RU2401779C1 - Air rocket complex - Google Patents
Air rocket complex Download PDFInfo
- Publication number
- RU2401779C1 RU2401779C1 RU2009116960/11A RU2009116960A RU2401779C1 RU 2401779 C1 RU2401779 C1 RU 2401779C1 RU 2009116960/11 A RU2009116960/11 A RU 2009116960/11A RU 2009116960 A RU2009116960 A RU 2009116960A RU 2401779 C1 RU2401779 C1 RU 2401779C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- glider
- aircraft
- spacecraft
- airframe
- carrier rocket
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Tires In General (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники. Оно может быть использовано в авиационных ракетных комплексах (АРК) космического назначения (КН), например, с тяжелыми баллистическими ракетами-носителями (массой от 100 т и более), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и запускаемыми в воздухе, с целью выведения космических аппаратов (КА) на орбиты. При этом ракета-носитель (РН) размещается, например, внутри буксируемого самолетом планера с обеспечением возможности спасения КА в период времени с момента взлета самолета и планера до завершения предпусковой подготовки РН, например, при отказах систем ракеты-носителя.The invention relates to the field of aviation and rocket and space technology. It can be used in aeronautical missile complexes (ARC) for space purposes (SC), for example, with heavy ballistic carrier rockets (weighing 100 tons or more), equipped, for example, with liquid rocket engines (LRE) and launched in air, with the purpose of launching spacecraft (SC) into orbits. In this case, the launch vehicle (LV) is located, for example, inside a glider towed by an aircraft with the possibility of saving the spacecraft during the period from the moment the aircraft and the airframe take off until the launch of the launch vehicle is completed, for example, in case of failure of the launch vehicle systems.
Ближайшим аналогом изобретения является АРК КН, описанный в патенте RU23 09090, включающий в себя планер, трос-фал (ТФ), самолет, приспособленный для буксировки планера, снаряженного РН, содержащей КА, с помощью ТФ, РН для выведения КА, размещенную внутри фюзеляжа планера, наземную транспортно-разгонную платформу (ТРП) для погрузки на нее планера, а также обеспечения взлета самолета и планера, системы, обеспечивающие их функционирование. При этом нижняя и верхняя части фюзеляжа планера выполнены с возможностью отделения друг от друга при запуске РН, а наземная ТРП снабжена двигательной установкой, например ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ).The closest analogue of the invention is AR KN, described in patent RU23 09090, which includes a glider, a cable tether (TF), an aircraft adapted to tow a glider equipped with a launch vehicle containing spacecraft, using a TF, launch vehicle for launching the spacecraft located inside the fuselage a glider, a ground transportation and booster platform (TRP) for loading a glider onto it, as well as ensuring the takeoff of an airplane and a glider, systems that ensure their operation. In this case, the lower and upper parts of the fuselage of the airframe are made with the possibility of separation from each other when the launch vehicle is launched, and the ground-based TRP is equipped with a propulsion system, for example, a solid fuel rocket engine (RDTT).
Недостатком этого АРК КН является невозможность обеспечить спасение КА в период времени с момента взлета самолета и планера до завершения предпусковой подготовки РН при отказах, например, систем РН. Задачей изобретения является снижение экономического ущерба от потери КА при несостоявшемся пуске РН.The disadvantage of this KN ARC is the inability to ensure the rescue of the spacecraft in the period from the moment of takeoff of the aircraft and the glider to the completion of pre-launch LV in case of failures, for example, LV systems. The objective of the invention is to reduce the economic damage from the loss of spacecraft during the failed launch of the launch vehicle.
