ракетного комплекса к запуску космического аппарата снаряженная ТРП 6 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 17 в точку начала движения ТРП 6 при взлете самолетов 9, 10 на пуск РН 1, где производится сопряжение самолета 9 с центропланом 7 крыла 3, установленного на обтекателе 2 с помощью троса-фала 8, и сопряжение самолетов 9, 10 между собой последовательно (друг за другом) с помощью троса-фала 11. В результате чего самолеты 9, 10 и ТРП 6 приведены в стартовое положение на ВПП 17.

Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.

По команде от системы управления АРК на вылет в район пуска ракеты одновременно на самолетах 9, 10 и ТРП 6 запускаются двигатели (для разгона ТРП 6 на ней установлены двигатели 18). Тяги двигателей самолетов 9, 10 и ТРП 6 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 17.

По достижении заданных уровней тяг двигателей самолетов-буксировщиков 9, 10 и ТРП 6 подается от системы управления АРК команда на взлет (начало движения их по ВПП 17).

При этом обеспечиваются уровни тяг двигателей самолетов 9, 10 и двигателей 18 ТРП 6, исключающие провисания тросов-фалов 8, 11 до недопустимых уровней.

При движении самолетов 9, 10 и ТРП 6 по ВПП 17 на самолеты 9, 10 и снаряженную РН 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолетов 9, 10 от ВПП 17 и снаряженной РН 1 от ТРП 6 при достижении заданной скорости движения (˜280-300 км/час).

При отрыве самолетов 9, 10 от ВПП 17 одновременно от ТРП 6 производится отделение снаряженной РН 1 по команде, например, от системы управления РН 1 и начало полета самолетов 9, 10 в район пуска РН 1.

По прибытии самолетов 9, 10 в район пуска самолеты 9, 10 и снаряженная РН 1 занимают заданные расчетные положения в пространстве по высотам, направлению и скорости полета, угловым параметрам (крен, тангаж, курс), обеспечивающие запуск РН 1.

По команде от системы управления АРК на пуск РН 1 производится подача команд на запуск двигателя I ступени РН 1, отделение обтекателей 2, 4, 5, крыла 3 с центропланом 7 от корпуса РН 1, например, с помощью задействования пирозамков и детонирующих удлиненных зарядов, размещенных на указанных отделяемых элементах (на чертеже не показано) для разрушения их силовых связей с корпусом РН 1.

После отделения от корпуса РН 1 всех смонтированных на ней вышеупомянутых частей и запуска 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:

- при меньших финансовых затратах и сроках, необходимых на создание АРК, увеличить его эффективность;

- повысить безопасность, надежность и упростить эксплуатацию АРК;

- упростить технологию изготовления и отработки систем АРК при их создании;

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

Предложенное в изобретении техническое решение открывает перспективное направление разработки АРК.