RU2317921C1 - Aircraft missile complex - Google Patents
Aircraft missile complex Download PDFInfo
- Publication number
- RU2317921C1 RU2317921C1 RU2006114565/11A RU2006114565A RU2317921C1 RU 2317921 C1 RU2317921 C1 RU 2317921C1 RU 2006114565/11 A RU2006114565/11 A RU 2006114565/11A RU 2006114565 A RU2006114565 A RU 2006114565A RU 2317921 C1 RU2317921 C1 RU 2317921C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- launch vehicle
- aircraft
- launch
- fairing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Details Of Aerials (AREA)
Abstract
Description
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.The invention relates to the field of aerospace rocket and space technology. It can be used in aeronautical missile complexes (ARC) for space purposes, mainly with heavy ballistic missiles (weighing 100 tons or more), equipped with, for example, liquid rocket engines (LRE) and launched in the air to launch spacecraft (SC), for example , Satellite in orbit.
Известен аналог АРК с ракетой-носителем воздушного запуска, буксируемой несколькими самолетами, представленный в описании патента РФ №2130879 (1999 г.). Указанный аналог как наиболее близкий по технической сути принят за прототип.A known analogue of the ARC with an air launch launcher towed by several aircraft is presented in the description of RF patent No. 2130879 (1999). The specified analogue as the closest in technical essence adopted as a prototype.
Недостатками прототипа являются в том числе:The disadvantages of the prototype are including:
- малая эффективность использования технических возможностей самолетов, например, по дальности доставки РН в точку ее пуска, обусловленной повышенным лобовым сопротивлением крыла РН при буксировке ее самолетом в точку запуска;- low efficiency of using the technical capabilities of aircraft, for example, in the range of launch vehicle delivery to its launch point, due to the increased frontal resistance of the launch vehicle wing when towing it by aircraft to the launch point;
- сложность управления самолетом-буксировщиком и РН, оснащенной крылом, за счет избыточной подъемной силы, создаваемой крылом РН.- the difficulty of controlling the towing aircraft and the LV equipped with a wing due to the excess lift generated by the LV wing.
Задачами, на решение которых направлена настоящая заявка на изобретение, в том числе являются:The tasks to which this application for an invention is directed, including the following:
- повышение эффективности использования технических возможностей самолета и комплекса в целом;- increasing the efficiency of using the technical capabilities of the aircraft and the complex as a whole;
- повышение безопасности экипажа самолетов при полете в точку пуска РН.- improving the safety of the aircraft crew during flight to the launch point of the launch vehicle.
Это достигается в том числе за счет:This is achieved, among other things, by:
- выполнения крыла РН с изменяемой площадью при его буксировке самолетами до точки пуска;- execution of the LV wing with a variable area when it is towed by aircraft to the launch point;
- уменьшения лобового сопротивления и избыточной подъемной силы, создаваемых крылом РН, при ее буксировке до точки запуска;- reducing drag and excess lift generated by the launch vehicle wing when towing it to the launch point;
- возможности увеличения дальности и высоты полета самолетов с буксируемой РН за счет уменьшения веса и лобового сопротивления ее крыла и, как следствие этого, увеличения выводимой на орбиты массы космических аппаратов;- the possibility of increasing the range and flight altitude of aircraft with a towed launch vehicle by reducing the weight and drag of its wing and, as a consequence, increasing the mass of spacecraft launched into orbits;
- применения наземной транспортно-разгонной платформы (ТРП).- application of the ground transportation and booster platform (TRP).
Сущность изобретения поясняется фиг.1-3, на которых показан общий вид размещения РН на наземной транспортно-разгонной платформе и ее сопряжения с самолетами, выполняющими функции самолетов-буксировщиков РН.The invention is illustrated figure 1-3, which shows a General view of the placement of the launch vehicle on the ground transport and booster platform and its interface with aircraft that perform the functions of aircraft-towing vehicles.
РН 1 с дополнительно смонтированными на ее корпусе 2 обтекателем 3, на котором смонтировано крыло 4 с элеронами 5, обтекателями передним (носовым) 6 и хвостовым 7, размещена на наземной ТРП 8. Крыло 4 через его центроплан 9 закреплено на корпусе 2 РН 1, трос-фал 10 сопряжен с центропланом 9 крыла 4 РН 1 и самолетом 11. Самолеты 11 и 12 сопряжены между собой с помощью троса-фала (ТФ) 13, выполняют функции самолетов-буксировщиков.
