Мобильная стартовая установка
MOBILE LAUNCHER UNIT

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системам укороченного взлета летательных аппаратов. В ходе развития авиационной техники появились различные устройства, позволяющие при недостаточной длине взлетной полосы обеспечить взлет летательного аппарата. Некоторые из них основываются на использовании стартовой установки - тележки - для обеспечения взлета летательного аппарата. В данном случае для дальнейшего упоминания целесообразным представляется ввести термин «связка летательный аппарат - стартовая установка» или сокращенно - «связка ЛАСУ». Для обеспечения взлета связки ЛАСУ определенной массы требуется затратить некоторое количество кинетической энергии. Отношение кинетической энергии связки ЛАСУ к ее массе является показателем энергомассовой эффективности обеспечения взлета и торможения.
Известен твердотопливный ракетный ускоритель (сайт «Авиация, понятная всем», статья «О ракетных ускорителях в авиации, часть 1», ссылка на источник (URL): http://avia-simply.ru/raketnije-uskoriteli-chast-1/), так же, как и его принципиальная основа - ракетный двигатель на твердом топливе. Один из режимов его применения - это стартовый или взлетный режим. Поэтому твердотопливные (или пороховые) ускорители в основе своей стартовые и предназначены для улучшения взлетных характеристик летательных аппаратов. В октябре 1933 года твердотопливные ускорители конструкции В.И. Дудакова были опробованы на тяжелом бомбардировщике ТБ-1 (АНТ-4). Они устанавливались на крыле по три штуки на каждой консоли. Варианта установки было два (как и используемых самолетов). В первом на верхней части консоли устанавливались два ускорителя и один на нижней. Во втором все три ускорителя стояли на верхней части консоли.
Данный тип двигателей, а также его применение имеют ряд существенных недостатков: большая тяга, развиваемая практически мгновенно, оказывает очень сильное, фактически ударное воздействие на узлы крепления твердотопливного ускорителя с летательным аппаратом. Большой объем пороховых газов и наличие в них крупных частиц негативно воздействуют как на конструкцию летательного аппарата, вплоть до возможности возникновения бафтинга и деформации, так и на взлетно-посадочную полосу, поверхность которой контролируется по величине неровности, - что особенно пагубно влияет на взлетно-посадочные полосы авианосцев и авианесущих крейсеров.
Известна паровая катапульта (журнал «Популярная механика», №10(48), октябрь 2006, статья «Выстрел в воздух. Самолетометы», стр. 89), включающая два параллельных цилиндра, каждый диаметром 53 см и длиной 100 м. Поршни цилиндров соединены между собой и прикреплены к колесной платформе (тележке-челноку), которая перемещается по направляющим, расположенным ниже поверхности верхней палубы авианосца. Узел крепления, который тянет самолет за переднюю стойку шасси, прикреплен к колесной платформе паровой катапульты. Баллоны-аккумуляторы паровой катапульты предназначены для накопления пара и подачи его в цилиндры. Количество пара в цилиндрах, а, следовательно, и ускорение определяются в зависимости от типа самолета, его взлетного веса, скорости и направления ветра, и от температуры воздуха.
К недостаткам указанной паровой катапульты следует отнести значительные габариты параллельных цилиндров и направляющих - их длина соизмерима с длиной разбега летательного аппарата, вследствие чего паровая катапульта обладает значительной массой и занимает большой объем подпалубного пространства. Кроме того, так как паровая катапульта является тепловой машиной, то ее коэффициент полезного действия сравнительно невысок. Все вышеописанное приводит к снижению энергомассовой эффективности обеспечения взлета.
