Результат интеллектуальной деятельности: АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС

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

Известен аналог АРК с тяжелой ракетой-носителем, размещаемой на верхней наружной поверхности планера, буксируемого несколькими самолетами, представленный в описании патента РФ №2130879 (1999 год). Указанный аналог, как наиболее близкий по технической сути принят за прототип.

Недостатками прототипа являются, в том числе:

- необходимость применения для буксирования планера, оснащенного ракетой-носителем (РН), самолетов с повышенными мощностями двигательных установок:

- малая эффективность использования технических возможностей самолетов, например, по дальности доставки РН в точку ее пуска;

- сложность конструкции планера, размещения на нем РН и других систем АРК, а также способа пуска;

- большие риски при реализации программы создания АРК КН.

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

- повышение эффективности использования технических возможностей самолетов-буксировщиков и АРК в целом;

- повышение безопасности и надежности пуска РН;

- снижение технических, финансовых рисков при создании АРК КН и при его эксплуатации, а также сроков разработки.

Это достигается за счет:

- использования самолетов, как буксировщиков планера, внутри фюзеляжа которого размещается РН;

- использования наземной транспортно-разгонной платформы (ТРП), на которой размещается планер, снаряженный РН;

- использования более простого по конструкции устройства сопряжения планера с самолетами-буксировщиками;

- применения более простого способа пуска РН.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами, где

- на фиг.1 изображен общий вид аэропоезда сбоку, установленного на взлетно-посадочной полосе, содержащего последовательно соединенные между собой с помощью тросов-фалов два самолета-буксировщика и планер, с размещенной внутри его фюзеляжа РН, смонтированной на ТРП;

- на фиг.2 изображен выносной элемент I, представленный на фиг.1 и отражающий взаимное размещение планера и ТРП относительно друг друга и второго самолета-буксировщика;

- на фиг.3 изображен вид А, представленный на фиг.2, отражающий размещение планера и ТРП относительно друг друга при виде на них сверху.

Планер 1 с РН 2 размещен на ТРП 3. Планер 1 соединен с помощью троса-фала 4 с самолетом 5, который с помощью троса-фала 6 соединен с самолетом 7. При этом тросы-фалы 4, 6, самолет 5 образуют устройство сопряжения планера 1 с самолетом-буксировщиком 7.

Для обеспечения функционирования ТРП 3, планера 1 и их систем ТРП 3 и планер 1 снабжены системами управления (не показаны).

Эта система: планер 1, оснащенный РН 2, самолеты 5, 7, ТРП 3 и тросы-фалы 4, 6 функционируют следующим образом.

Перед запуском космического аппарата ТРП 3 подается на техническую позицию авиационного ракетного комплекса, где на нее производится погрузка планера 1, снаряженного РН 2, например, незаправленной компонентами топлива. Погрузка РН 2 обеспечивается возможностью разъема фюзеляжа планера 1 по горизонтальной плоскости Б на две части: нижняя часть 8, верхняя часть 9.

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

После завершения всех работ по подготовке авиационного ракетного комплекса к запуску космического аппарата (в том числе планера 1, самолетов 5, 7, РН 2, ТРП 3) снаряженная ТРП 3 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 10, с которой осуществляется взлет самолетов 5, 7 и движение ТРП 3. На ВПП 10 производится сцепление самолета 5 с планером 1 с помощью троса-фала 4 и самолетов 5 и 7 с помощью троса-фала 6. В результате чего самолеты 5, 7 и ТРП 3 приведены в стартовое положение на ВПП 10.

Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.

По команде от системы управления АРК на вылет в район пуска РН 2 одновременно на самолетах 5, 7 и ТРП 3 запускаются двигатели (для разгона ТРП на ней установлены двигатели 11). Тяги двигателей самолетов 5, 7 и ТРП 3 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 10.

По достижении заданных уровней тяг двигателей самолетов-буксировщиков 5, 7 и ТРП 3 подается команда на взлет (начало движения их по ВПП 10).

При этом обеспечиваются уровни тяг двигателей самолетов 5, 7 и двигателей 11 ТРП 3, исключающих провисание тросов-фалов 4 и 6 до недопустимых уровней.

При движении самолетов 5, 7 и ТРП 3 по ВПП 10 на самолеты 5, 7 и планер 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолетов 5, 7 от ВПП 10 и планера 1 от ТРП 3 при достижении заданной скорости движения (˜280-300 км/час).

После отрыва самолетов 5, 7 от ВПП 10 одновременно от ТРП 3 производится по команде от системы управления АРК отделение снаряженного РН 2 планера 1 и начало полета самолетов 5, 7 в район пуска РН 2 с целью выведения КА.

По прибытии самолетов 5, 7 в район пуска самолеты 5, 7 и планер 1 занимают заданные расчетные положения в пространстве по высоте, направлению и скорости полета, угловым параметрам (крен, тангаж, курс), обеспечивающие запуск РН 2.

По команде от системы управления АРК на пуск РН 2 производится отделение нижней части 8 фюзеляжа планера 1, например, по горизонтальной плоскости Б (например, с помощью задействования пирозамков и детонирующих удлиненных зарядов, смонтированных на верхней 9 и нижней 8 частях фюзеляжа планера 1 для разрушения их силовых связей между собой, на чертеже не показано) и после ее отделения от верхней части 9 фюзеляжа планера 1 подаются команды на отделение РН 2 от верхней части 9 фюзеляжа планера 1 и запуск ее двигателей 1 ступени. РН 2 отделяется от верхней части 9 фюзеляжа планера 1 под действием силы тяжести (т.е. падает), а верхняя часть 9 фюзеляжа планера 1 вследствие наличия у нее подъемной силы, создаваемой крылом 12, поднимается вверх. После отделения РН 2 от верхней части фюзеляжа 9 планера 1 и запуска ее двигателя I ступени производится полет РН 2 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, в том числе:

- при меньших финансовых затратах и сроках, необходимых для создания АРК, увеличить его эффективность;

- повысить безопасность, надежность и упростить эксплуатацию АРК;

- упростить технологию изготовления и отработки систем АРК при их создании;

- уменьшить технические, экономические и другие риски при создании АРК и его эксплуатации.

Предложенное в изобретении техническое решение открывает перспективное направление разработки АРК.