Способ спасения космического аппарата авиационного ракетного комплекса



Способ спасения космического аппарата авиационного ракетного комплекса
Способ спасения космического аппарата авиационного ракетного комплекса
Способ спасения космического аппарата авиационного ракетного комплекса
Способ спасения космического аппарата авиационного ракетного комплекса
Способ спасения космического аппарата авиационного ракетного комплекса

 


Владельцы патента RU 2468967:

Открытое акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева" (RU)

Изобретение относится к авиационно-космическим, преимущественно многоразовым средствам доставки космических аппаратов (КА) на орбиту. С момента взлета и до момента завершения подготовки ракеты (5) к пуску в системах самолета, планера и др. - могут быть обнаружены отказы или неисправности, не позволяющие произвести штатный пуск ракеты (5). В этом случае для спасения КА (8) подается команда на разделение нижней (19) и верхней (18) частей фюзеляжа планера (4). Затем с расчетной задержкой подается команда на отделение корпуса головного обтекателя (7) и КА (8) от корпуса ракеты (5). При этом раскрывается замок троса-фала (2) (в виде силовых элементов (16, 17) фюзеляжа планера и силового элемента (15) троса). Нижняя часть (19) фюзеляжа планера под действием силы веса и набегающего потока воздуха падает вниз и сносится назад. Верхняя часть (18), сопряженная с ракетой (5), без ГО (7) и КА (8), под действием подъемной силы, создаваемой крылом (не показано) планера, поднимается вверх и также сносится назад. Это позволяет втянуть корпус обтекателя (7) с КА (8) внутрь фюзеляжа буксирующего самолета (не показан), напр., через его задний грузовой люк. Для снижения вероятности повреждения КА (8) при втягивании его в фюзеляж буксирующего самолета последний вводят в режим пикирования. В этом режиме корпус обтекателя (7) вместе с КА (8) фиксируют неподвижно в расчетной точке фюзеляжа самолета с помощью специального выдвижного захвата корпуса обтекателя. После этого самолет выводят из режима пикирования с переводом его в режим горизонтального полета в район посадки. Способ позволяет существенно уменьшить вероятность недопустимых ударных нагрузок на КА в процессе его втягивания внутрь буксирующего самолета. Техническим результатом изобретения является повышение надежности спасения КА и его сохранение в работоспособном состоянии для повторного использования. 5 ил.

 

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 (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 размещается, например, внутри буксируемого самолетом планера с обеспечением возможности спасения КА в период времени с момента взлета самолета и планера до завершения предпусковой подготовки ракеты, например, при отказах систем ракеты-носителя.

Ближайшим аналогом изобретения является способ спасения КА АРК КН, описанный в патенте RU 2401779 (авторы: Дегтярь В.Г., Данилкин В.А., Сабуренко В.В.), применительно к АРК КН, включающего планер, трос-фал (ТФ), самолет, приспособленный для буксировки с помощью ТФ планера, снаряженного ракетой, содержащей головной обтекатель (ГО), КА, ракету-носитель (РН) для выведения КА и размещенной 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 ракеты, а наземная ТРП снабжена двигательной установкой, например ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ).

Недостатком этого способа спасения КА является существование вероятности воздействия недопустимых ударных нагрузок на КА в процессе втягивания его внутрь самолета, например, через задний грузовой люк фюзеляжа, что уменьшает надежность спасения КА.

Задачей изобретения является исключение этих нагрузок, воздействующих на КА, и как следствие этого сохранение КА в работоспособном состоянии для повторного его использования.

Решение этой задачи обеспечивается техническими решениями, представленными в настоящей заявке, в том числе:

- введением самолета в пикирование после отделения ГО со смонтированным внутри его КА от корпуса РН;

- выдвижением из фюзеляжа самолета захвата для улавливания ГО при втягивании его в захват с помощью, например, ТФ и лебедки, смонтированной внутри самолета;

- втягиванием захвата с закрепленным в нем ГО в фюзеляж самолета, например, через задний грузовой люк, например, с помощью ТФ и лебедки, смонтированной внутри самолета;