ВМС США разрабатывают аналог паровой катапульты -электромагнитную авиационную пусковую установку или, иначе, «электромагнитную катапульту» (источники: 1) журнал «Популярная механика», №10(48), октябрь 2006, статья «Выстрел в воздух. Самолетометы», стр. 90-91; 2) сайт «Новые ведомости», статья «Революция в морском деле: авианосец США с электромагнитной катапультой», ссылка на источник (URL): http://nvdaily.ru/info/74111.html; 3) сайт «Defense Industry Daily», статья «EMALS/AAG: Electro-Magnetic Launch & Recovery for Carriers)), ссылка на источник (URL): http://www.defenseindustrydaily.com/emals-electro-magnetic-launch-for-carriers-05220/). В электромагнитной катапульте самолет вместо паровых поршней (как у паровой катапульты) будет разгоняться линейным индукционным двигателем (ЛИД), ротор которого не круглый, а вытянутый вдоль стартовой полосы. Длина стартовой полосы (то есть электромагнитной катапульты) составляет 91 метр. В пусковом устройстве есть специальная тележка, к которой самолет цепляется передней стойкой шасси и движется между двумя направляющими с электромагнитами, как по рельсам. По команде электроэнергия поступает к ЛИД. Электромагнитные секции ЛИД после прохождения мимо них тележки с самолетом отключаются, а те, к которым тележка с самолетом приближается, включаются, разгоняя таким образом самолет. В конце разгона тележку будет останавливать не гидротормоз, как в паровой системе, а электрические силы.
К недостаткам указанной электромагнитной катапульты следует отнести значительные габариты и массу линейного индукционного двигателя и направляющих - их длина соизмерима с длиной разбега летательного аппарата, вследствие чего электромагнитная катапульта обладает значительной массой и занимает большой объем подпалубного пространства. Большая трудность заключается в том, как получить достаточное количество энергии. Требования к большим энергозатратам только лишь для одного пуска - 100 млн джоулей - влекут за собой необходимость установки на новых американских авианосцах класса «Джеральд Форд» двенадцати генераторов, массой свыше 36 тонн и следующих габаритов: более 4 м в длину, почти 3,5 м в ширину и почти 2,5 м в высоту.
Известен «Способ предстартового разгона летательного аппарата и устройство для его осуществления «РТПИ» (SU 1784529 А1). По способу предстартового разгона летательного аппарата катапультной тележкой, заключающемуся в разбеге тележки, установленной на опорах качения на направляющих трамплинной горки, по траектории взлета до достижения скорости, соответствующей потребной скорости в момент отрыва аппарата от тележки, в процессе разбега тележки осуществляют перевод взаимодействия опорной поверхности тележки с направляющими горки с режима качения на режим скольжения с низким коэффициентом трения, для чего тележка снабжена дополнительной опорной поверхностью скольжения, а горка - дополнительными направляющими под эту опорную поверхность и, так что на начальном участке горки тележка скатывается по направляющим (рельсам), а на заключительном скользит по дополнительной (ледяной дорожке).
Данная катапультная тележка имеет ряд существенных недостатков: вследствие установки достаточно тяжелого летательного аппарата на катапультную тележку, последняя имеет соизмеримую с ним массу и значительные габариты, что необходимо для обеспечения требуемой жесткости и прочности конструкции. Кроме того, необходимость создания трамплинной горки и ледяной дорожки требует значительных финансовых, временных затрат, а также наличия свободного пространства, что далеко не всегда представляется возможным. Все вышеописанное приводит к снижению энергомассовой эффективности обеспечения взлета и торможения.
Известен «Способ запуска летательного аппарата с помощью катапультной тележки с разгонным устройством - РТПИ-2» (патент RU 2096273). Обязательным условием обеспечения разгона катапультной тележки с размещенным на ней летательным аппаратом является наличие трамплинной горки, переходящей в горизонтальный и далее подъемный участки с ледяным покрытием. Верхняя часть разгонной тележки с летательным аппаратом включает ложементную секцию и постоянно сцепленную с ней кормовую секцию. Обе секции установлены на рельсовые направляющие, проложенные по открытому тракту «В» на участке спуска. Нижняя часть тележки составлена из выдвинутой головной секции и секции, несущей жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) с топливными баками, и образует разгонное устройство. При этом сопло ЖРД ориентировано в направлении разбега. Нижняя часть тележки так же, как и ее верхняя часть, установлена на рельсовые направляющие, проложенные в тоннеле «Т». Обе части тележки связаны между собой шарнирным звеном шатунного типа, проходящим сквозь щель «Щ», образованном в потолочном перекрытии тоннеля «Т». Головная секция нижней части тележки соединена с разгонным устройство посредством разрывного болта. Верхняя и нижняя части тележки взаимодействуют с ледяным покрытием верхних и нижних направляющих соответственно. В такое покрытие внизу переходят рельсовые направляющие и далее плавно переходят в подъемный участок трамплина. Закрепленный на головной секции струеотражательный полый щиток и кормовой щиток на верхней части тележки своей вогнутой рабочей поверхностью сопряжен с продольными осями сопл двигателя разгонного устройства и летательного аппарата соответственно.
