RU2317923C2 - Авиационный ракетный комплекс - Google Patents
Авиационный ракетный комплекс Download PDFInfo
- Publication number
- RU2317923C2 RU2317923C2 RU2005122040/11A RU2005122040A RU2317923C2 RU 2317923 C2 RU2317923 C2 RU 2317923C2 RU 2005122040/11 A RU2005122040/11 A RU 2005122040/11A RU 2005122040 A RU2005122040 A RU 2005122040A RU 2317923 C2 RU2317923 C2 RU 2317923C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- wing
- launch vehicle
- launch
- center
- Prior art date
Links
Abstract
Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники. Авиационный ракетный комплекс включает самолет (8), ракету-носитель воздушного запуска (1), транспортно-разгонную платформу (5) со смонтированной на ней ракетой-носителем с помощью механических связей и элементов, трос-фал (7), системы, обеспечивающие функционирование авиационного ракетного комплекса. На корпусе ракеты-носителя смонтированы крыло с центропланом (6), обтекатели передний (3) и хвостовой (4), на последнем установлены стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор и вертикальное хвостовое оперение (10). Трос-фал соединен с центропланом крыла, а также с самолетом, выполняющим функции самолета-буксировщика ракеты-носителя к точке ее запуска. Изобретение повышает эффективность использования технических возможностей самолета и комплекса в целом. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники. Оно может быть использовано в авиационных ракетных комплексах (АРК) космического назначения (КН), например с тяжелыми баллистическими ракетами-носителями (массой 100 т и более), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) воздушного запуска вне самолета, с целью выведения на орбиты космических аппаратов (КА), например искусственных спутников Земли (ИСЗ).
Известен аналог АРК КН с ракетой-носителем, размещаемой вне фюзеляжа самолета, представленный в информационных выпусках №20, 21, 31, 32, 38-41, 45, 46, 1988 г. «Ракетная космическая техника» по материалам иностранной печати, экспресс-информация, серия 1, издание «Центрального научно-исследовательского института машиностроения, г.Москва по АРК с ракетой-носителем «Пегас» (США). Указанный аналог, как наиболее близкий по технической сути, может быть принят за прототип.
Недостатками прототипа являются
- малая эффективность использования технических возможностей самолета, например по дальности полета самолета с ракетой-носителем;
- сложность размещения на самолете ракеты-носителя и ее сопряжения с самолетом, а также заправки ракеты-носителя топливом в составе самолета;
- невозможность аварийного сброса (АС) ракеты-носителя при отказе систем АС самолета и ракеты-носителя;
- малая безопасность экипажа и самолета, которые могут быть обеспечены при полете самолета в точку пуска ракеты-носителя, а также при АС ракеты-носителя;
- большие ограничения, накладываемые со стороны самолета на габариты и вес ракеты-носителя;
- большие риски при реализации программы создания АРК КН.
Задачами, на решение которых направлена заявка на изобретение, являются:
- повышение эффективности использования технических возможностей самолета и комплекса в целом;
- повышение безопасности экипажа самолета при полете в точку пуска ракеты-носителя;
- повышение энергетических возможностей ракеты-носителя;
- снижение технических, финансовых рисков при создании АРК КН и при его эксплуатации.
Это достигается за счет
- использования самолета как буксировщика ракеты-носителя до точки пуска;
- использования транспортно-разгонной платформы (ТРП), на которой смонтирована ракета-носитель;
- возможности увеличения габаритов и стартового веса ракеты-носителя путем увеличения количества ракетного топлива и, как следствие этого, увеличение выводимой на орбиты массы космических аппаратов.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором показан общий вид размещения ракеты-носителя на транспортно-разгонной платформе.
Ракета-носитель 1 со смонтированными на ней с помощью механических связей и элементов (МС и Э) крылом 2, передним обтекателем 3, хвостовым обтекателем 4 размещена и закреплена с помощью МС и Э (на чертеже не показаны) на транспортно-разгонной платформе 5. Крыло 2 через его центроплан 6 с помощью МС и Э закреплено на корпусе ракеты-носителя 1, трос-фал 7 соединен с помощью МС и Э с центропланом 6 крыла 2 и самолетом 8, выполняющим функцию самолета-буксировщика (на чертеже не показан). Передний обтекатель 3 и хвостовой обтекатель 4 смонтированы с помощью МС и Э на передней и хвостовой частях ракеты-носителя 1 соответственно. На хвостовом обтекателе 4 смонтированы с помощью МС и Э стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор 9 и 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 для размещения элементов систем управления (СУ), энергоснабжения крыла 2, стабилизатора 9, например, вертикального 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 ТРП 5 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 11 в точку начала движения ТРП 5 при взлете самолета 8, где производится сцепление самолета 8 с центропланом 6 крыла 2 с помощью троса-фала 7. В результате чего самолет 8 и ТРП 5 приводятся в стартовое положение на ВПП 11.
Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.
По команде от СУ АРК (на чертеже не показана) на вылет в район пуска одновременно на самолете 8 и ТРП 5 запускаются двигатели (для разгона ТРП 5 на ней установлены, например, твердотопливные ракетные двигатели 12). 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 обеспечиваются параметры движения самолета 8 и ТРП 5, исключающие провисание троса-фала 7 до недопустимого уровня.