- корректированием положения продольной оси ГО относительно продольной оси захвата изменением параметров движения и углового положения самолета в пространстве путем отклонений управляемых аэродинамических поверхностей, крыла, стабилизатора и, например, вертикального руля направления и регулирования величины тяги двигателей самолета с учетом того, что при пикировании самолета обеспечиваются лучшие параметры устойчивости и стабилизации движения самолета и устойчивость движения ГО и ТФ относительно осей захвата ГО и ТФ в процессе втягивания их в самолет.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

- на фиг.1 показан общий вид размещения элементов АРК (самолет 1, ТФ 2, ТРП 3, планер 4, ракета 5) на взлетно-посадочной полосе (ВПП) 6;

- на фиг.2 показан выносной элемент I фиг.1, на котором отражено размещение планера 4, снаряженного ракетой 5, на ТРП 3;

- на фиг.3 показан вид А фиг.2, отражающий вид сверху на планер 4 и ТРП 3;

- на фиг.4 показан выносной элемент II фиг.2, на котором отражено размещение на ракете 5 корпуса ГО 7, КА 8 и сопряжения ТФ 2 с планером 4 и корпусом ГО 7 ракеты 5, при этом имея в виду, что ракета 5 без ГО 7 представляет собой ракету-носитель 9 с корпусом 10;

- на фиг.5 показан полет самолета 1 в режиме пикирования с открытым задним грузолюком 11 и с выдвинутым из фюзеляжа 12 захватом 13, в который втянут с помощью ТФ 2 и грузовой лебедки 14 корпус ГО 7 с закрепленным внутри его КА 8 после отделения ГО 7 и КА 8 от РН 9.

РН 9 предназначена для выведения КА 8. Самолет 1 приспособлен для буксировки планера 4, снаряженного ракетой 5 с помощью ТФ 2, сопряженного с самолетом 1 и планером 4. При этом самолет 1 содержит грузовую лебедку 14, смонтированную внутри грузовой кабины 22 фюзеляжа 12 и сопряженную с ТФ 2 и, например, задний грузовой люк 11.

Наземная ТРП 3, снабженная двигательной установкой, например, с ракетными двигателями твердого топлива 20, предназначена для погрузки на нее снаряженного ракетой 5 планера 4, а также для обеспечения взлета самолета 1 и планера 4. Планер 4, снаряженный ракетой 5, содержащей КА 8, размещенный и смонтированный внутри корпуса ГО 7 ракеты 5, предназначен для размещения ракеты 5 и доставки ее в район пуска. При этом КА 8 одновременно сопряжен с корпусом ГО 7 и корпусом последней ступени РН 10. Трос-фал 2, сопрягающий самолет 1 и планер 4, снаряженный ракетой 5, обеспечивающий как буксирование планера 4 в район пуска ракеты 5, так и спасение КА 8, смонтированного внутри корпуса ГО 7 ракеты 5, путем втягивания его во внутрь фюзеляжа 12 самолета 1, например, через задний грузовой люк 11 самолета 1 с помощью грузовой лебедки 14, установленной в грузовой кабине 22 фюзеляжа 12 самолета 1. При этом на ТФ 2 смонтирован силовой элемент 15, выполненный, например, в виде сферы, которая охватывается силовыми элементами конструкций верхней и нижней частей, соответственно, 18 и 19 фюзеляжа планера 4 с образованием замка (замкового соединения), обеспечивающего буксирование планера 4 самолетом 1 и автоматическое отделение ТФ 2 от планера 4 при отделении верхней и нижней частей, соответственно, 16 и 17 фюзеляжа планера 4 друг от друга. Подготовка АРК к функционированию производится следующим образом.

Перед запуском КА 8 наземная ТРП 3 подается на техническую позицию АРК (на чертеже не показано), где на нее производится погрузка планера 4, снаряженного ракетой 5, не заправленной компонентами топлива. После погрузки планера 4 на наземную ТРП 3 производится заправка ракеты 5 топливом и проверка систем ракеты 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, ракеты 5, наземной ТРП 3) снаряженная наземная ТРП 3 буксируется на ВПП 6 в зону начала разбега самолета 1 для взлета на пуск ракеты 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.

Функционирование АРК производится в следующей последовательности.

По команде на вылет в район пуска ракеты 5 одновременно на самолете 1 и наземной ТРП 3 запускаются двигатели (для разгона наземной ТРП 3 на ней установлены, например, РДТТ18 20). Тяги двигателей самолета-буксировщика 1 и ТРП 3 обеспечивают равные ускорения при движении их по ВПП 6.