Данная катапультная тележка имеет ряд существенных недостатков: вследствие установки достаточно тяжелого летательного аппарата на катапультную тележку, которая состоит из двух массивных и крупногабаритных верхней и нижней частей - наземной и подземной, - катапультная тележка имеет соизмеримую с летательным аппаратом массу и значительные габариты, что необходимо для обеспечения требуемой жесткости и прочности конструкции. Кроме того, необходимость создания трамплинной горки, имеющей к тому же подземный тоннель с рельсовыми направляющими, и ледяной дорожки требует значительных финансовых, временных затрат, а также наличия свободного пространства, что далеко не всегда представляется возможным. Все вышеописанное приводит к снижению энергомассовой эффективности обеспечения взлета и торможения.
Известна стартовая тележка с двигательной установкой на жидком топливе (по патенту «Способ запуска летательного аппарата с помощью стартовой тележки с двигательной установкой на жидком топливе» RU 2046071), включающая силовую раму, разгонную реактивную камеру с топливными баками и питающими трубопроводами, а также тормозную реактивную камеру с соответствующими баками и питающими трубопроводами. Последние соединены с баками маршевой двигательной установки посредством трубопроводов с разъемами и нормально закрытыми разделительными клапанами.
Данная стартовая тележка имеет ряд существенных недостатков: вследствие установки достаточно тяжелого летательного аппарата на стартовую тележку, последняя имеет соизмеримую с ним массу и значительные габариты, что необходимо для обеспечения требуемой жесткости и прочности конструкции. Кроме того, летательный аппарат вынужден во время разгона нести пассивную массу топлива, которую используют для торможения стартовой тележки путем реверса тяги. Также для обеспечения торможения на стартовой тележке должна быть размещена тормозная реактивная камера с соответствующими баками и питающими трубопроводами, что увеличивает массу стартовой тележки, вследствие чего повышается значение кинетической энергии, затрачиваемой на торможение. Все вышеописанное приводит к снижению энергомассовой эффективности обеспечения взлета и торможения.
Известно стартовое устройство (по патенту «Таке off trolleys for flight vehicles)) - «Стартовые устройства, обеспечивающие взлет летательных аппаратов)), GB 2211155), включающее силовую раму, параллельные колесные модули, причем каждый колесный модуль снабжен разгонной и маневровой реактивными двигательными установками, а также системой торможения, источник энергии, узел стыковки стартового устройства с летательным аппаратом, устройство подъема, позволяющее изменять угловое положение летательного аппарата в вертикальной плоскости, и систему управления.
Данное стартовое устройство имеет существенный недостаток: вследствие установки достаточно тяжелого летательного аппарата на стартовое устройство, последнее имеет соизмеримую с ним массу и значительные габариты, что необходимо для обеспечения требуемой жесткости и прочности конструкции. Также для обеспечения торможения на стартовом устройстве должны быть размещены ретро-двигатели, что увеличивает массу стартового устройства, вследствие чего повышается значение кинетической энергии, затрачиваемой на торможение стартового устройства. Все вышеописанное приводит к снижению энергомассовой эффективности обеспечения взлета и торможения.
Известно стартовое устройство (по патенту «Aircraft/spacecraft ground accelerator)) - «Наземный ускоритель летательного/космического аппарата», US 3963196), включающее силовую раму, аэродинамический обтекатель, передние и задние пары шасси ходовой части, разгонную реактивную двигательную установку, системы торможения и замедления, источник энергии, узел стыковки стартового устройства с летательным аппаратом и систему управления.
Данное стартовое устройство имеет существенный недостаток: вследствие установки достаточно тяжелого летательного аппарата на стартовое устройство, последнее имеет соизмеримую с ним массу и значительные габариты, что необходимо для обеспечения требуемой жесткости и прочности конструкции. Для обеспечения замедления предусмотрен металлический тормозной парашют больших массы и габаритов. Все вышеописанное приводит к снижению энергомассовой эффективности обеспечения взлета и торможения.
