Результат интеллектуальной деятельности: АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС

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

Известен аналог АРК КН с ракетой-носителем (РН), размещаемой вне фюзеляжа самолета, представленный в информационных выпусках №№20, 21, 31, 32, 38-41, 45, 46 1988 г. «Ракетная космическая техника по материалам иностранной печати, экспресс-информация, серия 1, издание «Центрального научно-исследовательского института машиностроения», г. Москва по АРК с ракетой носителем «Пегас» (США). Указанный аналог, как наиболее близкий по технической сути, может быть принят за прототип.

Недостатками прототипа являются:

- малая эффективность использования технических возможностей самолета, например, по дальности доставки самолетом РН в точку запуска,

- малая безопасность экипажа и самолета при эксплуатации АВРК КН.

Задачами, на решение которых направлена настоящая заявка на изобретение, являются:

- повышение эффективности использования технических возможностей самолета и комплекса в целом,

- повышение безопасности экипажа самолета при полете в точку пуска РН и пуске РН.

Это достигается за счет:

- включения в состав АРК РН с дополнительно установленными на ее корпусе отделяемыми при пуске передним и хвостовым обтекателями, транспортно-разгонной платформы, на которой смонтирована РН, буксирного троса-фала, сопрягающего РН и самолет,

- 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 самолета с буксируемой РН за счет уменьшения веса и лобового сопротивления ее крыла и, как следствие этого, увеличения выводимой на орбиты массы космических аппаратов.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором показан общий вид размещения ракеты-носителя на транспортно-разгонной платформе.

Ракета-носитель 1 со смонтированными на ней крылом 2, передним обтекателем 3, хвостовым обтекателем 4 размещена на транспортно-разгонной платформе 5. Крыло 2 через его центроплан 6 закреплено на корпусе ракеты-носителя 1, трос-фал 7 соединен с центропланом 6 крыла 2 и самолетом 8, выполняющим функцию самолета-буксировщика (на чертеже не показан). Передний обтекатель 3 и хвостовой обтекатель 4 смонтированы на передней и хвостовой частях ракеты-носителя 1 соответственно. На хвостовом обтекателе 4 смонтированы стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор 9 и вертикальное хвостовое оперение 10. Крыло 2 снабжено элеронами, стабилизатор 9 - рулями высоты, а оперение 10 - рулями направления. В крыле 2 и его центроплане 6, в переднем и хвостовом обтекателях 3, 4 при необходимости могут быть выполнены полости под размещение элементов систем управления, энергоснабжения крыла 2, стабилизатора 9, например вертикального хвостового оперения 10, ракеты-носителя 1 и др. систем, обеспечивающих функционирование АРК (на чертеже не показаны).

К центральной части крыла 2, к зоне А, в которой установлены элероны 11, смонтированы несущие части крыла 2, например шесть штук, попарно равновеликих и симметрично расположенных. Эти две части 12 являются консолями крыла 2, две части 13 являются центральными для правого и левого крыльев, две части 14 примыкают к зоне А крыла 2.

Части 12, 13, 14 отделяются после взлета самолета 8 при буксировке РН 1. Этим достигается регулирование величин подъемной силы крыла 2 и уменьшение лобового сопротивления буксируемой РН 1.

Отделение частей 12, 13, 14 от крыла 2 производится по команде от системы управления последовательно попарно: сначала две части 12, потом две части 13 и две части 14, например, с использованием удлиненных детонирующих зарядов, размещенных по периметрам профилей частей 12, 13, 14 крыла 2.

Эта система, включающая ракету-носитель 1, крыло 2 и другие вышеупомянутые элементы, функционирует следующим образом.

Перед запуском космического аппарата ТРП 5 подается на техническую позицию авиационного ракетного комплекса, где на нее производится погрузка снаряженной ракеты-носителя 1, например, незаправленной компонентами топлива со смонтированными на ней вышеупомянутыми элементами.

После погрузки снаряженной ракеты-носителя 1 на ТРП 5 производятся заправка ракеты-носителя 1 топливом и проверки ее систем, а также систем ТРП 5 на функционирование.

После завершения всех работ по подготовке авиационного ракетного комплекса к запуску космического аппарата снаряженная ТРП 5 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 15 в точку начала движения ТРП 5 при взлете самолета 8 (на чертеже не показан) на пуск ракеты-носителя 1, где производится сцепление самолета 8 с центропланом 6 крыла 2 с помощью троса-фала 7. В результате чего самолет 8 и ТРП 5 приведены в стартовое положение на ВПП 15.

Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.

По команде на вылет в район пуска ракеты одновременно на самолете 8 и ТРП 5 запускаются двигатели (для разгона ТРП 5 на ней установлены, например, твердотопливные ракетные двигатели 16). Тяги двигателей самолета 8 и ТРП 5 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 15.

По достижении заданных уровней тяг двигателей самолета-буксировщика 8 и ТРП 5 подается команда на взлет (начало движения их по ВПП 15).

При этом обеспечивается тяга двигателей самолета 8 несколько большей, чем у двигателей 16 ТРП 5 с целью исключения провисания троса-фала 7 до недопустимого уровня.

При движении самолета 8 и ТРП 5 по ВПП 15 на самолет 8 и снаряженную ракету-носитель 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолета 8 от ВПП 15 и снаряженной ракеты 1 от ТРП 5 при достижении заданной скорости движения (˜ 280 км/час).

После отрыва самолета 8 от ВПП 15 одновременно от ТРП 5 производится по команде от системы управления отделение снаряженной ракеты-носителя 1 и начало полета самолета 8 в район пуска ракеты-носителя 1.

При этом в процессе полета самолета 8 с РН 1 до района пуска производится регулирование величин подъемной силы и лобового сопротивления крыла 2 путем отделения от него частей 12, 13, 14 по команде от системы управления.

По прибытии самолета 8 в район пуска самолет 8 и снаряженная ракета-носитель 1 занимают заданное расчетное положение в пространстве по высоте, направлению и скорости полета, угловым параметрам (крен, тангаж, курс), обеспечивающее запуск ракеты-носителя 1.

По команде на пуск ракеты 1 производятся подачи команд на запуск двигателя I ступени ракеты-носителя 1, отделение переднего и хвостового обтекателей 3, 4, крыла 2 с центропланом 6 от корпуса ракеты-носителя 1, например, с помощью задействования пирозамков и детонирующих шнуров, размещенных на указанных отделяемых элементах (на чертеже не показано) для разрушения их силовых связей с ракетой-носителем 1.

После отделения от корпуса ракеты-носителя 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 позволяет:

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

- повысить безопасность и надежность эксплуатации АРК.

Предложенное в изобретении техническое решение позволяет улучшить технические характеристики АРК, в том числе космического назначения.