Результат интеллектуальной деятельности: АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС

Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники. Оно может быть использовано в авиационных ракетных комплексах (АРК) космического назначения (КН), например, с тяжелыми баллистическими ракетами-носителями (массой от 100 т и более), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и запускаемыми в воздухе, с целью выведения космических аппаратов (КА) на орбиты. При этом ракета-носитель (РН) размещается, например, внутри буксируемого самолетом планера с обеспечением возможности спасения КА в период времени с момента взлета самолета и планера до завершения предпусковой подготовки РН, например, при отказах систем ракеты-носителя.

Ближайшим аналогом изобретения является АРК КН, описанный в патенте RU23 09090, включающий в себя планер, трос-фал (ТФ), самолет, приспособленный для буксировки планера, снаряженного РН, содержащей КА, с помощью ТФ, РН для выведения КА, размещенную внутри фюзеляжа планера, наземную транспортно-разгонную платформу (ТРП) для погрузки на нее планера, а также обеспечения взлета самолета и планера, системы, обеспечивающие их функционирование. При этом нижняя и верхняя части фюзеляжа планера выполнены с возможностью отделения друг от друга при запуске РН, а наземная ТРП снабжена двигательной установкой, например ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ).

Недостатком этого АРК КН является невозможность обеспечить спасение КА в период времени с момента взлета самолета и планера до завершения предпусковой подготовки РН при отказах, например, систем РН. Задачей изобретения является снижение экономического ущерба от потери КА при несостоявшемся пуске РН.

Решение этой задачи обеспечивается, согласно техническим решениям, представленным в настоящей заявке на изобретение, реализацией спасения КА путем отделения его в составе корпуса головного обтекателя (КГО) от корпуса РН с последующим втягиванием КГО с помощью ТФ и лебедки во внутрь фюзеляжа самолета, например, через задний грузовой люк самолета.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

- на фиг.1 показан общий вид размещения элементов АРК (самолет 1, ТФ 2, ТРП 3, планер 4, РН 5) на взлетно-посадочной полосе (ВПП) 6;

- на фиг.2 показан выносной элемент 1 фиг.1, на котором отражено размещение планера 4, снаряженного РН 5, на ТРП 3;

- на фиг.3 показан вид А фиг.2, отражающий вид сверху на планер 4 и ТРП 3;

- на фиг.4 показан выносной элемент II фиг.2, на котором отражено размещение на РН 5, корпуса ГО 7 и КА 8 и сопряжения ТФ 2 с планером 4 и корпусом ГО 7 РН 5.

РН 5 с ГО 7, смонтированном на ее корпусе, предназначена для выведения КА 8. Самолет 1, приспособленный для буксировки планера 4, снаряженного РН 5, с помощью ТФ 2, сопряженного с самолетом 1 и планером 4. При этом самолет 1 содержит грузовую лебедку, смонтированную внутри фюзеляжа и сопряженную с ТФ 2, грузовую кабину (на чертеже не показано) и, например, задний грузовой люк 9.

Наземная ТРП 3, снабженная двигательной установкой, например, с ракетными двигателями твердого топлива 10, для погрузки на нее снаряженного РН 5 планера 4, а также для обеспечения взлета самолета 1 и планера 4. Планер 4, снаряженный РН 5, содержащей КА 8, размещенный и смонтированный внутри корпуса ГО 7 РН 5. При этом КА 8 одновременно сопряжен с корпусом ГО 7 и корпусом РН 5 (корпусом последней ступени РН 5). Трос-фал 2, сопрягающий самолет 1 и планер 4, снаряженный РН 5, обеспечивающий как буксирование планера 4 в район пуска РН 5, так и спасение КА 8, смонтированного внутри корпуса ГО 7 РН 5, путем втягивания его во внутрь фюзеляжа самолета 1, например, через задний грузовой люк 9 самолета 1 с помощью грузовой лебедки, установленной в фюзеляже самолета 1. При этом на ТФ 2 смонтирован силовой элемент 11, выполненный, например, в виде сферы, которая охватывается силовыми элементами конструкций верхней и нижней частей, соответственно, 12 и 13 фюзеляжа планера 4 с образованием замка (замкового соединения), обеспечивающего буксирование планера 4 самолетом 1 и автоматическое отделение ТФ 2 от планера 1 при отделении верхней и нижней частей, соответственно, 14 и 15 фюзеляжа планера 4 друг от друга. Подготовка АРК к функционированию производится следующим образом.

