×
08.03.2019
219.016.d4c1

АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты. Авиационный ракетный комплекс содержит самолет, ракету-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом, выполняющим функции буксировщика, системы, обеспечивающие их функционирование, и наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями для ее разгона. На корпусе ракеты-носителя дополнительно смонтированы обтекатель с установленным на нем крылом, а также носовой и хвостовой обтекатели. На хвостовом обтекателе установлены стабилизатор и вертикальное оперение. Обтекатели выполнены с возможностью их отделения от ракеты-носителя. Крыло ракеты-носителя выполнено с возможностью изменения площади после взлета самолета. Изменение площади крыла достигается за счет отдельно прикрепленных частей крыла, попарно равновеликих и симметрично расположенных относительно продольной оси крыла, соединенных между собой с возможностью отделения их, например, с использованием детонирующих удлиненных зарядов, размещенных по периметру профилей отделяемых несущих частей крыла. Данное техническое решение авиационного ракетного комплекса позволяет достичь увеличения дальности и высоты полета самолетов с буксируемой ракетой-носителем за счет уменьшения веса и лобового сопротивления ее крыла и, как следствие этого, увеличения выводимой на орбиту массы космических аппаратов. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники. Оно может быть использовано в авиационных ракетных комплексах (АРК) космического назначения преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (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 ракетой-носителем, представленный в информационных выпусках №№20, 21, 31, 32, 38-41, 45, 46 1988 года "Ракетно-космическая техника" по материалам иностранной печати, экспресс-информация, серия 1, издание "Центрального научно-исследовательского института машиностроения", г.Москва по АРК с ракетой-носителем (РН) "Пегас" (США). Указанный аналог, как наиболее близкий по технической сути, принят за прототип.

Недостатками прототипа являются в том числе:

- ограничения по максимальной массе РН и выводимых ею на орбиты масс КА;

- малая эффективность использования технических возможностей самолета, например, по дальности доставки РН к точке ее пуска;

- малая безопасность экипажа самолета и самолета при полете в район пуска РН и при ее пуске.

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

- повышение эффективности использования технических возможностей самолета и АРК в целом;

- повышение безопасности экипажа самолета, самолета и его надежности при полете в точку пуска РН и при ее пуске.

Это достигается, в том числе за счет:

- выполнения крыла РН с изменяемой площадью при ее буксировке самолетом до точки пуска;

- уменьшения лобового сопротивления и избыточной подъемной силы, создаваемых крылом РН, при ее буксировке до точки запуска;

- возможности увеличения дальности и высоты полета самолетов с буксируемой РН за счет уменьшения веса и лобового сопротивления ее крыла и, как следствие этого, увеличения выводимой на орбиты массы космических аппаратов;

- применения наземной транспортно-разгонной платформы (ТРП).

Сущность изобретения поясняется фиг.1-3, на которых показан общий вид размещения РН на наземной транспортно-разгонной платформе и ее сопряжения с самолетом, выполняющим функции самолета-буксировщика РН.

РН 1 с дополнительно смонтированными на ее корпусе обтекателем 2, на котором смонтировано крыло 3 с элеронами 4, обтекателями передним (носовым) 5 и хвостовым 6 размещена на наземной ТРП 7. Крыло 3 через его центроплан 8 закреплено на корпусе РН 1, трос-фал 9 сопряжен с центропланом 8 крыла 3 РН 1 и самолетом 10. Самолет 10 выполняет функции самолета-буксировщика.

Передний обтекатель 5 и хвостовой обтекатель 6 смонтированы на передней и хвостовой частях РН 1 соответственно. На хвостовом обтекателе 6 смонтированы стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор 11 и вертикальное хвостовое оперение 12. Крыло 3 снабжено элеронами 4, стабилизатор 11 - рулями высоты 13, а оперение 12 - рулями направления 14. В крыле 3 и его центроплане 8, в обтекателях 2, 5, 6 при необходимости могут быть выполнены полости под размещение элементов систем управления РН1, крыла 3, стабилизатора 11, например, вертикального хвостового оперения 12, др. систем, обеспечивающих функционирование АРК, например, электроснабжения (не показаны).