Решение этой задачи обеспечивается, согласно техническим решениям, представленным в настоящей заявке на изобретение, реализацией спасения КА путем отделения его в составе корпуса головного обтекателя (КГО) от корпуса РН с последующим втягиванием КГО с помощью ТФ и лебедки во внутрь фюзеляжа самолета, например, через задний грузовой люк самолета.The solution to this problem is provided, according to the technical solutions presented in this application for the invention, the implementation of the rescue of the spacecraft by separating it as part of the body of the fairing (KGO) from the body of the LV with the subsequent retraction of the KGO with the help of TF and a winch into the fuselage of the aircraft, for example, through rear cargo hatch of an airplane.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:
- на фиг.1 показан общий вид размещения элементов АРК (самолет 1, ТФ 2, ТРП 3, планер 4, РН 5) на взлетно-посадочной полосе (ВПП) 6;- figure 1 shows a General view of the placement of the elements of the ARC (airplane 1,
- на фиг.2 показан выносной элемент 1 фиг.1, на котором отражено размещение планера 4, снаряженного РН 5, на ТРП 3;- figure 2 shows the remote element 1 of figure 1, which reflects the placement of the
- на фиг.3 показан вид А фиг.2, отражающий вид сверху на планер 4 и ТРП 3;- figure 3 shows a view a of figure 2, reflecting a top view of the
- на фиг.4 показан выносной элемент II фиг.2, на котором отражено размещение на РН 5, корпуса ГО 7 и КА 8 и сопряжения ТФ 2 с планером 4 и корпусом ГО 7 РН 5.- figure 4 shows the remote element II of figure 2, which shows the placement on the
РН 5 с ГО 7, смонтированном на ее корпусе, предназначена для выведения КА 8. Самолет 1, приспособленный для буксировки планера 4, снаряженного РН 5, с помощью ТФ 2, сопряженного с самолетом 1 и планером 4. При этом самолет 1 содержит грузовую лебедку, смонтированную внутри фюзеляжа и сопряженную с ТФ 2, грузовую кабину (на чертеже не показано) и, например, задний грузовой люк 9.
Наземная ТРП 3, снабженная двигательной установкой, например, с ракетными двигателями твердого топлива 10, для погрузки на нее снаряженного РН 5 планера 4, а также для обеспечения взлета самолета 1 и планера 4. Планер 4, снаряженный РН 5, содержащей КА 8, размещенный и смонтированный внутри корпуса ГО 7 РН 5. При этом КА 8 одновременно сопряжен с корпусом ГО 7 и корпусом РН 5 (корпусом последней ступени РН 5). Трос-фал 2, сопрягающий самолет 1 и планер 4, снаряженный РН 5, обеспечивающий как буксирование планера 4 в район пуска РН 5, так и спасение КА 8, смонтированного внутри корпуса ГО 7 РН 5, путем втягивания его во внутрь фюзеляжа самолета 1, например, через задний грузовой люк 9 самолета 1 с помощью грузовой лебедки, установленной в фюзеляже самолета 1. При этом на ТФ 2 смонтирован силовой элемент 11, выполненный, например, в виде сферы, которая охватывается силовыми элементами конструкций верхней и нижней частей, соответственно, 12 и 13 фюзеляжа планера 4 с образованием замка (замкового соединения), обеспечивающего буксирование планера 4 самолетом 1 и автоматическое отделение ТФ 2 от планера 1 при отделении верхней и нижней частей, соответственно, 14 и 15 фюзеляжа планера 4 друг от друга. Подготовка АРК к функционированию производится следующим образом.Ground TRP 3, equipped with a propulsion system, for example, with rocket engines of
Перед запуском КА 8 наземная ТРП 3 подается на техническую позицию АРК (на чертеже не показано), где на нее производится погрузка планера 4, снаряженного РН 5, незаправленной компонентами топлива. После погрузки планера 4 на наземную ТРП 3 производится заправка РН 5 топливом и проверки систем РН 5, а также систем наземной ТРП 3. После завершения всех работ по подготовке АРК к запуску КА 8 (в том числе планера 4, самолета 1, РН 5, наземной ТРП 3) снаряженная наземная ТРП 3 буксируется на ВПП 6 в зону начала разбега самолета 1 для взлета на пуск РН 5, где производится сцепление (сопряжение) самолета 1 с планером 4 с помощью ТФ 2. В результате чего самолет 1 и наземная ТРП 3 приведены в стартовое положение на ВПП 6.Before the launch of
Функционирование АРК производится в следующей последовательности.The functioning of the ARC is performed in the following sequence.