При движении самолета 8 и ТРП 5 по ВПП 11 на самолет 8 и снаряженную ракету-носитель 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолета 8 от ВПП 11 и снаряженной ракеты-носителя 1 от ТРП 5 при достижении заданной скорости движения (~280 км/ч).
После отрыва самолета 8 от ВПП 11 одновременно от ТРП 5 производится отделение ракеты-носителя 1 и начало полета самолета 8 в район пуска ракеты-носителя 1.
По прибытии самолета 8 в район пуска самолет 8 и ракета-носитель 1 занимают заданное расчетное положение в пространстве по высоте, направлению и скорости полета, угловым параметрам (крен, тангаж, курс), обеспечивающее запуск ракеты-носителя 1.
По команде на пуск ракеты-носителя 1 производятся запуск двигателя первой ступени ракеты-носителя 1, отделение переднего и хвостового обтекателей 3, 4, крыла 2 с центропланом 6 от корпуса ракеты-носителя 1, например, с помощью задействования пирозамков и детонирующих шнуров, размещенных на указанных отделяемых элементах (на чертеже не показано) для разрушения их силовых связей с ракетой-носителем 1.
После отделения от корпуса ракеты-носителя 1 всех смонтированных на ней вышеупомянутых частей и запуска двигателя первой ступени производится полет ракеты-носителя 1 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
- увеличить эффективность, в том числе увеличить выводимые на орбиты массы КА или высоты их орбит, расширить районы пусков ракет относительно места базирования АРК;
- повысить безопасность и надежность эксплуатации АРК;
- упростить технологию эксплуатации АРК;
- уменьшить технические и другие риски при создании АРК и его эксплуатации.
Предложенное в изобретении техническое решение позволяет улучшить технические характеристики АРК, в том числе космического назначения, а также расширить области использования АРК и возможно отказаться в будущем от использования наземных космодромов для запуска ракет-носителей массой более 100 т.
Claims (2)
1. Авиационный ракетный комплекс, включающий самолет, ракету-носитель воздушного запуска, транспортно-разгонную платформу со смонтированной на ней ракетой-носителем с помощью механических связей и элементов с обеспечением возможности одновременного отделения от транспортно-разгонной платформы ракеты-носителя и начала полета самолета, трос-фал, системы, обеспечивающие функционирование авиационного ракетного комплекса, отличающийся тем, что на корпусе ракеты-носителя смонтированы крыло с центропланом, обтекатели передний и хвостовой, на последнем из которых установлены стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор и, например, вертикальное хвостовое оперение, при этом отделение переднего и хвостового обтекателей, крыла с центропланом от корпуса ракеты-носителя производится по команде на пуск ракеты, а трос-фал соединен с центропланом крыла, а также с самолетом, выполняющим функции самолета-буксировщика ракеты-носителя к точке ее запуска.
2. Авиационный ракетный комплекс по п.1, отличающийся тем, что в полостях переднего и хвостового обтекателей, крыла и его центроплана размещены элементы систем управления, энергоснабжения крыла, стабилизатора вертикального хвостового оперения, а также ракеты-носителя.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005122040/11A RU2317923C2 (ru) | 2005-07-12 | 2005-07-12 | Авиационный ракетный комплекс |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005122040/11A RU2317923C2 (ru) | 2005-07-12 | 2005-07-12 | Авиационный ракетный комплекс |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2005122040A RU2005122040A (ru) | 2007-01-20 |
RU2317923C2 true RU2317923C2 (ru) | 2008-02-27 |
Family
ID=37774495
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2005122040/11A RU2317923C2 (ru) | 2005-07-12 | 2005-07-12 | Авиационный ракетный комплекс |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2317923C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104386260A (zh) * | 2014-11-27 | 2015-03-04 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 运输、挂装一体化运弹车 |
-
2005
- 2005-07-12 RU RU2005122040/11A patent/RU2317923C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104386260A (zh) * | 2014-11-27 | 2015-03-04 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 运输、挂装一体化运弹车 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2005122040A (ru) | 2007-01-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP5508017B2 (ja) | 航空力学的および宇宙的飛行を行う飛行機およびそれに関係した操縦方法 | |
CN1027556C (zh) | 从飞机上发射的火箭加速飞行器 | |
US5526999A (en) | Spacecraft with a crew escape system | |
US11649070B2 (en) | Earth to orbit transportation system | |
US9944410B1 (en) | System and method for air launch from a towed aircraft | |
US20030192984A1 (en) | System and method for return and landing of launch vehicle booster stage | |
Sarigul-Klijn et al. | A study of air launch methods for RLVs | |
US6932302B2 (en) | Reusable launch system | |
US10669047B2 (en) | System and method for hypersonic payload separation | |
CN111959824A (zh) | 一种空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统 | |
RU2401779C1 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2317923C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
EP0631931B1 (en) | Spacecraft with an escape system for the crew | |
RU2129508C1 (ru) | Авиационный пусковой комплекс | |
RU2345927C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
Stappert et al. | Spaceliner cabin escape system design and simulation of emergency separation from its winged stage | |
RU2317920C1 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2355602C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2359871C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2317921C1 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2353546C2 (ru) | Мобильная авиационная ракетная космическая система | |
RU2319643C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2317922C1 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2359870C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2355601C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
FA92 | Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted) |
Effective date: 20070129 |
|
FZ9A | Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal) |
Effective date: 20070412 |
|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20100423 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150713 |