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, а наземная транспортно-разгонная платформа представляет собой самолет, имеющий остаточные ресурс и срок службы, доработанный под размещение и наземное транспортирование на нем ракеты-носителя.

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 тяжелой ракетой-носителем (РН) воздушного запуска, буксируемой несколькими самолетами, представленный в описании патента РФ №2130879 (1999 г.).

Указанный аналог, как наиболее близкий по технической сути, может быть принят за прототип.

Основными недостатками прототипа в том числе являются:

- необходимость выполнения больших объемов научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ (НИОКР) по созданию наземного средства (НС), обеспечивающего взлет ракеты-носителя, оснащенной крылом, стабилизатором и, например, вертикальным оперением путем буксировки ее самолетом;

- большие финансовые затраты и сроки выполнения работ, необходимые для создания вышеупомянутого НС.

- малая эффективность использования технических возможностей самолетов-буксировщиков ракеты-носителя (РН);

- сложность устройства сопряжения РН с самолетами-буксировщиками и реализуемого способа пуска РН;

- сложность технологий отработки систем АРК при его создании и штатной эксплуатации;

- малая надежность и безопасность АРК при его создании и штатной эксплуатации.

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

- уменьшение объемов выполнения НИОКР по созданию вышеупомянутого НС (далее по тексту читать: «транспортно-разгонной платформы (ТРП)») и, следовательно, АРК в целом;

- повышение безопасности экипажей самолетов при взлете;

- повышение безопасности и надежности самолетов при взлете;

- существенное снижение затрат на создание АРК в целом;

- существенное снижение технических, финансовых рисков при создании АРК и при его эксплуатации, а также сроков разработки АРК. Это достигается в том числе за счет:

- применения наземной ТРП, на которой смонтирована РН;

- применения РН, на корпусе которой дополнительно установлены обтекатель со смонтированным на нем крылом, обтекатели передний (носовой) и хвостовой со стабилизирующими поверхностями с возможностью их отделения от корпуса РН;

- двух тросов-фалов и двух самолетов-буксировщиков для обеспечения буксировки РН в район пуска;

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

- исполнения наземной ТРП на базе существующего отработанного самолета, принятого к летной эксплуатации, например, самолета Ил-76МТ (МД, МФ), имеющего остаточные ресурс и срок службы, доработанного под размещение и наземное транспортирование на нем РН, а также под обеспечение эксплуатации его в составе АРК, при этом этот базовый самолет дорабатывается под размещение на нем ракеты-носителя (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, где:

- на фиг.1 изображен общий вид аэропоезда сбоку, размещенного на взлетно-посадочной полосе, содержащего последовательно соединенные между собой с помощью тросов-фалов два самолета буксировщика и РН, смонтированной на ТРП;

- на фиг.2 изображен выносной элемент I, представленный на фиг.1, и отражающий взаимное размещение РН и ТРП относительно друг друга и второго самолета-буксировщика при виде на них сбоку;

- на фиг.3 изображен вид А, представленный на фиг.2, отражающий размещение РН и ТРП относительно друг друга при виде на них сверху.

РН 1 со смонтированными на ее корпусе 2 обтекателе 3 с крылом 4, передним (носовым) обтекателем 5, хвостовым обтекателем 6 размещена на наземной ТРП 7. Крыло 4 через его центроплан 8 закреплено на корпусе 2 РН 1, буксировочный трос-фал 9 соединен с центропланом 8 крыла 4 РН 1 и самолетом 10, буксировочный трос-фал 11 соединен с самолетами 10, 12. Передний обтекатель 5 и хвостовой обтекатель 6 смонтированы на передней и хвостовой частях РН 1 соответственно. На хвостовом обтекателе 6 смонтированы стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор 13 и, например, вертикальное хвостовое оперение 14. При этом обтекатели 3, 5 и 6 выполнены с возможностью отделения их от корпуса 2 РН 1, например, с использованием детонирующих удлиненных зарядов или пирозамков, смонтированных на этих обтекателях, для разрушения силовых связей их с корпусом 2 РН 1 (на чертеже не показано). Крыло 3 снабжено элеронами 15, стабилизатор 13, например рулями высоты, а оперение 14, например рулями направления. В крыле 4 и его центроплане 8, в обтекателях 3, 5, 6 при необходимости могут быть выполнены полости под размещение элементов систем управления, энергоснабжения крыла 4, стабилизатора 13, хвостового оперения 14, РН 1 и др. систем, обеспечивающих функционирование АРК (на чертеже не показаны).

Тросы-фалы 9, 11, самолет 10, центроплан 8 крыла 4, обтекатель 3 крыла 4 образуют устройство сопряжения РН1 с самолетом-буксировщиком 12.

Эта система, включающая РН 1, самолеты 10, 12 и другие вышеупомянутые элементы, функционирует следующим образом.

Перед запуском космического аппарата наземная ТРП 7 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 ракеты-носителя 1 на наземную ТРП 7 производятся заправка РН 1 топливом и проверки ее систем, а также систем ТРП 7 на функционирование.

После завершения всех работ по подготовке авиационного ракетного комплекса к запуску космического аппарата снаряженная ТРП 7 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 16 в точку начала движения ТРП 7 при взлете самолетов 10, 12 на пуск РН 1, где производится сцепление самолета 10 с центропланом 8 крыла 4 РН 1 с помощью буксировочного троса-фала 9 и с самолета 10 с самолетом 12 с помощью буксировочного троса-фала 11. В результате чего самолеты 10, 12 и ТРП 7 приведены в стартовое положение на ВПП 16.

Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.

По команде от системы управления АРК на вылет в район пуска РН 1 одновременно на самолетах 10, 12 и ТРП 7 запускаются двигатели (для разгона ТРП 7 на ней установлены, например, двигатели 17 от вышеупомянутого базового самолета, например, Ил-76МТ (МД, МФ)). Тяги двигателей самолетов 10, 12 и ТРП 7 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 16.

По достижении заданных уровней тяг двигателей самолетов-буксировщиков 10, 12 и ТРП 7 подается команда на взлет (начало движения их по ВПП 16).

При этом обеспечиваются уровни тяг двигателей самолетов 10, 12, двигателей 17 ТРП 7, исключающие провисания тросов-фалов 9 и 11 до недопустимых уровней.

При движении самолетов 10, 12 и ТРП 7 по ВПП 16 на самолеты 10, 12 и РН 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолетов 10 и 12 от ВПП 16 и снаряженной РН 1 от ТРП 7 при достижении ими заданной скорости движения (˜280-300 км/час).

При отрыве самолетов 10 и 12 от ВПП 16 одновременно от ТРП 7 производится отделение РН 1 по команде, например, от системы управления АРК (РН 1 или ТРП 7) и начало полета самолетов 10, 12 в район пуска РН 1. По прибытии в район пуска самолеты 10, 12 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. Пуск РН1 производится после отделения смонтированных на ее корпусе 2 обтекателя 3 с крылом 4 переднего обтекателя 5 и хвостового обтекателя 6.

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 для создания АРК, увеличить его эффективность;

- повысить безопасность и надежность эксплуатации АРК;

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

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

Предложенное в изобретении техническое решение открывает перспективное направление разработки АРК.