RU2319643C2 - Авиационный ракетный комплекс - Google Patents
Авиационный ракетный комплекс Download PDFInfo
- Publication number
- RU2319643C2 RU2319643C2 RU2006114552/11A RU2006114552A RU2319643C2 RU 2319643 C2 RU2319643 C2 RU 2319643C2 RU 2006114552/11 A RU2006114552/11 A RU 2006114552/11A RU 2006114552 A RU2006114552 A RU 2006114552A RU 2319643 C2 RU2319643 C2 RU 2319643C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- glider
- fuselage
- launch
- launch vehicle
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Electric Cable Installation (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты. Авиационный ракетный комплекс содержит самолет, планер, внутри фюзеляжа которого размещена ракета-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом, системы, обеспечивающие их функционирование, и наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями для ее разгона. Фюзеляж планера выполнен с возможностью его разделения по горизонтальной плоскости. Данное техническое решение авиационного ракетного комплекса позволяет достичь увеличения габаритов и стартового веса ракеты-носителя и, как следствие этого, увеличить выводимые на орбиты массы космических аппаратов. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники. Оно может быть использовано в авиационных ракетных комплексах (АРК) космического назначения, например, с тяжелыми баллистическими ракетами-носителями (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 ракетой-носителем, 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, принят за прототип.
Недостатками прототипа являются:
- ограничения по максимальной массе РН и выводимых ею на орбиты масс КА (ИС3);
- малая эффективность использования технических возможностей самолета, например, по дальности доставки РН к точке ее пуска;
- малая безопасность экипажа и самолета при полете самолета в район пуска РН и при ее пуске.
Задачами, на решение которых направлена заявка на изобретение, являются:
- повышение эффективности использования технических возможностей самолета и АРК в целом;
- повышение безопасности самолета и надежности пуска РН.
Это достигается за счет:
- использования самолета как буксировщика планера, внутри фюзеляжа которого размещается РН;
- использования наземной транспортно-разгонной платформы (ТРП), на которой размещается планер, снаряженный РН.
Сущность изобретения поясняется фиг.1-3, на которых показан общий вид размещения планера с РН на наземной ТРП, сопряжение планера с ТРП и самолетом, выполняющим функции буксировщика планера.
Планер 1 с РН 2 размещен на ТРП 3. Планер 1 соединен с помощью троса-фала 4 с самолетом 5. Верхняя часть 6 фюзеляжа планера 1 выполнена с возможностью отделения ее от нижней части 7 фюзеляжа планера 1. При этом сопряженные между собой верхняя часть 6 фюзеляжа планера 1 и трос-фал 5 образуют устройство сопряжения РН 2 с самолетом 5, выполняющим функции самолета-буксировщика.
Для обеспечения функционирования ТРП 3, планера 1 и их систем ТРП 3 и планер 1 снабжены системами управления (не показаны).
Эта система: планер 1, оснащенный РН 2, самолет 5, ТРП 3 и трос-фал 4, функционирует следующим образом.
Перед запуском космического аппарата ТРП 3 подается на техническую позицию авиационного ракетного комплекса, где на нее производится погрузка планера 1, снаряженного РН 2, например, не заправленной компонентами топлива. Погрузка РН 2 обеспечивается возможностью разъема фюзеляжа планера 1 по горизонтальной плоскости Б на две части: нижняя часть 7, верхняя часть 6.
После погрузки планера 2 на ТРП 3 производятся заправка ракеты-носителя 2 топливом и проверка систем ракеты-носителя 2, а также систем ТРП 3.
После завершения всех работ по подготовке авиационного ракетного комплекса к запуску космического аппарата (в том числе планера 1, самолета 5, РН 2, ТРП 3) снаряженная ТРП 3 буксируется на взлетно-посадочную полосу (ВПП) 8, с которой осуществляется взлет самолета 5 и движение ТРП 3. На ВПП 8 производится сцепление самолета 5 с планером 1 с помощью троса-фала 4. В результате чего самолет 5 и ТРП 3 приведены в стартовое положение на ВПП 8.
Функционирование комплекса производится в следующей последовательности.
По команде от системы управления АРК на вылет в район пуска РН 2 одновременно на самолете 5 и ТРП 3 запускаются двигатели (для разгона ТРП на ней установлены двигатели 9). Тяги двигателей самолета 5 и ТРП 3 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 8.
По достижении заданных уровней тяг двигателей самолета-буксировщика 5 и ТРП 3 подается команда на взлет (начало движения их по ВПП 8).
При этом обеспечиваются уровни тяг двигателей самолета 5 и двигателей 9 ТРП 3, исключающих провисание троса-фала 4 до недопустимого уровня.