По команде на вылет в район пуска РН 5 одновременно на самолете 1 и наземной ТРП 3 запускаются двигатели (для разгона наземной ТРП 3 на ней установлены, например, РДТТ10). Тяги двигателей самолета-буксировщика 1 и ТРП 3 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 6.On command to take off to the launch area of
По достижении заданных уровней тяг двигателей самолета 1 и наземной ТРП 3 подается команда на взлет (на начало движения их по ВПП 6). При этом обеспечивается тяга двигателей самолета 1 несколько большей, чем у двигателей 10 наземной ТРП 3, с целью исключения провисания ТФ 2 до недопустимого уровня. При движении самолета 1 и наземной ТРП 3 по ВПП 6 на самолет 1 и планер 4 действуют подъемные силы, которые обеспечивают отрыв самолета 1 от ВПП 6 и планера 4 от наземной ТРП 3 при достижении заданной скорости движения (~ 280 км/ч). После отрыва самолета 1 от ВПП 6 одновременно от наземной ТРП 3 производится по команде отделение снаряженного РН 5 планера 4 и начало полета самолета 1 в район пуска РН 5.Upon reaching the specified levels of thrust of the engines of the aircraft 1 and ground
В период с момента взлета самолета 1 и планера 4 до момента завершения предпусковой подготовки РН 5 к пуску в системах, например, самолета 1, планера 4 и других систем АРК (на чертеже не показано) могут быть обнаружены отказы или неисправности, не позволяющие произвести нормальный пуск РН 5 и, следовательно, приводящие к потере КА 8.Between the take-off of aircraft 1 and
В этом случае, в обеспечение спасения КА 8, подаются следующие команды на отделение нижней и верхней частей, соответственно, 15 и 14 фюзеляжа планера 4 друг от друга, например, по горизонтальной плоскости Б с помощью, например, задействования пирозамков и детонирующих шнуров, смонтированных на фюзеляже планера 4 (на чертеже не показано), и после их отделения с расчетной задержкой по времени подается команда на отделение корпуса ГО 7 и КА 8 от корпуса РН 5 (корпуса последней ступени РН 5) с помощью задействования, например, пирозамков и детонирующих шнуров, смонтированных на корпусе РН 5 (на чертеже не показано).In this case, in order to save the
При этом нижняя часть 15 фюзеляжа планера 4 под действием силы веса и набегающего потока воздуха падает вниз и сносится назад, а верхняя часть 14 фюзеляжа планера 4 с РН 5 без ГО 7 и КА 8 с помощью подъемной силы, создаваемой крылом 16, поднимается вверх и сносится назад скоростным напором воздуха.In this case, the
Одновременно удерживающий ТФ 2 замок, образованный, например, силовыми элементами конструкций верхней и нижней частей, соответственно, 12 и 13 фюзеляжа планера 4 и силовым элементом 11 ТФ 2 автоматически срабатывает при отделении их друг от друга. Это позволяет произвести втягивание корпуса ГО 7 с КА 8 во внутрь фюзеляжа самолета 1, например, через задний грузовой люк 9 самолета 1 с помощью ТФ 2 и лебедки, установленной в фюзеляже самолета 1 (на чертеже не показано).At the same time, the
Таким образом, представленный выше технический облик АРК с новыми отличительными признаками в сравнении с прототипом позволяет исключить потерю КА 8 в случае выявления неисправностей и отказов систем РН 5 и АРК, выявленных в период времени с момента взлета самолета 1 с буксируемым планером 4, оснащенным РН 5, содержащей КА 8, до завершения предпусковой подготовки РН 5.Thus, the technical appearance of the ARC presented above with new distinctive features in comparison with the prototype eliminates the loss of
Предложенное в настоящей заявке на изобретение техническое решение открывает новое направление разработки АРК, содержащие средства спасения КА, и позволяет уменьшить экономический ущерб при эксплуатации АРК КН, обусловленный потерей КА.The technical solution proposed in this application for the invention opens up a new direction in the development of the ARCs containing the spacecraft rescue means and allows reducing the economic damage during the operation of the ARS KN caused by the loss of the spacecraft.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009116960/11A RU2401779C1 (en) | 2009-05-04 | 2009-05-04 | Air rocket complex |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009116960/11A RU2401779C1 (en) | 2009-05-04 | 2009-05-04 | Air rocket complex |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2401779C1 true RU2401779C1 (en) | 2010-10-20 |