К центральной части крыла 3, к зоне Б, в которой установлены элероны 4, прикреплены несущие части крыла 3, например, шесть штук попарно равновеликих и симметрично расположенных относительно продольной оси крыла 3. Это две части 15 являются консолями крыла 3, две части 16 являются центральными для правого и левого крыльев, две части 17, примыкают к зоне Б крыла 3.

Части 15, 16, 17 отделяются после взлета самолета 10 при буксировке РН1. Этим достигается регулирование величин подъемной силы крыла 3 и уменьшение лобового сопротивления крыла 3, установленного на корпусе РН 1, при полете в зону пуска.

Отделение частей 15, 16, 17 от крыла 3 производится по команде от системы управления РН 1 последовательно попарно: сначала две части 15, потом две части 16 и две части 17, например, с использованием удлиненных детонирующих зарядов, размещенных по периметрам профилей частей 15, 16, 17 крыла 3 (на чертеже не показаны).

Сопряженные между собой трос-фал 9, крыло 2, центроплан 8 крыла 3, обтекатель 2 крыла 3 образуют устройство сопряжения РН1 с самолетом 10, выполняющим функции буксировщика.

Эта система, включающая ракету-носитель 1, крыло 3 и другие вышеупомянутые элементы, функционирует следующим образом.

Перед запуском космического аппарата ТРП 7 подается на техническую позицию авиационного ракетного комплекса, где на нее производится погрузка снаряженной ракеты-носителя 1, например, не заправленной компонентами топлива со смонтированными на ней вышеупомянутыми элементами.

После погрузки снаряженной РН 1 на ТРП 7 производятся заправка РН 1 топливом и проверки ее систем, а также систем ТРП 7 на функционирование.

После завершения всех работ по подготовке авиационного ракетного комплекса к запуску космического аппарата снаряженная ТРП 7 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 18 в точку начала движения ТРП 7 при взлете самолета 10 на пуск РН 1, где производится сопряжение самолета 10 с центропланом 8 крыла 3 РН 1 с помощью троса-фала (ТФ) 9. В результате чего самолет 10 и ТРП 7 приведены в стартовое положение на ВПП 18.

Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.

По команде от системы управления АРК на вылет в район пуска РН 1 одновременно на самолете 10 и ТРП 7 запускаются двигатели (для разгона ТРП 7 на ней установлены двигатели 19). Тяги двигателей самолета 10 и ТРП 7 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 18.

По достижении заданных уровней тяг двигателей самолета-буксировщика 10 и ТРП 7 подается команда на взлет (начало движения их по ВПП 18).

При этом обеспечиваются уровни тяг двигателей самолета 10 и ТРП 7, исключающие провисание троса-фала 9 до недопустимого уровня.

При движении самолета 10 и ТРП 7 по ВПП 18 на самолеты 10 и снаряженную ракету-носитель 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолета 10 от ВПП 18 и снаряженной РН 1 от ТРП 7 при достижении заданной скорости движения (˜280-300 км/час).

При отрыве самолета 10 от ВПП 18 одновременно от ТРП 7 производится отделение снаряженной РН 1 по команде от системы управления РН 1 (ТРП 7) и начало полета самолета 10 в район пуска РН 1.

При этом в процессе полета самолета 10 с РН 1 до района пуска производится регулирование величин подъемной силы и лобового сопротивления крыла 3 путем отделения от него частей 15, 16, 17 по командам от системы управления РН1.

По прибытии самолета 10 в район пуска самолет 10 и снаряженная РН 1 занимают заданные расчетные положения в пространстве по высоте, направлению и скорости полета, угловым параметрам (крен, тангаж, курс), обеспечивающие запуск РН 1.

По команде от системы управления АРК на пуск РН 1 производятся подачи команд на запуск двигателя I ступени РН 1, отделение обтекателей 2, 5, 6 от корпуса РН 1, например, с помощью задействования пирозамков и детонирующих шнуров, размещенных на указанных отделяемых элементах (на чертеже не показано) для разрушения их силовых связей с РН 1.