Перед запуском КА 8 наземная ТРП 3 подается на техническую позицию АРК (на чертеже не показано), где на нее производится погрузка планера 4, снаряженного РН 5, незаправленной компонентами топлива. После погрузки планера 4 на наземную ТРП 3 производится заправка РН 5 топливом и проверки систем РН 5, а также систем наземной ТРП 3. После завершения всех работ по подготовке АРК к запуску КА 8 (в том числе планера 4, самолета 1, РН 5, наземной ТРП 3) снаряженная наземная ТРП 3 буксируется на ВПП 6 в зону начала разбега самолета 1 для взлета на пуск РН 5, где производится сцепление (сопряжение) самолета 1 с планером 4 с помощью ТФ 2. В результате чего самолет 1 и наземная ТРП 3 приведены в стартовое положение на ВПП 6.

Функционирование АРК производится в следующей последовательности.

По команде на вылет в район пуска РН 5 одновременно на самолете 1 и наземной ТРП 3 запускаются двигатели (для разгона наземной ТРП 3 на ней установлены, например, РДТТ10). Тяги двигателей самолета-буксировщика 1 и ТРП 3 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 6.

По достижении заданных уровней тяг двигателей самолета 1 и наземной ТРП 3 подается команда на взлет (на начало движения их по ВПП 6). При этом обеспечивается тяга двигателей самолета 1 несколько большей, чем у двигателей 10 наземной ТРП 3, с целью исключения провисания ТФ 2 до недопустимого уровня. При движении самолета 1 и наземной ТРП 3 по ВПП 6 на самолет 1 и планер 4 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолета 1 от ВПП 6 и планера 4 от наземной ТРП 3 при достижении заданной скорости движения (~ 280 км/ч). После отрыва самолета 1 от ВПП 6 одновременно от наземной ТРП 3 производится по команде отделение снаряженного РН 5 планера 4 и начало полета самолета 1 в район пуска РН 5.

В период с момента взлета самолета 1 и планера 4 до момента завершения предпусковой подготовки РН 5 к пуску в системах, например, самолета 1, планера 4 и других систем АРК (на чертеже не показано) могут быть обнаружены отказы или неисправности, не позволяющие произвести нормальный пуск РН 5 и, следовательно, приводящие к потере КА 8.

В этом случае, в обеспечение спасения КА 8, подаются следующие команды на отделение нижней и верхней частей, соответственно, 15 и 14 фюзеляжа планера 4 друг от друга, например, по горизонтальной плоскости Б с помощью, например, задействования пирозамков и детонирующих шнуров, смонтированных на фюзеляже планера 4 (на чертеже не показано), и после их отделения с расчетной задержкой по времени подается команда на отделение корпуса ГО 7 и КА 8 от корпуса РН 5 (корпуса последней ступени РН 5) с помощью задействования, например, пирозамков и детонирующих шнуров, смонтированных на корпусе РН 5 (на чертеже не показано).

При этом нижняя часть 15 фюзеляжа планера 4 под действием силы веса и набегающего потока воздуха падает вниз и сносится назад, а верхняя часть 14 фюзеляжа планера 4 с РН 5 без ГО 7 и КА 8 с помощью подъемной силы, создаваемой крылом 16, поднимается вверх и сносится назад скоростным напором воздуха.

Одновременно удерживающий ТФ 2 замок, образованный, например, силовыми элементами конструкций верхней и нижней частей, соответственно, 12 и 13 фюзеляжа планера 4 и силовым элементом 11 ТФ 2 автоматически срабатывает при отделении их друг от друга. Это позволяет произвести втягивание корпуса ГО 7 с КА 8 во внутрь фюзеляжа самолета 1, например, через задний грузовой люк 9 самолета 1 с помощью ТФ 2 и лебедки, установленной в фюзеляже самолета 1 (на чертеже не показано).

Таким образом, представленный выше технический облик АРК с новыми отличительными признаками в сравнении с прототипом позволяет исключить потерю КА 8 в случае выявления неисправностей и отказов систем РН 5 и АРК, выявленных в период времени с момента взлета самолета 1 с буксируемым планером 4, оснащенным РН 5, содержащей КА 8, до завершения предпусковой подготовки РН 5.

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