Наиболее близким к заявляемому устройству является мобильная стартовая установка (заявка на изобретение РФ №2018110748), которая включает шасси, силовую раму, установленную на шасси. Узел стыковки мобильной стартовой установки с летательным аппаратом прикреплен к силовой раме. На силовой раме установлены: разгонная реактивная двигательная установка; по меньшей мере один топливный бак, связанный по меньшей мере одним топливопроводом с разгонной реактивной двигательной установкой. Система торможения мобильной стартовой установки представляет собой устройство реверса тяги разгонной реактивной двигательной установки в виде подвижной поверхности, прикрепленной к силовой раме и пересекающей в положении реверса вектор тяги разгонной реактивной двигательной установки. Система управления мобильной стартовой установки информационно связана с системой управления летательного аппарата.
Данная мобильная стартовая установка имеет существенный недостаток: она не оптимизирована по массе и габаритам. Так, например, она имеет тяжелую силовую раму, тяжелые шасси, тяжелые амортизаторы колес шасси, тяжелый узел торможения колес шасси, большой топливный бак. Несущая способность силовой рамы и несущая способность шасси велики, а узел торможения колес шасси имеет высокую энергоемкость. Все вышеописанное приводит к снижению энергомассовой эффективности обеспечения взлета и торможения.
Целью заявляемого изобретения является повышение энергомассовой эффективности обеспечения взлета и торможения.
Предлагаемая мобильная стартовая установка включает облегченную силовую раму; несущая способность силовой рамы уменьшена, причем силовая рама рассчитана на нагрузки от мобильной стартовой установки и нагрузку от передачи горизонтального импульса движения летательному аппарату. Шасси мобильной стартовой установки выполнены облегченными, а несущая способность шасси уменьшена. Прикрепленный к силовой раме по меньшей мере один узел стыковки мобильной стартовой установки с летательным аппаратом выполнен для передачи горизонтальной составляющей механических нагрузок летательному аппарату. Разгонная реактивная двигательная установка установлена на силовой раме. По меньшей мере один топливный бак, установленный на силовой раме и связанный по меньшей мере одним топливопроводом с разгонной реактивной двигательной установкой, выполнен уменьшенным. Система торможения, включающая устройство реверса тяги разгонной реактивной двигательной установки, дополнительно содержит облегченный узел торможения колес шасси, выполненный со сниженной энергоемкостью. Мобильная стартовая установка включает систему управления.
Система торможения мобильной стартовой установки дополнительно включает по меньшей мере один тормозной экран, соединенный с силовой рамой и пересекающий в положении раскрытия поверхность фигуры с образующей, представляющей собой контур выходного сечения сопла двигательной установки летательного аппарата, со стороны истечения газов двигательной установки летательного аппарата.
Узел торможения колес шасси мобильной стартовой установки информационно связан с системой управления.
Таким образом, достигнута заявленная цель, а именно: повышена энергомассовая эффективность обеспечения взлета и торможения.
На Фиг. 1 изображена мобильная стартовая установка, вид слева.
На Фиг. 2 изображена мобильная стартовая установка, вид снизу.