После отделения от корпуса РН 1 всех смонтированных на ней вышеупомянутых частей и запуска 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, в том числе позволяет:

- увеличить эффективность АРК, в том числе увеличить выводимые на орбиты массы КА или высоты их орбит, расширить районы пусков ракет относительно мест базирования АРК;

- повысить безопасность экипажа и самолета, надежность АРК;

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

Предложенное в изобретении техническое решение открывает перспективное направление разработки АРК.

1.Авиационныйракетныйкомплекс,включающийсамолет,ракету-носительвоздушногозапуска,устройствосопряженияракеты-носителяссамолетом,системы,обеспечивающиеихфункционирование,отличающийсятем,чтосодержиттрос-фал,наземнуютранспортно-разгоннуюплатформу,оснащеннуюдвигателями,накоторойсмонтированаракета-носитель,дополнительносмонтированныенакорпусеракеты-носителяобтекатель,накоторомсмонтированокрылосцентропланом,оснащенноеэлеронами,обтекателиносовойихвостовой,накоторомустановленыстабилизирующиеповерхности,образующиеуправляемыестабилизатори,например,вертикальноехвостовоеоперение,приэтомвсеобтекателивыполненысвозможностьюотделенияоткорпусаракеты-носителя,приэтомсопряженныемеждусобойтрос-фал,крыло,центропланкрылаиегообтекательобразуютустройствосопряженияракеты-носителяссамолетом,акрылоракеты-носителявыполненосвозможностьюизмененияегоплощади,кцентральнойчастикоторогоприкрепленыотдельныенесущиечастикрыла,попарноравновеликиеисимметричнорасположенныеотносительнопродольнойосикрыла,соединенныемеждусобойсвозможностьюотделенияих,например,сиспользованиемдетонирующихудлиненныхзарядов,размещенныхпопериметрупрофилейотделяемыхнесущихчастейкрыла.12.Авиационныйракетныйкомплекспоп.1,отличающийсятем,чтовполостях,смонтированныхнаракете-носителеносовогоихвостовогообтекателей,обтекателякрылаиегоцентропланаразмещеныэлементысистемуправленияракеты-носителя,крыла,стабилизирующихповерхностейиихэлектроснабжения,напримерэлектроаккумуляторы.23.Авиационныйракетныйкомплекспоп.1,отличающийсятем,чтоназемнаятранспортно-разгоннаяплатформаснабженасистемойуправления.3
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-8 из 8.
20.02.2019
№219.016.c08e

Защитное устройство для орбитального космического аппарата, размещаемого в ракете боевого назначения морского базирования

Изобретение относится к устройствам для предохранения космических аппаратов от неблагоприятных внешних воздействий и может быть использовано при их запусках боевыми ракетами морского базирования. Предлагаемое устройство содержит корпус, плиту для крепления космического аппарата и платформу для...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002301183
Дата охранного документа: 20.06.2007
08.03.2019
№219.016.d4bb

Авиационный ракетный комплекс

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 т), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002319644
Дата охранного документа: 20.03.2008
08.03.2019
№219.016.d4c2

Авиационный ракетный комплекс

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002317922
Дата охранного документа: 27.02.2008
08.03.2019
№219.016.d4c3

Авиационный ракетный комплекс

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002317921
Дата охранного документа: 27.02.2008
29.03.2019
№219.016.f36e

Способ возвращения на космодром многоразовой первой ступени ракеты

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться при создании многоразовых ракетных комплексов, не требующих отчуждения земель под зоны падения отработавших первых ступеней. Предлагаемый способ заключается в том, что непосредственно после разделения первой и второй...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002309089
Дата охранного документа: 27.10.2007
18.05.2019
№219.017.56e5

Ракета космического назначения тандемной схемы с многоразовой первой ступенью

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться при создании ракетных комплексов, не требующих отчуждения земель под зоны падения отработавших первых ступеней. Предлагаемая ракета включает в себя маршевые и рулевые двигатели, топливные баки, межступенчатый отсек с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002318704
Дата охранного документа: 10.03.2008
24.05.2019
№219.017.5ffb

Авиационный ракетный комплекс

Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах (АРК) космического назначения с тяжелыми (массой от 100 т) баллистическими ракетами, используемыми в качестве ракет-носителей. Предлагаемый АРК включает в себя...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002309090
Дата охранного документа: 27.10.2007
10.07.2019
№219.017.ab03