Family
ID=44023919
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009116960/11A RU2401779C1 (en) | 2009-05-04 | 2009-05-04 | Air rocket complex |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2401779C1 (en) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2468967C2 (en) * | 2011-01-21 | 2012-12-10 | Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева" | Method of rescue of aircraft rocket complex space apparatus |
RU172309U1 (en) * | 2016-07-26 | 2017-07-04 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Научно-исследовательский испытательный центр подготовки космонавтов имени Ю.А. Гагарина" | A device for the evacuation of astronauts at the launch stage of the spacecraft |
RU2641576C1 (en) * | 2016-09-21 | 2018-01-18 | Акционерное общество "Корпорация "Стратегические пункты управления" АО "Корпорация "СПУ - ЦКБ ТМ" | Ground unit for landing and evacuation of astronauts |
RU2750586C1 (en) * | 2020-06-16 | 2021-06-29 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Modular convertiplanes for ship-based aircraft missile systems |
-
2009
- 2009-05-04 RU RU2009116960/11A patent/RU2401779C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2468967C2 (en) * | 2011-01-21 | 2012-12-10 | Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева" | Method of rescue of aircraft rocket complex space apparatus |
RU172309U1 (en) * | 2016-07-26 | 2017-07-04 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Научно-исследовательский испытательный центр подготовки космонавтов имени Ю.А. Гагарина" | A device for the evacuation of astronauts at the launch stage of the spacecraft |
RU2641576C1 (en) * | 2016-09-21 | 2018-01-18 | Акционерное общество "Корпорация "Стратегические пункты управления" АО "Корпорация "СПУ - ЦКБ ТМ" | Ground unit for landing and evacuation of astronauts |
RU2750586C1 (en) * | 2020-06-16 | 2021-06-29 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Modular convertiplanes for ship-based aircraft missile systems |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2191145C2 (en) | System of injection of payload into low-altitude near-earth orbit | |
US5526999A (en) | Spacecraft with a crew escape system | |
RU2175933C2 (en) | Means method and system for launching spacecraft on basis of towed glider | |
US8528853B2 (en) | In-line staged horizontal takeoff and landing space plane | |
US11649070B2 (en) | Earth to orbit transportation system | |
US6776373B1 (en) | Aircraft escape cabin | |
EP0264030A2 (en) | Horizontal-takeoff transatmospheric launch system | |
RU97110200A (en) | RUNNING FACILITIES FOR SPACE VEHICLES, PERFORMED AS A PLANER AND TOWED TO THE RUNNING HEIGHT OF A USUAL PLANE | |
US7252270B2 (en) | System and method for launching a missile from a flying aircraft | |
US9944410B1 (en) | System and method for air launch from a towed aircraft | |
JP2010506789A (en) | Aerodynamic and space flight airplanes and related maneuvering methods | |
RU2401779C1 (en) | Air rocket complex | |
EP0631931B1 (en) | Spacecraft with an escape system for the crew | |
RU2468967C2 (en) | Method of rescue of aircraft rocket complex space apparatus | |
RU2353546C2 (en) | Mobile aircraft rocket-and-space system | |
Sarigulklijn et al. | A New Air Launch Concept: Vertical Air Launch Sled (VALS) | |
RU2401777C1 (en) | Air rocket complex | |
RU2355602C2 (en) | Aerospace rocket complex | |
RU2359873C2 (en) | Aviation rocket complex | |
RU2355601C2 (en) | Aerospace rocket complex | |
RU2317923C2 (en) | Aircraft missile complex | |
RU2323855C2 (en) | Aircraft missile system | |
RU2359870C2 (en) | Aviation rocket complex | |
RU2323856C2 (en) | Aircraft missile system | |
RU2359872C2 (en) | Aviation rocket complex |
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: 20180505 |