авиационный ракетный комплекс

Формула изобретения

Авиационный ракетный комплекс, включающий самолет, ракету-носитель воздушного запуска, смонтированные на ней крыло, обтекатели передний и хвостовой, на котором установлены стабилизирующие поверхности, образующие управляемый стабилизатор и, например, вертикальное хвостовое оперение, буксировочный трос-фал, соединенный с центропланом крыла и с самолетом, выполняющим функции буксировщика ракеты-носителя, транспортно-разгонную платформу со смонтированной на ней ракетой-носителем и системы, обеспечивающие их функционирование, отличающийся тем, что транспортно-разгонная платформа представляет собой самолет, имеющий остаточные ресурс и срок службы, доработанный под размещение и наземное транспортирование на нем ракеты-носителя.

Описание изобретения к патенту

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-носителями (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 АРК КН с ракетой-носителем, размещаемой вне фюзеляжа самолета.

Основными недостатками упомянутого авиационного ракетного комплекса космического назначения являются:

- необходимость выполнения больших объемов научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ (НИОКР) по созданию наземного средства (НС), обеспечивающего взлет ракеты-носителя, оснащенной крылом, стабилизатором и, например, вертикальным оперением, путем буксировки ее самолетом;

- большие финансовые затраты и сроки выполнения работ, необходимые для создания вышеупомянутого НС.

Задачами, на решение которых направлено изобретение, являются:

- уменьшение объемов выполнения НИОКР по созданию вышеупомянутого НС (далее по тексту читать: «транспортно-разгонной платформы (ТРП)») и, следовательно, АРК в целом,

- повышение безопасности экипажа самолета при взлете,

- повышение безопасности и надежности самолета РН при взлете,

- существенное снижение затрат на создание АРК в целом,

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

Это достигается за счет исполнения ТРП на базе отработанного самолета, принятого к летной эксплуатации, например самолета Ил-76МТ (МД, МФ), имеющего остаточные ресурс и срок службы, доработанного под размещение и наземное транспортирование на нем РН, а также под обеспечение эксплуатации его в составе АРК. При этом этот базовый самолет дорабатывается под размещение на нем ракеты-носителя в минимальном объеме и с максимальным использованием всех его штатных агрегатов, узлов и систем (шасси, двигатели, фюзеляж, системы управления, электропитания, связи и т.д.).

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, буксировочный 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, например, 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, хвостового оперения 10, ракеты-носителя 1 и др. систем, обеспечивающих функционирование АРК (на чертеже не показаны).

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 проверка 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) 11 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 буксировочного троса-фала 7. В результате чего самолет 8 и ТРП 5 приведены в стартовое положение на ВПП 11.

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, двигатели 12 от вышеупомянутого базового самолета, например, Ил-76МТ (МД, МФ)). Тяги двигателей самолета 8 и ТРП 5 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 11.

По достижении заданных уровней тяг двигателей самолета-буксировщика 8 и ТРП 5 подается команда на взлет (начало движения их по ВПП 11).

При этом обеспечивается тяга двигателей самолета 8 несколько большей, чем у двигателей 12 ТРП 5, с целью исключения провисания троса-фала 7 до недопустимого уровня.

При движении самолета 8 и ТРП 5 по ВПП 11 на самолет 8 и ракету-носитель 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолета 8 от ВПП 11 и снаряженной ракеты 1 от ТРП 5 при достижении ими заданной скорости движения (~ 280-300 км/час).

После отрыва самолета 8 от ВПП 11 одновременно от ТРП 5 производится по команде от системы управления отделение ракеты-носителя 1 и начало полета самолета 8 в район пуска ракеты-носителя 1.

Таким образом, представленный выше технический облик АРК с новыми отличительными признаками в сравнении с прототипом позволяет:

- при меньших финансовых затратах и сроках, необходимых для создания АРК, существенно увеличить его надежность и безопасность при эксплуатации;

- упростить конструкцию ТРП 5, повысить безопасность экипажа самолета-буксировщика 8 при взлете;

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

Предложенное в изобретении техническое решение открывает новое направление создания транспортно-разгонных платформ АРК для обеспечения взлета буксируемых ракет-носителей.