Заявляемое изобретение включает облегченные шасси 1 (см. Фиг. 1), облегченную силовую раму 2 с меньшим количеством силовых элементов для обеспечения ее пониженных жесткости и прочности, например, выполненную в виде ферменной конструкции, рассчитанной на нагрузки от мобильной стартовой установки (далее по тексту - МСУ) и нагрузку от передачи горизонтального импульса движения летательному аппарату 3 (далее по тексту - ЛА). По меньшей мере один узел стыковки 4 (см. Фиг. 2) МСУ с ЛА 3 прикреплен к силовой раме 2 таким образом, чтобы во время взлета передавать горизонтальную составляющую механических нагрузок от МСУ летательному аппарату 3, то есть обеспечить возможность МСУ толкать ЛА 3 по заданной целевой траектории. Вследствие всего вышеперечисленного несущая способность силовой рамы 2 уменьшена, и существенно уменьшена ее масса по сравнению с ближайшим аналогом. Силовая рама 2 оснащена шасси 1, выполненными облегченными, а несущая способность шасси 1 уменьшена. Амортизаторы колес шасси 1 выполнены облегченными из-за перемещаемых масс меньшей величины, а именно - облегченной силовой рамы 2, облегченных шасси 1, по меньшей мере одного уменьшенного топливного бака 5, разгонной реактивной двигательной установки 6 (далее по тексту - РРДУ). Также амортизаторы колес шасси 1 выполнены облегченными, поскольку рассчитаны на применение МСУ на контролируемой по величине неровности поверхности. На силовой раме 2 установлены: РРДУ 6; по меньшей мере один уменьшенный топливный бак 5, связанный по меньшей мере одним топливопроводом с РРДУ 6. Система торможения МСУ содержит устройство реверса тяги РРДУ 6. Также система торможения дополнительно содержит облегченный узел торможения колес шасси 1, выполненный со сниженной энергоемкостью, причем облегченный узел торможения колес шасси 1 информационно связан с системой управления, в частности, для повышения управляемости МСУ. Система торможения может содержать дополнительно по меньшей мере один тормозной экран 7 (см. Фиг. 2), соединенный с силовой рамой 2 и пересекающий в положении раскрытия поверхность фигуры с образующей, представляющей собой контур выходного сечения сопла двигательной установки 8 ЛА 3, со стороны истечения газов двигательной установки 8 ЛА 3. Конфигурация тормозных экранов 7, их количество, расположение на МСУ и способ пересечения тормозными экранами 7 в положении раскрытия поверхности фигуры с образующей, представляющей собой контур выходного сечения сопла двигательной установки 8 ЛА 3, со стороны истечения газов двигательной установки 8 ЛА 3, выбираются в том числе исходя из конфигурации двигательной установки 8 ЛА 3, а также исходя из динамического соотношения траектории ухода ЛА 3 от МСУ. Система управления МСУ информационно связана с системой управления ЛА 3.
Таким образом, снижаются требования к жесткости, прочности и несущей способности конструкции МСУ, благодаря чему могут быть уменьшены масса и габариты силовой рамы 2 МСУ и всех элементов МСУ, обеспечивающих движение, таких, как: облегченные шасси 1 - в частности, облегченные амортизаторы колес шасси 1; облегченный узел торможения колес шасси 1; по меньшей мере один уменьшенный топливный бак 5. Соответственно, снижаются требования к потребной мощности РРДУ 6.
Устройство работает следующим образом. Сначала заправляют МСУ в объеме, необходимом для запуска данного типа и веса ЛА 3 в данных метеоусловиях при данной длине взлетной полосы. Выбор объема заправки МСУ позволяет повысить энергомассовую эффективность обеспечения взлета и торможения, так как при заправке МСУ учитывают вышеуказанные параметры, и, в зависимости от набора этих параметров, заливают требуемое количество жидкого топлива в, по меньшей мере, один уменьшенный топливный бак 5, связанный по меньшей мере одним топливопроводом с РРДУ 6.
Затем производят механическое соединение ЛА 3 и МСУ с помощью по меньшей мере одного узла стыковки 4, прикрепленного к силовой раме 2 МСУ. Важно отметить, что силовая рама 2 МСУ, в отличие от ближайшего аналога, не воспринимает на себя вес ЛА 3.
Система управления (далее по тексту - СУ) МСУ и СУ ЛА 3 находятся в координации друг с другом - то есть каждая из систем передает набор данных другой системе о текущих параметрах движения своего носителя. СУ ЛА 3 подает команду, по которой запускают двигательные установки 8 ЛА и МСУ. Вертикальную составляющую механических нагрузок передают от ЛА 3 взлетной полосе через штатные средства ЛА 3 для передачи механических нагрузок взлетной полосе - шасси 9 ЛА 3. По меньшей мере один узел стыковки 4 передает горизонтальную составляющую механических нагрузок летательному аппарату 3. Важно отметить, что МСУ толкает ЛА 3, а не везет его на себе. Облегченные шасси 1 МСУ, несущая способность которых уменьшена, обеспечивают движение только МСУ по заданной целевой траектории. Облегченные амортизаторы колес шасси 1 гасят динамические колебания МСУ, вызванные перемещением масс меньшей величины, а именно - облегченной силовой рамы 2; облегченных шасси 1 - в частности, облегченного узла торможения колес шасси 1; по меньшей мере одного уменьшенного топливного бака 5. В случае возникновения эксцентриситета тяги система управления МСУ подает команду и на РРДУ 6, и на облегченный узел торможения колес шасси 1 МСУ, а также на узел торможения колес шасси 9 ЛА 3, и происходит приведение в соответствие текущей траектории к заданной путем притормаживания колес шасси 1,9 связки ЛАСУ - таким образом повышают управляемость связки ЛАСУ. Движение связки ЛАСУ обеспечивают до достижения кинетической энергией ЛА 3 величины, позволяющей ЛА 3 данного типа и веса за счет располагаемой им тяги собственной двигательной установки 8 взлететь, не выходя за пределы данной взлетной полосы в данных метеоусловиях.
