авиационно-космическая система

Формула изобретения

Авиационно-космическая система, содержащая самолет-носитель, выносимые им ракету-носитель и полезную нагрузку, размещенные в теплоизолирующем транспортно-пусковом контейнере и закрепленные в нем при помощи установочных элементов, а также систему отделения ракеты-носителя, отличающаяся тем, что транспортно-пусковой контейнер ракеты-носителя выполнен в виде двух продольных полустворок, симметричных относительно вертикальной плоскости, соединенных в верхнем из продольных стыков шарнирной связью, и снабжен механизмом для раскрытия полустворок и для выдвижения ракеты за пределы полустворок транспортно-пускового контейнера в положение запуска ракеты-носителя, причем внутри полустворки транспортно-пускового контейнера снабжены поперечными взаимно стыкующимися термоизолирующими перегородками, прилегающими к поверхности ракеты-носителя и разделяющими внутреннее пространство транспортно-пускового контейнера на отсеки отдельно для головной части и для каждого из баков ракеты-носителя, при этом транспортно-пусковой контейнер снабжен системой поддержки стабильного теплового режима содержания ракеты-носителя с использованием на стенках отсеков транспортно-пускового контейнера регулирующих клапанов для дополнительного обеспечения температурного режима в отсеках посредством регулирования интенсивности перепуска термостабилизирующего газа в зазор между стенками баков ракеты-носителя и стенками соответствующих отсеков транспортно-пускового контейнера.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится преимущественно к области ракетно-космической техники и может использоваться при создании систем запуска полезных нагрузок на орбиту.

Известно устройство в виде транспортно-пускового контейнера для запуска ракет с расположенными внутри узлами для удержания ракеты в транспортном положении (см., например, патент РФ № 2210050, кл. F41F 3/04, 2002 г.).

Недостатком устройства является то, что для принудительного выброса ракеты из контейнера используется пневматическая катапульта, которая создает нежелательную импульсную нагрузку на полезный груз и вносит неопределенность в начальные параметры движения ракеты.

Известна ракетная пусковая установка, в которой для обеспечения термостатирования используется наружное орошение (см., например, патент РФ № 2219469F, кл. F41F 3/04, 2002 г.).

Недостаток такой системы состоит в необходимости наличия независимого источника для осуществления орошения.

В качестве прототипа принята авиационно-космическая система, содержащая самолет-носитель, выносимые им ракету-носитель и полезную нагрузку, размещенные в теплоизолирующем транспортно-пусковом контейнере и закрепленные в нем при помощи установочных элементов, а также устройство пневматического десантирования, обеспечивающее выход ракеты-носителя из самолета-носителя (см., например, патент РФ № 2160215, кл. В64G 1/00, 1/14; F41F 3/06, 1999 г.).

К недостаткам подобной системы относятся упомянутые ранее нежелательная импульсная нагрузка на полезную нагрузку и вносимая неопределенность в начальные параметры движения ракеты, возникающие при десантировании ракеты-носителя подобным образом.

Задачей предлагаемого изобретения с представляемым техническим результатом является обеспечение безударного прецизионного, приборно-контролируемого отделения ракеты-носителя с полезной нагрузкой от самолета-носителя, а также соблюдение условий содержания ракеты-носителя и полезной нагрузки в период транспортировки и во время, предшествующее запуску.

Поставленная задача решается тем, что в авиационно-космической системе, содержащей самолет-носитель, выносимые им ракету-носитель и полезную нагрузку, размещенные в теплоизолирующем транспортно-пусковом контейнере и закрепленные в нем при помощи установочных элементов, а также систему отделения ракеты-носителя от самолета-носителя, в соответствии с изобретением транспортно-пусковой контейнер ракеты-носителя выполнен в виде двух продольных полустворок, симметричных относительно вертикальной плоскости, соединен в верхнем из продольных стыков шарнирной связью и снабжен механизмом для раскрытия полустворок и для выдвижения ракеты за пределы полустворок транспортно-пускового контейнера в положение запуска ракеты, причем внутри полустворки транспортно-пускового контейнера снабжены поперечными взаимно стыкующимися термоизолирующими перегородками, прилегающими к поверхности ракеты-носителя и разделяющими внутреннее пространство транспортно-пускового контейнера на отсеки, отдельно для головной части и для каждого из баков ракеты-носителя, при этом транспортно-пусковой контейнер снабжен системой поддержки стабильного теплового режима содержания ракеты-носителя с использованием на стенках отсеков транспортно-пускового контейнера регулирующих клапанов для дополнительного обеспечения температурного режима в отсеках посредством регулирования интенсивности перепуска термостабилизирующего газа в зазор между стенками баков ракеты-носителя и стенками соответствующих отсеков транспортно-пускового контейнера.

Таким образом, достигаемый технический результат состоит в том, что при используемом поперечном относительно самолета-носителя, тарированном по воздействию отцеплении ракеты-носителя обеспечивается исходное, приборно-контролируемое положение для запуска ракеты-носителя, а также в том, что ввиду возможности дополнительного обеспечения регулируемых термостабильных условий обособленного содержания баков ракеты-носителя в теплоизолирующем транспортно-пусковом контейнере отпадает необходимость использования каких-либо иных защитных покрытий самой ракеты-носителя, чем, в конечном счете, гарантируется получение более высокой массовой отдачи ракеты-носителя и авиационно-космической системы в целом.

Авиационно-космическая система состоит из самолета-носителя, ракеты-носителя с полезной нагрузкой, транспортно-пускового контейнера с теплозащитным покрытием и с установочными элементами для закрепления ракеты-носителя, а также системы обеспечения поддержки стабильного температурного режима ракеты-носителя.

Авиационно-космическая система функционирует следующим образом. Установленная в теплоизолирующем транспортно-пусковом контейнере ракета-носитель крепится при помощи его узлов к самолету-носителю и заправляется в нем. В процессе вынесения им ракеты-носителя в район пуска осуществляется, в случае необходимости, дозаправка баков ракеты-носителя из вспомогательных емкостей, установленных на самолете-носителе. Попутно осуществляется дополнительное термостатирование баков ракеты-носителя посредством перепуска или газовых испарений из самих баков ракеты-носителя, или испарений в смеси с каким-либо специально возимым инертным газом в пространство между стенками баков и контейнера в каждом из отсеков транспортно-пускового контейнера. После выноса ракеты-носителя самолетом-носителем на исходные конкретные условия ее запуска осуществляется продольное раскрытие транспортно-пускового контейнера, прецизионное отслеживание необходимых начальных параметров движения ракеты-носителя бортовыми средствами самолета-носителя и безударное отцепление ее от самолета-носителя. Затем самолет-носитель выполняет маневр ухода, а ракета-носитель реализует заложенную программу своего полета.

Реализация предлагаемого устройства позволяет, кроме исключения ударных воздействий на полезную нагрузку, свести к минимуму потери при выведении полезной нагрузки на орбиту как за счет обеспечения контролируемых, идеальных для заданной программы выведения начальных условий запуска ракеты-носителя, так и предельного облегчения самой ракеты-носителя посредством индивидуализации температурного режима содержания каждого из ее баков и перенесения всех этих проблем термостатирования на транспортно-пусковой контейнер и его оборудование.