Способ герметизации люка-лаза бака жидкостной ампулизированной ракеты

Изобретение относится к области технологии производства сварных конструкций и может использоваться при сборке, сварке и герметизации круговых замыкающих элементов, например крышек люков-лазов, в ракетостроении, химическом машиностроении, авиационной промышленности и других отраслях. На...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002291038
Дата охранного документа: 10.01.2007
Показаны записи 1-10 из 23.
10.02.2014
№216.012.9f27

Способ балансировки ветроколеса вертикально-осевой ветроэнергетической установки

Изобретение относится к способам балансировки ветроколес вертикально-осевых ветроэнергетических установок. Способ балансировки ветроколеса ветрикально-осевой ветроэнергетической установки, состоящего из ступицы и кольца с закрепленными на нем в два яруса лопастями, характеризуется тем, что...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002506451
Дата охранного документа: 10.02.2014
20.04.2014
№216.012.ba94

Деформируемый термически неупрочняемый сплав на основе алюминия

Изобретение относится к области металлургии, в частности к деформируемым термически неупрочняемым сплавам на основе алюминия, предназначенным для использования в виде деформированных полуфабрикатов и в качестве конструкционного материала. Сплав, содержит, мас.%: магний 5,6-6,3; титан 0,01-0,03;...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002513492
Дата охранного документа: 20.04.2014
20.11.2014
№216.013.06c6

Способ получения углерод - углеродного композиционного материала

Изобретение может быть использовано для получения теплозащитных материалов, стойких к эрозионному разрушению при воздействии высоких температур и давлений. Сначала осуществляют сборку стержневого каркаса цилиндрической формы и пятинаправленного армирования из углеродного волокна и скрепляют его...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002533135
Дата охранного документа: 20.11.2014
27.11.2014
№216.013.0ab9

Способ отработки старта ракеты

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, время работы двигателя, отклоняют в известном...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002534153
Дата охранного документа: 27.11.2014
20.12.2014
№216.013.130b

Способ отработки старта ракеты

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, время работы двигателя первой ступени, жестко...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002536298
Дата охранного документа: 20.12.2014
27.12.2014
№216.013.158e

Бортовое командное устройство на макете ракеты для отработки старта

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Бортовое командное устройство содержит источник питания, электрически связанный с катапультирующим устройством, двигателем первой ступени, рулевыми машинами через переключатели с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002536942
Дата охранного документа: 27.12.2014
10.08.2015
№216.013.6aff

Армирующий каркас из углеродного волокна, заготовка для изготовления армирующего каркаса и способ его изготовления

Изобретение относится к области получения теплозащитных материалов, стойких к эрозионному разрушению при воздействии высоких температур и давлений, а более конкретно к конструкции армирующего каркаса из углеродного волокна и способу его изготовления. Армирующий каркас из углеродного волокна для...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002558949
Дата охранного документа: 10.08.2015
27.08.2016
№216.015.5093

Способ десантирования ракеты космического назначения при пуске из самолета-носителя и авиационная пусковая установка

Группа изобретений относится к авиакосмической технике, в частности к способу десантирования ракеты космического назначения и к авиационной ракетной пусковой установке. Способ десантирования ракеты космического назначения из самолета-носителя заключается в пуске из транспортно-пускового...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002595742
Дата охранного документа: 27.08.2016
13.02.2018
№218.016.23e1

Блиск охлаждаемых пилонов подачи горючего

Изобретение относится к области аэрокосмической техники и может быть использовано для подачи горючего в высокоскоростной поток воздуха в перспективных прямоточных воздушно-реактивных двигателях внутриатмосферных летательных аппаратов. Блиск охлаждаемых пилонов подачи горючего в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002642718
Дата охранного документа: 25.01.2018
11.06.2018
№218.016.6106

Способ пластического структурообразования цилиндрических мерных заготовок

Изобретение относится к машиностроению, а именно к обработке металлов давлением, и может быть использовано для получения микрокристаллической структуры металла с целью его упрочнения. Способ пластического структурообразования цилиндрической мерной заготовки включает многократное деформирование...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002657274
Дата охранного документа: 09.06.2018
+ добавить свой РИД