Система управления ЛА 3 подает команду на торможение МСУ. Скорость МСУ снижается, и, таким образом, расстояние между ЛА 3 и МСУ увеличивается - происходит разъединение ЛА 3 и МСУ. СУ ЛА 3 динамически следит за текущими параметрами функционала - в частности, такими, как расстояние до конца взлетно-посадочной полосы, расстояние между ЛА 3 и МСУ, скорость ЛА 3 и скорость МСУ. При достижении набором параметров заданных значений обеспечивают безопасное разъединение и безопасную траекторию ухода ЛА 3 от МСУ. Облегченный узел торможения колес шасси 1, выполненный со сниженной энергоемкостью, гасит меньший объем кинетической энергии в единицу времени. Кроме того, торможение МСУ обеспечивают с помощью устройства реверса тяги РРДУ 6. Данный способ является очень эффективным, поэтому следует обеспечивать торможение с помощью устройства реверса тяги РРДУ 6, как только это станет возможным по условиям безопасности воздействия истекающих газов РРДУ 6 на ЛА 3. Дополнительно система торможения МСУ может включать по меньшей мере один тормозной экран 7, соединенный с силовой рамой 2. Тормозной экран 7 пересекает в положении раскрытия поверхность фигуры с образующей, представляющей собой контур выходного сечения сопла двигательной установки 8 ЛА 3, со стороны истечения газов двигательной установки 8 ЛА 3. Тормозной экран 7 эффективно работает, находясь в струе истекающих газов двигательной установки 8 ЛА 3, по сравнению с нахождением тормозного экрана 7 в воздушной среде, относительно которой осуществляют разгон ЛА 3. Следует отметить, что тормозной экран 7 имеет малую массу при высоких энергетических характеристиках обеспечения торможения.
После полной остановки МСУ перемещение МСУ в сторону исходного положения обеспечивают с помощью устройства реверса тяги РРДУ 6 и притормаживанием колес шасси 1 МСУ. При этом можно производить перемещение МСУ в сторону исходного положения как по прямой траектории, возвращая МСУ в место старта, так и по криволинейной траектории с целью расположения МСУ в месте, отличном от места старта, и освобождения таким образом взлетной полосы для старта очередного ЛА 3.
Применение одной и той же РРДУ 6 как для обеспечения взлета ЛА 3, так и для последующего торможения МСУ, и ее перемещения в сторону исходного положения предполагает использование одной РРДУ 6 для произведения описанных выше операций вместо использования нескольких двигательных установок, выполняющих данные операции раздельно. Следовательно, снижаются массово-габаритные характеристики МСУ при неизменных энергетических характеристиках связки ЛАСУ.
Применение облегченной конструкции МСУ, а именно - облегченной силовой рамы 2; облегченных шасси 1 - в частности, облегченных амортизаторов колес шасси 1; облегченного узла торможения колес шасси 1; по меньшей мере одного уменьшенного топливного бака 5, - позволяет уменьшить потребную мощность РРДУ 6. При этом разницу между потребной мощностью РРДУ 6 и располагаемой мощностью РРДУ 6, если таковая имеется, возможно направить на достижение более высоких значений ускорений во время взлета и во время торможения и, как следствие, сокращение длины участка движения связки ЛАСУ и длины тормозного пути МСУ.
Таким образом, достигнута заявленная цель, а именно: повышена энергомассовая эффективность обеспечения взлета и торможения.