авиационный ракетный комплекс

Формула изобретения

1. Авиационный ракетный комплекс, включающий самолет, ракету-носитель воздушного запуска, содержащую головной обтекатель, космический аппарат, сопряженный с корпусом ракеты-носителя, транспортно-разгонную платформу, снабженную двигательной установкой, например, с ракетным двигателем твердого топлива, со смонтированной на ней ракетой-носителем при помощи механических связей и элементов с обеспечением возможности одновременных отделения от транспортно-разгонной платформы ракеты-носителя и начала полета самолета, трос-фал, системы, обеспечивающие функционирование авиационного ракетного комплекса, при этом на корпусе ракеты-носителя смонтированы крыло с центропланом, передний и хвостовой обтекатели, на последнем из которых установлены стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор и, например, вертикальное хвостовое оперение, причем отделение переднего и хвостового обтекателей и крыла с центропланом от корпуса ракеты-носителя производится по команде на пуск ракеты, трос-фал соединен с центропланом крыла, а также с самолетом, выполняющим функции буксировщика ракеты-носителя к точке ее запуска, отличающийся тем, что космический аппарат сопряжен с корпусом головного обтекателя ракеты-носителя, трос-фал содержит управляемый дистанционно замок, содержащий электромеханические исполнительные элементы и пиротехнические средства, например пиропатроны и детонирующие шнуры, управляемые по команде на спасение космического аппарата, формируемой системами, обеспечивающими функционирование авиационного ракетного комплекса, несколько тросовых элементов, например три, из которых первый тросовый элемент сопряжен с самолетом и замком, второй тросовый элемент сопряжен с центропланом крыла и замком, третий тросовый элемент сопряжен с головным обтекателем ракеты-носителя и замком с обеспечением возможности отделения второго тросового элемента от центроплана крыла и замка, сопряженных между собой головного обтекателя ракеты-носителя и космического аппарата от корпуса ракеты-носителя для последующего втягивания их внутрь фюзеляжа самолета, например, через задний грузовой люк самолета с помощью сопряженных замком первого и третьего тросовых элементов и лебедки, установленной в фюзеляже самолета.

2. Авиационный ракетный комплекс по п.1, отличающийся тем, что передний обтекатель выполнен с обеспечением возможности разделения его, например, на две равновеликие части по вертикальной плоскости, например, с помощью пирозамков и детонирующих шнуров, размещаемых в плоскости разделения переднего обтекателя и задействуемых по команде на спасение космического аппарата, формируемой системами, обеспечивающими функционирование авиационного ракетного комплекса, имеет в центре отверстие по направлению его продольной оси для обеспечения сопряжения головного обтекателя ракеты-носителя с замком с помощью третьего тросового элемента, при этом пирозамки и детонирующие шнуры размещены как на корпусе переднего обтекателя, так и на корпусе головного обтекателя ракеты-носителя.

Описание изобретения к патенту

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

Известен аналог АРК КН с ракетой-носителем, размещаемой вне фюзеляжа самолета, представленный в патенте № 2317923 RU. Указанный аналог, как наиболее близкий по технической сути, принят за прототип.

Недостатком прототипа является невозможность спасения КА в период времени с момента взлета самолета до завершения предпусковой подготовки РН, оснащенной КА, например, при отказах систем РН.

Задачей, на решение которой направлена заявка на изобретение, является спасение КА, например, при обнаружении отказов в системах РН в период времени с момента взлета самолета до завершения предпусковой подготовки РН.

Это достигается за счет обеспечения спасения КА в вышеупомянутый период путем отделения головного обтекателя РН со смонтированным внутри его КА от РН с последующим втягиванием головного обтекателя вовнутрь фюзеляжа самолета.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

- на фиг.1 показан общий вид размещения элементов АРК (самолет 1, трос-фал (ТФ) 2, транспортно-разгонная платформа (ТРП) 3, РН 4 на взлетно-посадочной полосе (ВПП) 5);

- на фиг.2 показан выносной элемент I фиг.1, на котором отражено размещение РН 4, снаряженной КА 6, на ТРП 3;

- на фиг.3 показаны вид А фиг.2, отражающий вид сверху на РН 4 и ТРП 3, вертикальная плоскость разъема Б, по которой разделяется передний обтекатель 14, смонтированный на головном обтекателе 13 РН 4.

