авиационный ракетный комплекс

Формула изобретения

Авиационный ракетный комплекс, включающий самолет, ракету-носитель воздушного запуска и системы, обеспечивающие их функционирование, отличающийся тем, что содержит планер, снаряженный ракетой-носителем, транспортно-разгонную платформу, на которой смонтирован планер, буксирный трос-фал, сопрягающий планер с самолетом, при этом крыло планера выполнено изменяемым по площади, к центральной части которого смонтированы отдельные несущие части, попарно равновеликие и симметрично расположенные на концах крыла, соединенные между собой с возможностью отделения их в полете по команде от системы управления, например, с использованием детонирующих удлиненных зарядов, размещенных по периметрам профилей отделяемых несущих частей крыла.

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 (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 аналог АРК КН с тяжелой баллистической ракетой-носителем (РН), размещаемой внутри фюзеляжа самолета, представленный в сети Интернет на сайте Государственного ракетного центра «КБ им. академика В.П. Макеева» www.makeyev.ru. 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 доставки самолетом РН в точку запуска;

- сложность размещения на самолете РН и других систем АРК КН, обеспечивающих функционирование РН;

- малая безопасность экипажа и самолета при эксплуатации АРК КН.

Задачами, на решение которых направлена настоящая заявка на изобретение, являются:

- повышение эффективности использования технических возможностей самолета и комплекса в целом,

- повышение безопасности самолета и экипажа при полете в точку пуска и пуске РН.

Это достигается за счет:

- включения в состав АРК КН планера, снаряженного РН, транспортно-разгонной платформы, на которой смонтирован планер, буксирного троса-фала, сопрягающего планер с самолетом;

- выполнения крыла планера с изменяемой площадью при его буксировке самолетом до точки пуска;

- уменьшения лобового сопротивления и избыточной подъемной силы, создаваемых крылом планера;

- возможности увеличения дальности и высоты полета самолета с буксируемым планером за счет уменьшения его веса и лобового сопротивления в полете до точки пуска и, как следствие этого, увеличения выводимой на орбиты массы космических аппаратов.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором показан общий вид размещения планера с ракетой-носителем на транспортно-разгонной платформе.

Планер 1 с ракетой-носителем 2 размещен на транспортно-разгонной платформе (ТРП) 3. Планер 1 соединен с помощью троса-фала 4 с самолетом 5, выполняющим функцию буксировщика (на чертеже не показан).

К центральной части крыла 6 планера 1, к зоне А, в которой установлены элероны 7, смонтированы несущие части крыла 2, например, шесть штук попарно равновеликих и симметрично расположенных. Это две части 8 являются консолями крыла 6, две части 9 являются центральными для правого и левого крыльев, две части 10 примыкают к зоне А крыла 6.

Части 8, 9, 10 отделяются после взлета самолета 5 при буксировке планера 1. Этим достигается регулирование величин подъемной силы крыла 6 и уменьшение лобового сопротивления буксируемого планера 1.

Отделение частей 8, 9, 10 от крыла 6 производится по команде от системы управления последовательно попарно: сначала две части 8, потом две части 9 и две части 10, например, с использованием удлиненных детонирующих зарядов, размещенных по периметрам профилей частей 8, 9, 10 крыла 6.

Эта система - планер 1, оснащенный ракетой-носителем 2, самолет 5, ТРП 3 и трос-фал 4 - функционирует следующим образом.

Перед запуском космического аппарата ТРП 3 подается на техническую позицию авиационного ракетного комплекса, где на нее производится погрузка планера 1, снаряженного ракетой-носителем 2, незаправленной компонентами топлива.

После погрузки планера 2 на ТРП 3 производятся заправка ракеты-носителя 2 топливом и проверки систем ракеты-носителя 2, а также систем ТРП3.

После завершения всех работ по подготовке авиационного ракетного комплекса к запуску космического аппарата (в том числе планера 1, самолета 5, ракеты-носителя 2, ТРП 3) снаряженная ТРП 3 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 11 в точку начала разбега самолета 5 для взлета на пуск ракеты 2, где производится сцепление самолета 5 с планером 1 с помощью троса-фала 4. В результате чего самолет 5 и ТРП 3 приводятся в стартовое положение на ВПП 11.

Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.

По команде на вылет в район пуска ракеты одновременно на самолете 5 и ТРП 3 запускаются двигатели (для разгона ТРП на ней установлены, например, твердотопливные ракетные двигатели 12). Тяги двигателей самолета 5 и ТРП 3 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 11.

По достижении заданных уровней тяг двигателей самолета-буксировщика 5 и ТРП 3 подается команда на взлет (начало движения их по ВПП 11).

При этом обеспечивается тяга двигателей самолета 5 несколько большей, чем у двигателей 12 ТРП 3 с целью исключения провисания троса-фала 4 до недопустимого уровня.

При движении самолета 5 и ТРП 3 по ВПП 11 на самолет 5 и планер 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолета 5 от ВПП 11 и планера 1 от ТРП 3 при достижении заданной скорости движения (~ 280 км/ч).

После отрыва самолета 5 от ВПП 11 одновременно от ТРП 3 производится по команде отделение снаряженного ракетой-носителем 2 планера 1 и начало полета самолета 5 в район пуска ракеты-носителя 2. При этом в процессе полета самолета 5 с буксируемым планером 1 до района пуска РН 2 производится регулирование величин подъемной силы и лобового сопротивления крыла 6 путем отделения от него частей 8, 9, 10 по команде от системы управления.

По прибытии самолета 5 в район пуска самолет 5 и планер 1 занимают заданное расчетное положение в пространстве по высоте, направлению и скорости полета, угловым параметрам (крен, тангаж, курс), обеспечивающее запуск ракеты-носителя 2.

По команде на пуск ракеты 2 производится отделение нижней части фюзеляжа планера 1, например, по горизонтальной плоскости Б (с помощью задействования пирозамков и детонирующих шнуров, смонтированных на фюзеляже), и после ее отделения подается команда на отделение ракеты-носителя 2 от верхней части фюзеляжа планера 1 и запуск ее двигателей I ступени. Ракета-носитель 2 отделяется от верхней части фюзеляжа планера 1 под действием силы тяжести (т.е. падает), а планер 1 (верхняя часть) вследствие наличия у него подъемной силы, создаваемой крылом, поднимается вверх. После отделения ракеты 2 от верхней части планера 1 и запуска ее 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 увеличить эффективность АРК, 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.

Предложенное в изобретении техническое решение позволяет улучшить технические характеристики АРК, в том числе космического назначения.