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 20 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 ракетой 5 планера 4 и начало полета самолета 1 в район пуска ракеты 5.

В период с момента взлета самолета 1 и планера 4 до момента завершения предпусковой подготовки ракеты 5 к пуску в системах, например, самолета 1, планера 4 и других систем АРК (на чертеже не показаны) могут быть обнаружены отказы или неисправности, не позволяющие произвести нормальный пуск ракеты 5 и, следовательно, приводящие к потере КА 8.

В этом случае, в обеспечение спасения КА 8, подаются следующие команды на отделение нижней и верхней частей, соответственно, 19 и 18 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 ракеты 5 (корпуса последней ступени ракеты 5) с помощью задействования, например, пирозамков и детонирующих шнуров, смонтированных на корпусе ракеты 5 (на чертеже не показано).

При этом нижняя часть 19 фюзеляжа планера 4 под действием силы веса и набегающего потока воздуха падает вниз и сносится назад, а верхняя часть 18 фюзеляжа планера 4, сопряженная с ракетой 5 без ГО 7 и КА 8, с помощью подъемной силы, создаваемой крылом 21, планера 4 поднимается вверх и сносится назад скоростным напором воздуха.

Одновременно удерживающий ТФ 2 замок, образованный, например, силовыми элементами конструкций верхней и нижней частей, соответственно, 16 и 17 фюзеляжа планера 4 и силовым элементом 15 ТФ 2 автоматически срабатывает при отделении их друг от друга. Это позволяет произвести втягивание корпуса ГО 7 с КА 8 внутрь фюзеляжа самолета 1, например, через задний грузовой люк 11 самолета 1 с помощью ТФ 2 и лебедки 14, установленной в фюзеляже самолета 1.

При этом, с целью исключения вероятности повреждения спасаемого КА 8 при втягивании его в фюзеляж 12 самолета 1 и обеспечения повторного использования КА 8 для выведения на орбиты, в предлагаемом в настоящей заявке на изобретение способе спасения КА 8 АРК в отличие от способа спасения КА 8 АРК (прототип согласно патенту RU №2401779) представлены к реализации следующие дополнительные операции:

- после отделения корпуса ГО 7 с смонтированным внутри него КА 8 от корпуса 10 ракеты-носителя 9 и планера 4 самолет 1 вводят в режим пикирования, после чего через открытый, например, задний грузовой люк 11 фюзеляжа 12 самолета 1 навстречу ГО 7 из фюзеляжа 12 самолета 1 выдвигают захват 13 ГО 7, выполненный, например, в виде цилиндра, внутри которого, например, в направлении по продольной оси проложен ТФ 2, сопряженный с лебедкой 14 и ГО 7, закрепляют и фиксируют захват 13, например, неподвижно в фюзеляже 12 самолета 1 в расчетной точке и после чего производят втягивание в захват корпус ГО 7 с КА 8, после втягивания в захват 13 корпуса ГО 7 с КА 8 их, например, автоматически закрепляют, например, неподвижно в нем после чего захват 13 с закрепленными в нем корпусом ГО 7 и КА 8 перемещают далее во внутрь фюзеляжа 12 самолета 1 в заданную расчетную точку, в которой захват 13 с корпусом ГО 7 и КА 8, например, автоматически закрепляется, например, неподвижно после чего самолет 1 выводят из режима пикирования с переводом его в режим горизонтального полета в район посадки.

Таким образом, представленный выше технический облик способа спасения КА 8 АРК с новыми отличительными признаками в сравнении с прототипом позволяет исключить потерю КА 8 в случае выявления неисправностей и отказов систем РН 9 и АРК в период времени с момента взлета самолета 1 с буксируемым планером 4, оснащенным ракетой 5, содержащей КА 8, до завершения предпусковой подготовки ракеты 5.

Предложенное в настоящей заявке на изобретение техническое решение открывает новое направление разработки АРК, содержащее средства спасения КА 8, и позволяет уменьшить экономический ущерб при эксплуатации АРК КН, обусловленный потерей КА 8.

