авиационный ракетный комплекс

Формула изобретения

Авиационный ракетный комплекс, включающий самолет, ракету-носитель воздушного запуска, смонтированные на ней крыло, обтекатели передний и хвостовой, на котором установлены стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор и, например, вертикальное хвостовое оперение, буксировочный трос-фал, соединенный с центропланом крыла и с самолетом, выполняющим функции буксировщика ракеты-носителя, транспортно-разгонную платформу со смонтированной на ней ракетой-носителем и системы, обеспечивающие их функционирование, отличающийся тем, что содержит дополнительные самолет и буксировочный трос-фал.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники. Оно может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения (АРК КН), например, с тяжелыми баллистическими ракетами-носителями (РН) массой 100 т и более, оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и запускаемыми в воздухе вне самолета, с целью выведения космических аппаратов (КА), например ИСЗ, на орбиты.

Известен АРК КН с ракетой-носителем, размещаемой вне фюзеляжа самолета.

Основным недостатком упомянутого авиационного ракетного комплекса космического назначения является ограничение по максимальной начальной массе РН и, как следствие этого, ограничения по максимальной массе выводимых на орбиты КА.

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

- увеличение массы КА, выводимой на орбиты,

- повышение безопасности экипажа самолета при взлете,

- повышение безопасности и надежности самолета РН при взлете,

- существенное снижение затрат на создание АРК с повышенными техническими характеристиками, а также сроков его разработки.

Это достигается за счет включения в состав АРК дополнительных самолета и буксировочного троса-фала в сравнении с прототипом. Включение дополнительных самолета и буксировочного троса-фала позволяет увеличить усилие, необходимое для транспортировки на транспортно-разгонной платформе (ТРП) со смонтированной на ней РН с повышенной начальной массой на земле при взлете и полете в район пуска РН.

В качестве базовых самолетов, которые могут быть приняты как основа для разработки самолетов-буксировщиков и ТРП, могут быть приняты существующие, отработанные тяжелые транспортные самолеты, например, Ил-76МТ (МД, ТФ), доработанные под условия применения их в составе АРК. Это позволит существенно повысить технико-экономическую эффективность АРК (в т.ч. существенное снижение финансовых затрат и сроков создания АРК, повышение безопасности эксплуатации и технических характеристик АРК).

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором показаны общий вид размещения ракеты-носителя на транспортно-разгонной платформе и ее сопряжение с самолетами, выполняющими функции буксировщиков.

Ракета-носитель 1 со смонтированными на ней крылом 2, передним обтекателем 3, хвостовым обтекателем 4 размещена на транспортно-разгонной платформе 5. Крыло 2 через его центроплан 6 закреплено на корпусе ракеты-носителя 1, буксировочный трос-фал 7 соединен с центропланом 6 крыла 2 и самолетом 8, буксировочный трос-фал 9 соединен с самолетами 8, 10. Передний обтекатель 3 и хвостовой обтекатель 4 смонтированы на передней и хвостовой частях ракеты-носителя 1 соответственно. На хвостовом обтекателе 4 смонтированы стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор 11 и, например, вертикальное хвостовое оперение 12. Крыло 2 снабжено элеронами, стабилизатор 11 - рулями высоты, а оперение 12 - рулями направления. В крыле 2 и его центроплане 6, в переднем и хвостовом обтекателях 3, 4 при необходимости могут быть выполнены полости под размещение элементов систем управления, энергоснабжения крыла 2, стабилизатора 11, например, хвостового оперения 12, 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 проверки ее систем, а также систем ТРП 5 на функционирование.

После завершения всех работ по подготовке авиационного ракетного комплекса к запуску космического аппарата снаряженная ТРП 5 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 13 в точку начала движения ТРП 5 при взлете самолетов 8 и 10 на пуск ракеты-носителя 1, где производится сцепление самолета 8 с центропланом 6 крыла 2 с помощью буксировочного троса-фала 7 и самолета 10 с самолетом 8 с помощью буксировочного троса-фала 9. В результате чего самолеты 8 и 10 и ТРП 5 приведены в стартовое положение на ВПП 13.

Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.

По команде на вылет в район пуска ракеты одновременно на самолетах 8, 10 и ТРП 5 запускаются двигатели (для разгона ТРП 5 на ней установлены, например, двигатели 14 от вышеупомянутого базового самолета, например, Ил-76МТ (МД, МФ)). Тяги двигателей самолетов 8, 10 и ТРП 5 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 13.

По достижении заданных уровней тяг двигателей самолетов-буксировщиков 8, 10 и ТРП 5 подается команда на взлет (начало движения их по ВПП 13).

При этом обеспечиваются тяги двигателей самолетов 8, 10, двигателей 14 ТРП 5, исключающие касание тросов-фалов 7, 9 ВПП 13. При движении самолетов 8, 10 и ТРП 5 по ВПП 13 на самолеты 8, 10 и ракету-носитель 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолетов 8, 10 от ВПП 13 и снаряженной ракеты 1 от ТРП 5 при достижении ими заданной скорости движения (~ 280-300 км/час).

После отрыва самолетов 8 и 10 от ВПП 13 одновременно от ТРП 5 производится по команде, например, от системы управления АРК (РН1, ТРП 5), отделение ракеты-носителя 1 и начало полета самолетов 8 и 10 в район пуска ракеты-носителя 1. Пуск ракеты-носителя 1 производится после отделения смонтированных на ней крыла 2, переднего обтекателя 3 и хвостового обтекателя 4.

Таким образом, представленный выше технический облик АРК с новыми отличительными признаками в сравнении с прототипом позволяет при меньших финансовых затратах и сроках, необходимых для создания АРК с улучшенными характеристиками, например, существенно увеличить массы КА, выводимые на орбиты.

Предложенное в изобретении техническое решение открывает новое направление создания средств для обеспечения взлета буксируемых самолетами ракет-носителей и доставки их в район пуска.