Передний обтекатель 6 и хвостовой обтекатель 7 смонтированы на передней и хвостовой частях РН 1 соответственно. На хвостовом обтекателе 7 смонтированы стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор 14 и вертикальное хвостовое оперение 15. При этом обтекатели 3, 6, 7 выполнены с возможностью отделения их от корпуса 2 РН 1, например, с использованием детонирующих удлиненных зарядов или пирозамков, смонтированных на этих обтекателях, для разрушения силовых связей их с корпусом 2 РН 1 (на чертеже не показано). Крыло 4 снабжено элеронами 5, стабилизатор 14 - рулями высоты, а оперение 15 - рулями направления. В крыле 4 и его центроплане 9, в обтекателях 4, 6, 7 при необходимости могут быть выполнены полости под размещение элементов систем управления РН1, крыла 4, стабилизатора 14, например, вертикального хвостового оперения 15, других систем, обеспечивающих функционирование АРК, например электроснабжения (на чертеже не показаны).The front fairing 6 and the tail fairing 7 are mounted on the front and tail parts of the
К центральной части крыла 4, к зоне Б, в которой установлены элероны 5, прикреплены несущие части крыла 4, например шесть штук попарно равновеликих и симметрично расположенных относительно продольной оси крыла 4. Это две части 16 являются консолями крыла 4, две части 17 являются центральными для правого и левого крыльев, две части 18, примыкают к зоне А крыла 4.Bearing parts of
Части 16, 17, 18 отделяются после взлета самолетов 11, 12 при буксировке РН 1. Этим достигается регулирование величин подъемной силы крыла 4 и уменьшение лобового сопротивления буксируемой РН 1.
Отделение частей 16, 17, 18 от крыла 4 производится по команде от системы управления РН 1 последовательно попарно: сначала две части 16, потом две части 17 и две части 18, например, с использованием удлиненных детонирующих зарядов, размещенных по периметрам профилей частей 16, 17, 18 крыла 4 (на чертеже не показаны).The separation of
Тросы-фалы 10, 13, самолет 11, центроплан 9 крыла 4, обтекатель 3 крыла 4 образуют устройство сопряжения РН1 с самолетом-буксировщиком 12.The
Эта система, включающая ракету-носитель 1, крыло 4 и другие вышеупомянутые элементы, функционирует следующим образом.This system, including the
Перед запуском космического аппарата ТРП 8 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.Before launching the spacecraft, the TRP 8 is fed to the technical position of the aviation missile complex, where it is loaded with an equipped
После погрузки снаряженной РН 1 на ТРП 8 производятся заправка РН 1 топливом и проверки ее систем, а также систем ТРП 8 на функционирование.After loading the equipped
После завершения всех работ по подготовке авиационного ракетного комплекса к запуску космического аппарата снаряженная ТРП 8 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 19 в точку начала движения ТРП 8 при взлете самолетов 11, 12 на пуск РН 1, где производится сопряжение самолета 11 с центропланом 9 крыла 4 РН 1 с помощью троса-фала (ТФ) 10 и сопряжения самолета 11 с помощью ТФ 13 с самолетом 12. В результате чего самолеты 11, 12 и ТРП 8 приведены в стартовое положение на ВПП 19.After completing all the work on preparing the aircraft missile system for launching the spacecraft, the equipped TRP 8 is towed to the
Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.The functioning of the complex is carried out in the following sequence.