Перечень позиций, приведенных на фиг.1, 2, 3:

1 - самолет;

2 - трос-фал (ТФ);

3 - транспортно-разгонная платформа (ТРП);

4 - ракета-носитель (РН);

5 - взлетно-посадочная полоса (ВПП);

6 - космический аппарат;

7 - первый тросовый элемент (ТЭ);

8 - второй ТЭ;

9 - третий ТЭ;

10 - замок;

11 - центроплан;

12 - крыло;

13 - головной обтекатель (ГО) РН 4;

14 - передний обтекатель;

15 - хвостовой обтекатель;

16 - управляемый стабилизатор;

17 - вертикальное хвостовое оперение;

18 - элероны;

19 - руль высоты;

20 - руль направления;

21 -ракетный твердотопливный двигатель;

22 - грузовой люк самолета;

23 - лебедка (на чертеже не показано).

Ракета-носитель 4 со смонтированными на ней с помощью механических связей и элементов (МС и Э) (на чертеже не показаны) крылом 12, передним обтекателем 14, хвостовым обтекателем 15 размещена и закреплена с помощью МС и Э (на чертеже не показаны) на транспортно-разгонной платформе 3. Крыло 12 через его центроплан 11 с помощью МС и Э (на чертеже не показаны) закреплено на корпусе ракеты-носителя 4, трос-фал 2 соединен с помощью МС и Э (на чертеже не показаны) с центропланом 11 крыла 12 и самолетом 1, выполняющим функцию самолета-буксировщика. Передний обтекатель 14 и хвостовой обтекатель 15 смонтированы с помощью МС и Э (на чертеже не показаны) на передней и хвостовой частях ракеты-носителя 4 соответственно. На хвостовом обтекателе 15 смонтированы с помощью МС и Э (на чертеже не показаны) стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор 16 и вертикальное хвостовое оперение 17. Крыло 12 снабжено элеронами 18, стабилизатор 16 - рулями высоты 19, а оперение 17 - рулями направления 20. В крыле 12 и его центроплане 11, в переднем и хвостовом обтекателях 14, 15 при необходимости могут быть выполнены полости для размещения элементов систем управления (СУ), энергоснабжения крыла 12, стабилизатора 16, например, вертикального хвостового оперения 17, ракеты-носителя 4 и др. систем, обеспечивающих функционирование АРК (на чертеже не показаны).

Образующих ТФ 2 - несколько, например, три тросовых элемента (ТЭ) 7, 8, 9, соответственно первый, второй и третий, каждый из которых одним концом сопряжен с замком 10 и дополнительно первый ТЭ 7 сопряжен с самолетом 1, второй ТЭ 8 сопряжен с центропланом 11 крыла 12, а третий ТЭ 9 сопряжен с головным обтекателем 13 РН 4.

РН 4 снаряжена КА 6, который смонтирован и размещен в ее передней части, внутри ГО 13, и сопряжен как с корпусом ГО 13, так и с корпусом РН 4 с помощью МС и Э (на чертеже не показаны). ГО 13 сопряжен с третьим ТЭ 9 ТФ 2 с помощью МС и Э (на чертеже не показаны). Сопряженные между собой ГО 13 и КА 6 выполнены с возможностью отделения их от РН 4 при подаче команды на спасение КА 6, формируемой системами, обеспечивающими функционирование АРК.

ТФ 2 содержит управляемый дистанционно замок 10, содержащий электромеханические исполнительные элементы и пиротехнические средства, например пиропатроны и детонирующие шнуры, управляемые по команде на спасение КА 6, формируемой системами, обеспечивающими функционирование АРК (на чертеже не показаны), несколько, например, три ТЭ из которых первый ТЭ 7 сопряжен с самолетом 1 и замком 10, второй ТЭ 8 сопряжен с центропланом 11 крыла 12 и замком 10, третий ТЭ 9 сопряжен с ГО 13 РН 4 и замком 10 с обеспечением возможности отделения второго ТЭ 8 от центроплана 11 крыла 12 и замка 10.

Передний обтекатель 14, смонтированный с помощью МС и Э (на чертеже не показаны) на корпусе передней части РН 4, выполнен с обеспечением с возможности отделения его от корпуса РН 4 и разделения его, например, на две равновеликие части по вертикальной плоскости Б, например, с помощью задействования пирозамков и детонирующих шнуров, размещаемых в плоскости разделения Б (на чертеже не показаны) по команде на спасение КА 6, формируемой системами, обеспечивающими функционирование АРК. При этом передний обтекатель 14 имеет отверстие В по направлению его продольной оси для обеспечения сопряжения ГО 13 РН 4 с замком 10 с помощью третьего тросового элемента 9, а пирозамки и детонирующие шнуры размещены как на корпусе переднего обтекателя 14, так и на корпусе ГО 13 РН 4 (на чертеже не показаны).

