АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС
AEROSPACE ROCKET COMPLEX

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 тяжелой ракетой-носителем (РН), размещаемой вне фюзеляжа самолета, 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, может быть принят за прототип.
Основными недостатками прототипа в том числе 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.
- малая эффективность использования технических возможностей самолетов-буксировщиков ракеты-носителя (РН);
- малые надежность и безопасность АРК при его создании и штатной эксплуатации, в том числе при полете самолета в район пуска РН и при ее пуске.
Задачами, на решение которых направлено изобретение, в том числе 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 при взлете;
- существенное снижение затрат на создание АРК в целом;
- существенное снижение технических и других рисков при создании АРК и при его эксплуатации, а также сроков разработки АРК.
Это достигается, в том числе за счет:
- применения наземной ТРП, на которой смонтирована РН;
- применения РН, на корпусе которой дополнительно установлены обтекатель со смонтированным на нем крылом, обтекатели передний (носовой) и хвостовой со стабилизирующими поверхностями с возможностью их отделения от корпуса РН;
- исполнения наземной ТРП на базе существующего 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 (РН) 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 фиг.1-3, на которых показаны общий вид размещения ракеты-носителя на наземной ТРП и ее сопряжение с самолетами, выполняющими функции буксировщиков.
РН 1 со смонтированными на ее корпусе обтекателем 2 с крылом 3, передним (носовым) обтекателем 4, хвостовым обтекателем 5 размещена на наземной ТРП 6. Крыло 3 с помощью его центроплана 7 и обтекателя 2 закреплено на корпусе РН 1, буксировочный трос-фал 8 соединен с центропланом 7 крыла 3 РН 1 и самолетом 9. Передний обтекатель 4 и хвостовой обтекатель 5 смонтированы на передней и хвостовой частях РН 1 соответственно. На хвостовом обтекателе 5 смонтированы стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор 10 и, например, вертикальное хвостовое оперение 11. Крыло 3 снабжено элеронами 12, стабилизатор 10, например, рулями высоты 13, а оперение 11, например, рулями направления 14. В крыле 3 и его центроплане 7, в обтекателях 2, 4, 5 при необходимости могут быть выполнены полости под размещение элементов систем управления, энергоснабжения крыла 3, стабилизатора 10, хвостового оперения 11, РН 1 и др. систем, обеспечивающих функционирование АРК (не показаны).
Сопряженные между собой трос-фал 8, крыло 3, центроплан 7 крыла 3, обтекатель 2 крыла 3 образуют устройство сопряжения РН1 с самолетом 9, выполняющим функции самолета-буксировщика.
Эта система, включающая РН 1, самолет 9 и другие вышеупомянутые элементы, функционирует следующим образом.
Перед запуском космического аппарата наземная ТРП 6 подается на техническую позицию авиационного ракетного комплекса, где на нее производится погрузка снаряженной РН 1, например, не заправленной компонентами топлива, со смонтированными на ней вышеупомянутыми элементами.
После погрузки снаряженной ракеты-носителя 1 на наземную ТРП 6 производятся заправка РН 1 топливом и проверки ее систем, а также систем ТРП 6 на функционирование.
После завершения всех работ по подготовке авиационного ракетного комплекса к запуску космического аппарата, снаряженная ТРП 6 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 15 в точку начала движения ТРП 6 при взлете самолета 9 на пуск РН 1, где производится сцепление самолета 9 с центропланом 7 крыла 3 РН 1 с помощью буксировочного троса-фала 8. В результате чего самолеты 9 и ТРП 6 приведены в стартовое положение на ВПП 15.
Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.
По команде от системы управления АРК на вылет в район пуска РН 1 одновременно на самолете 9 и ТРП 6 запускаются двигатели (для разгона ТРП 6 на ней установлены, например, двигатели 16 от вышеупомянутого базового самолета, например, Ил-76МТ (МД, МФ)). Тяги двигателей самолета 9 и ТРП 6 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 15.
По достижении заданных уровней тяг двигателей самолета-буксировщика 9 и ТРП 6 подается команда на взлет (начало движения их по ВПП 15).
При этом обеспечиваются уровни тяг двигателей самолета 9 двигателей 16 ТРП 6, исключающие провисание троса-фала 8 до недопустимого уровня.
При движении самолета 9 и ТРП 6 по ВПП 15 на самолет 10 и РН 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолета 9 от ВПП 15 и снаряженной РН 1 от ТРП 6 при достижении ими заданной скорости движения (~280-300 км/час).
При отрыве самолета 9 от ВПП 15 одновременно от ТРП 6 производится отделение РН 1 по команде, например, от системы управления АРК (РН 1 или ТРП 6) и начало полета самолета 9 в район пуска РН 1. При этом пуск РН 1 производится по команде системы управления АРК после отделения смонтированных на ее корпусе обтекателя 2 с крылом 3, переднего обтекателя 4 и хвостового обтекателя 5 с помощью использования, например, удлиненных детонирующих зарядов смонтированных в обтекателях 2, 4, 5.
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 и надежность эксплуатации 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.