При движении самолета 5 и ТРП 3 по ВПП 8 на самолет 5 и планер 1 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолета 5 от ВПП 8 и планера 1 от ТРП 3 при достижении заданной скорости движения (~280-300 км/час).
После отрыва самолета 5 от ВПП 8 одновременно от ТРП 3 производится по команде от системы управления АРК отделение снаряженного РН 2 планера 1 и начало полета самолета 5 в район пуска РН 2 с целью выведения КА.
По прибытии самолета 5 в район пуска самолет 5 и планер 1 занимают заданные расчетные положения в пространстве по высоте, направлению и скорости полета, угловым параметрам (крен, тангаж, курс), обеспечивающим запуск РН 2.
По команде от системы управления АРК на пуск РН 2 производится отделение нижней части 7 фюзеляжа планера 1, например, по горизонтальной плоскости Б (с помощью задействования пирозамков и детонирующих шнуров, смонтированных на фюзеляже планера 1, не показано) и после ее отделения от верхней части 6 фюзеляжа планера 1 подаются команды на отделение РН 2 от верхней части 6 фюзеляжа планера 1 и запуск ее двигателей I ступени. РН 2 отделяется от верхней части 6 фюзеляжа планера 1 под действием силы тяжести (т.е падает), а верхняя часть 6 фюзеляжа планера 1 вследствие наличия у нее подъемной силы, создаваемой крылом 10, поднимается вверх. После отделения РН 2 от верхней части фюзеляжа 6 планера 1 и запуска ее двигателя I ступени производится полет РН 2 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 АРК;
- повысить безопасность и надежность АРК;
- уменьшить технические и другие риски при создании АРК и его эксплуатации.
Предложенное в изобретении техническое решение открывает перспективное направление разработки АРК.
Claims (3)
1. Авиационный ракетный комплекс, включающий самолет, ракету-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом, системы, обеспечивающие их функционирование, отличающийся тем, что содержит планер, внутри фюзеляжа которого размещена ракета-носитель, трос-фал, наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями, на которой смонтирован планер, у которого нижняя часть фюзеляжа выполнена с возможностью отделения ее от верхней части фюзеляжа вниз, при этом сопряженные между собой трос-фал и верхняя часть фюзеляжа планера образуют устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом.
2. Авиационный ракетный комплекс по п.1, отличающийся тем, что наземная транспортно-разгонная платформа снабжена системой управления.
3. Авиационный ракетный комплекс по п.1, отличающийся тем, что планер снабжен системой управления.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006114552/11A RU2319643C2 (ru) | 2006-04-27 | 2006-04-27 | Авиационный ракетный комплекс |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006114552/11A RU2319643C2 (ru) | 2006-04-27 | 2006-04-27 | Авиационный ракетный комплекс |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2006114552A RU2006114552A (ru) | 2007-11-10 |
RU2319643C2 true RU2319643C2 (ru) | 2008-03-20 |
Family
ID=38957979
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006114552/11A RU2319643C2 (ru) | 2006-04-27 | 2006-04-27 | Авиационный ракетный комплекс |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2319643C2 (ru) |
-
2006
- 2006-04-27 RU RU2006114552/11A patent/RU2319643C2/ru not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2006114552A (ru) | 2007-11-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN1027556C (zh) | 从飞机上发射的火箭加速飞行器 | |
AU693968B2 (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
US6029928A (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
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 | |
US9944410B1 (en) | System and method for air launch from a towed aircraft | |
US20110198434A1 (en) | Aero-assisted pre-stage for ballistic rockets and aero-assisted flight vehicles | |
US20090179106A1 (en) | Non-powered, aero-assisted pre-stage for ballistic rockets and aero-assisted flight vehicles | |
RU2401779C1 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
US6932302B2 (en) | Reusable launch system | |
CN202439843U (zh) | 飞碟航天器 | |
CN103253372A (zh) | 飞碟航天器 | |
RU2319643C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2314975C1 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2317922C1 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2353546C2 (ru) | Мобильная авиационная ракетная космическая система | |
RU2317923C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2318700C1 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
Kelly et al. | Motivation for air-launch: Past, present, and future | |
RU2359871C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2319644C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2129508C1 (ru) | Авиационный пусковой комплекс | |
RU2323854C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2309090C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2309087C2 (ru) | Ракетоноситель горизонтального взлета без разбега, с низкотемпературным планированием в атмосфере и с мягким приземлением - ргв "витязь" | |
RU2317921C1 (ru) | Авиационный ракетный комплекс |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150428 |