Эта система, включающая ракету-носитель 4, крыло 12 и другие вышеупомянутые элементы, функционирует следующим образом.

Перед запуском КА 6 ТРП 3 подается на техническую позицию АРК, где на нее производится погрузка снаряженной ракеты-носителя 4, например, незаправленной компонентами топлива, со смонтированными на ней вышеупомянутыми элементами.

После погрузки снаряженной ракеты-носителя 4 на ТРП 3 производятся заправка ракеты-носителя 4 топливом и проверка ее систем, а также систем ТРП 3 на функционирование.

После завершения всех работ по подготовке авиационного ракетного комплекса к запуску КА 6 ТРП 3 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 5 в точку начала движения ТРП 3 при взлете самолета 1, где производится сцепление самолета 1, центроплана 11, ГО 13 РН 4 соответственно с ТЭ 7, 8, 9 и замка 10 с ТЭ 7, 8, 9, образующие ТФ 2. В результате чего самолет 1 и ТРП 3 приводятся в стартовое положение на ВПП 5.

Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.

По команде от СУ АРК (на чертеже не показана) на вылет в район пуска одновременно на самолете 1 и ТРП 3 запускаются двигатели (для разгона ТРП 3 на ней установлены, например, ракетные двигатели 21 твердого топлива). Тяги двигателей самолета 1 и ТРП 3 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 5.

По достижении заданных уровней тяг двигателей самолета-буксировщика 1 и ТРП 3 подается команда на взлет (начало движения их по ВПП 5).

При этом обеспечиваются параметры движения самолета 1 и ТРП 3, исключающие провисание троса-фала 2 до недопустимого уровня.

При движении самолета 1 и ТРП 3 по ВПП 5 на самолет 1 и снаряженную ракету-носитель 4 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолета 1 от ВПП 5 и снаряженной ракеты-носителя 4 от ТРП 3 при достижении заданной скорости движения (~280 км/час).

После отрыва самолета 1 от ВПП 5 одновременно от ТРП 3 производится отделение ракеты-носителя 4 и начало полета самолета 1 в район пуска ракеты-носителя 4.

В период времени с момента взлета самолета 1 с буксируемой РН 4 до момента завершения предпусковой подготовки РН 4 к пуску в системах, например, самолета 1, РН 4 и других систем АРК (на чертеже не показаны) могут быть обнаружены отказы или неисправности, не позволяющие произвести нормальный пуск РН 4 и, следовательно, приводящие к потере КА 6.

В этом случае в обеспечение спасения КА 6 подаются следующие команды, формируемые системами, обеспечивающими функционирование АРК, в заданной расчетной временной последовательности на отделение ТЭ 8 от замка 10 и центроплана 11, переднего обтекателя 14 от РН 4, на разделение переднего обтекателя 14, например, на две равновеликие части по вертикальной плоскости Б, на отделение сопряженных между собой ГО 13 и КА 6 от РН 4 (корпуса последней ступени РН 4) с помощью задействования управляемых дистанционно электромеханических исполнительных элементов и пиротехнических средств, например пиропатронов и детонирующих шнуров, смонтированных на РН 4, ГО 13, переднем обтекателе 14 и центроплане 11, замке 10 (на чертеже не показаны) с целью обеспечения втягивания ГО 13, с размещенным внутри его КА 6 вовнутрь фюзеляжа самолета 1, например, через задний грузовой люк самолета 22 с помощью сопряженных замком 10 первого ТЭ 7 и третьего ТЭ 9 и лебедки 23, установленной внутри фюзеляжа самолета 1 (на чертеже не показана).

Таким образом, представленный выше технический облик АРК с новыми отличительными признаками в сравнении с прототипом позволяет исключить потерю КА 6 в случае обнаружения неисправностей или отказов систем РН 4 и АРК в период времени с момента взлета самолета 1 с буксируемой РН 4, снаряженной КА 6, до завершения предпусковой подготовки РН 4.

Предложенное в настоящей заявке на изобретение техническое решение открывает новое направление разработки АРК, содержащего средства спасения КА, и позволяет уменьшить экономический ущерб при эксплуатации АРК КН, обусловленный потерей КА.