По команде от системы управления АРК на вылет в район пуска РН 1 одновременно на самолетах 11, 12 и ТРП 8 запускаются двигатели (для разгона ТРП 8 на ней установлены двигатели 20). Тяги двигателей самолетов 11, 12 и ТРП 8 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 19.On command from the ARC control system, engines are launched simultaneously on
По достижении заданных уровней тяг двигателей самолетов-буксировщиков 11, 12 и ТРП 8 подается команда на взлет (начало движения их по ВПП 19).Upon reaching the specified levels of thrust of the engines of
При этом обеспечиваются уровни тяг двигателей самолетов 11, 12 и ТРП 8, исключающие провисания тросов-фалов 10, 13 до недопустимых уровней.At the same time, the thrust levels of the engines of
При движении самолетов 11, 12 и ТРП 8 по ВПП 19 на самолеты 11, 12 и снаряженную ракету-носитель 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолетов 11, 12 от ВПП 19 и снаряженной РН 1 от ТРП 8 при достижении заданной скорости движения (~280-300 км/час).When
При отрыве самолетов 11, 12 от ВПП 19 одновременно от ТРП 8 производится отделение снаряженной РН 1 по команде от системы управления РН 1 (ТРП 8) и начало полета самолетов 11, 12 в район пуска РН 1.When
При этом в процессе полета самолетов 11, 12 с РН 1 до района пуска производится регулирование величин подъемной силы и лобового сопротивления крыла 4 путем отделения от него частей 16, 17, 18 по командам от системы у правления РН1.At the same time, during the flight of
По прибытии самолетов 11, 12 в район пуска самолеты 11, 12 и снаряженная РН 1 занимают заданные расчетные положения в пространстве по высоте, направлению и скорости полета, угловым параметрам (крен, тангаж, курс), обеспечивающие запуск РН 1.Upon the arrival of
По команде от системы управления АРК на пуск РН 1 производятся подачи команд на запуск двигателя I ступени РН 1, отделение обтекателей 3, 6, 7 от корпуса РН 1, например, с помощью задействования пирозамков и детонирующих шнуров, размещенных на указанных отделяемых элементах (на чертеже не показано) для разрушения их силовых связей с РН 1.On command from the ARC control system to launch the
После отделения от корпуса РН 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.After separation from the body of the
Таким образом, представленный выше технический облик АРК с новыми отличительными признаками в сравнении с прототипом в том числе позволяет:Thus, the above technical appearance of the ARC with new distinctive features in comparison with the prototype including allows you to:
- при меньших финансовых затратах и сроках, необходимых на создание АРК, увеличить его эффективность, в том числе увеличить выводимые на орбиты массы КА или высоты их орбит, расширить районы пусков ракет относительно места базирования АРК;- at lower financial costs and time required for the creation of the ARC, to increase its effectiveness, including to increase the masses of the spacecraft launched into orbits or the altitudes of their orbits, to expand the launch areas of the rockets relative to the location of the ARC;
- повысить безопасность, надежность и упростить эксплуатацию АРК;- increase safety, reliability and simplify the operation of the ARC;
- упростить состав систем АРК и технологию его создания;- simplify the composition of the ARC systems and the technology of its creation;
- уменьшить технические, экономические и другие риски при создании АРК и его эксплуатации.- reduce technical, economic and other risks during the creation of the ARC and its operation.
Предложенное в изобретении техническое решение открывает перспективное направление разработки АРК.The technical solution proposed in the invention opens up a promising direction for the development of the ARC.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006114565/11A RU2317921C1 (en) | 2006-04-27 | 2006-04-27 | Aircraft missile complex |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006114565/11A RU2317921C1 (en) | 2006-04-27 | 2006-04-27 | Aircraft missile complex |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2317921C1 true RU2317921C1 (en) | 2008-02-27 |
Family
ID=39278902
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006114565/11A RU2317921C1 (en) | 2006-04-27 | 2006-04-27 | Aircraft missile complex |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2317921C1 (en) |
-
2006
- 2006-04-27 RU RU2006114565/11A patent/RU2317921C1/en not_active IP Right Cessation
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5526999A (en) | Spacecraft with a crew escape system | |
JP5508017B2 (en) | Aerodynamic and space flight airplanes and related maneuvering methods | |
US5626310A (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
US8528853B2 (en) | In-line staged horizontal takeoff and landing space plane | |
US6029928A (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
US9944410B1 (en) | System and method for air launch from a towed aircraft | |
US8403254B2 (en) | Aero-assisted pre-stage for ballistic rockets and aero-assisted flight vehicles | |
RU2609539C1 (en) | Rocket vehicle, return stage of rocket vehicle and method of its launch upon return and system of helicopter pick-up of return stage | |
RU2482030C2 (en) | Carrier rocket | |
RU2401779C1 (en) | Air rocket complex | |
EP0631931B1 (en) | Spacecraft with an escape system for the crew | |
RU2317921C1 (en) | Aircraft missile complex | |
RU2317920C1 (en) | Aircraft missile complex | |
RU2317923C2 (en) | Aircraft missile complex | |
RU2317922C1 (en) | Aircraft missile complex | |
RU2353546C2 (en) | Mobile aircraft rocket-and-space system | |
RU2323854C2 (en) | Aircraft missile system | |
RU2359871C2 (en) | Aviation rocket complex | |
Kelly et al. | Motivation for air-launch: Past, present, and future | |
RU2345927C2 (en) | Aviation rocket-launching complex | |
RU2323855C2 (en) | Aircraft missile system | |
RU2355602C2 (en) | Aerospace rocket complex | |
RU2319643C2 (en) | Aircraft missile complex | |
RU2319644C2 (en) | Aircraft missile complex | |
RU2359870C2 (en) | Aviation rocket complex |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180428 |