Результат интеллектуальной деятельности: АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС

Изобретение относится к области авиационной и 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 после их отделения от летательного аппарата-носителя, с целью выведения космических аппаратов (КА) на орбиты.

Ближайшим аналогом изобретения является АРК КН, описанный в патенте RU 2175933 и включающий в себя планер, самолет, приспособленный для буксировки планера с помощью троса-фала, ракету-носитель для выведения космического аппарата, размещенную внутри фюзеляжа планера, платформу для погрузки на нее планера и системы, обеспечивающие их функционирование.

Недостатками этого АРК КН являются:

- сложность размещения на планере и отделения от него тяжелой баллистической ракеты;

- пассивная роль платформы, затрудняющая или исключающая взлет самолета с буксируемым планером, загруженным тяжелой ракетой-носителем.

Задачей изобретения является повышение эффективности и гибкости (универсальности) АРК КН путем преодоления отмеченных недостатков.

Данная задача решается тем, что в известном комплексе платформа выполнена транспортно-разгонной, а фюзеляж планера имеет нижнюю часть, отделяемую от его верхней части перед отделением от этой верхней части и пуском ракеты-носителя.

В предпочтительном варианте исполнения транспортно-разгонная платформа снабжена двигательной установкой, например, ракетным двигателем твердого топлива.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором показан общий вид размещения планера с ракетой-носителем на транспортно-разгонной платформе (ТРП).

Планер 1 с ракетой-носителем 2 размещен на ТРП 3. Планер 1 соединен с помощью троса-фала 4 с самолетом 5, выполняющим функцию самолета-буксировщика (на чертеже не показан).

Эта система: планер 1, оснащенный ракетой-носителем 2, самолет 5, ТРП 3 и трос-фал 4 - функционирует следующим образом.

Перед запуском космического аппарата ТРП 3 подается на техническую позицию авиационного ракетного комплекса, где на нее производится погрузка планера 1, снаряженного ракетой-носителем 2, не заправленной компонентами топлива.

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, самолета 5, ракеты-носителя 2, ТРП 3) снаряженная ТРП 3 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 6 в точку начала разбега самолета 5 для взлета на пуск ракеты 2, где производится сцепление самолета 5 с планером 1 с помощью троса-фала 4. В результате чего самолет 5 и ТРП 3 приведены в стартовое положение на ВПП 6.

Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.

По команде на вылет в район пуска ракеты одновременно на самолете 5 и ТРП 3 запускаются двигатели (для разгона ТРП на ней установлены, например, твердотопливные ракетные двигатели 7). Тяги двигателей самолета 5 и ТРП 3 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 6.

По достижении заданных уровней тяг двигателей самолета-буксировщика 5 и ТРП 3 подается команда на взлет (начало движения их по ВПП 6).

При этом обеспечивается тяга двигателей самолета 5 несколько большей, чем у двигателей 7 ТРП 3 с целью исключения провисания троса-фала 4 до недопустимого уровня.

При движении самолета 5 и ТРП 3 по ВПП 6 на самолет 5 и планер 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолета 5 от ВПП 6 и планера 1 от ТРП 3 при достижении заданной скорости движения (˜180-200 км/ч).

После отрыва самолета 5 от ВПП 6 одновременно от ТРП 3 производится по команде отделение снаряженного ракетой-носителем 2 планера 1 и начало полета самолета 5 в район пуска ракеты-носителя 2.

По прибытии самолета 5 в район пуска самолет 5 и планер 1 занимают заданное расчетное положение в пространстве по высоте, направлению и скорости полета, угловым параметрам (крен, тангаж, курс), обеспечивающее запуск ракеты-носителя 2.

По команде на пуск ракеты 2 производится отделение нижней части фюзеляжа планера 1, например, по горизонтальной плоскости А (с помощью задействования пирозамков и детонирующих шнуров, смонтированных на фюзеляже), и после ее отделения подается команда на отделение ракеты-носителя 2 от верхней части фюзеляжа планера 1 и запуск ее двигателей I ступени. Ракета-носитель 2 отделяется от верхней части фюзеляжа планера 1 под действием силы тяжести (т.е. падает), а планер 1 (верхняя часть) вследствие наличия у него подъемной силы, создаваемой крылом, поднимается вверх. После отделения ракеты 2 от верхней части планера 1 и запуска ее 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:

- при меньших финансовых затратах и сроках, необходимых на создание АРК, существенно увеличить эффективность, в том числе увеличить выводимые на орбиты массы КА или высоты их орбит, расширить районы пусков ракет относительно места базирования АРК;

- упростить конструкцию, повысить безопасность и надежность эксплуатации АРК;

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

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

Предложенное в изобретении техническое решение открывает новое направление развития АРК, в том числе космического назначения.