Способ спасения космического аппарата авиационного ракетно-космического комплекса, включающего планер, трос-фал, самолет, приспособленный для буксировки с помощью троса-фала планера, снаряженного ракетой, содержащей головной обтекатель, космический аппарат, ракету-носитель для выведения космического аппарата, смонтированного внутри головного обтекателя, сопряженного с корпусом ракеты-носителя, а также с корпусом головного обтекателя, наземную транспортно-разгонную платформу, снабженную двигательной установкой, например, с ракетным двигателем твердою топлива, для погрузки на нее планера и обеспечения взлета самолета и планера, системы, обеспечивающие их функционирование, при этом ракета размещена внутри фюзеляжа планера, имеющего нижнюю часть, которую отделяют от его верхней части перед отделением от этой верхней части ракеты и ее пуском, трос-фал и космический аппарат сопряжены с корпусом головного обтекателя ракеты, причем отделяют трос-фал от планера, а космический аппарат и корпус обтекателя - от корпуса ракеты-носителя для последующего втягивания их внутрь фюзеляжа самолета, например, через задний грузовой люк самолета с помощью троса-фала и лебедки, сопряженной с тросом-фалом, установленной в фюзеляже самолета, отличающийся тем, что после отделения головного обтекателя с смонтированным внутри него космическим аппаратом от корпуса ракеты-носителя и планера, самолет вводят в режим пикирования, через открытый, например, задний грузовой люк фюзеляжа самолета навстречу головному обтекателю выдвигают захват головного обтекателя, выполненный, например, в виде цилиндра, внутри которого, например, по продольной оси проложен трос-фал, сопряженный с лебедкой и головным обтекателем, закрепляют и фиксируют захват, например, неподвижно относительно самолета после выдвижения его из фюзеляжа на заданное расчетное расстояние с последующим втягиванием головного обтекателя в самолет с помощью троса-фала, лебедки и захвата, а после втягивания в захват головного обтекателя его закрепляют в нем, например, неподвижно, после чего перемещают захват с головным обтекателем в расчетную точку фюзеляжа самолета, например, с помощью лебедки и троса-фала. закрепляют захват в этой точке и прекращают пикирование самолета, при этом корректировку положения головною обтекателя до его входа в захват относительно, например, оси захвата производят изменением параметров движения и углового положения самолета в пространстве, например, путем отклонения управляемых аэродинамических поверхностей крыла, стабилизатора, вертикального руля направления и изменения величины тяги двигателей самолета.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к летательному аппарату со смешанным режимом аэродинамического и космического полета, а также к способу его пилотирования. .

Изобретение относится к межорбитальным транспортным системам многократного применения. .

Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники. .

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может использоваться для доставки различных полезных нагрузок в отдаленные точки поверхности Земли с применением авиационно-ракетного старта.

Изобретение относится к межпланетным космическим полетам и может использоваться для доставки людей с поверхности Земли на орбиты спутников тел Солнечной системы и обратно.
Изобретение относится к области авиации, в частности, к способам полета сверхзвукового самолета, использующего криогенное топливо и оснащенного дополнительным жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) или аппаратами с ЖРД.

Изобретение относится к космонавтике, в частности к Земле-Лунным комплексам. .

Изобретение относится к авиации, а именно к установке для запуска летательного объекта, к системе для запуска летательного объекта и к способам запуска летательного объекта.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники и может быть использовано в мобильных авиационных ракетных космических системах с тяжелыми баллистическими ракетами, запускаемыми в воздухе для выведения космических аппаратов на орбиту.

Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах (АРК) космического назначения с тяжелыми (массой от 100 т) баллистическими ракетами, используемыми в качестве ракет-носителей.

Изобретение относится к авиационной и космической технике, в частности к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки и, конкретно, к системе несущих винтов авиационно-космической системы (АКС).

Изобретение относится к авиационной технике и касается технологии воздушного старта (ВС) беспилотных летательных аппаратов (БЛА). .

Изобретение относится к авиации, преимущественно к устройствам для обеспечения взлета беспилотных летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиационным ракетным системам и предназначено для осуществления полетов в атмосфере

Группа изобретений относится к области авиации. Высотная платформа включает связку из летательных аппаратов, которые соединены между собой посредством гибкого кабель-троса, обеспечивающего передачу усилий и содержащего каналы передачи электроэнергии и информационного управляющего сигнала от одного аппарата к другому. На одном из летательных аппаратов установлен ветрогенератор. Способ размещения высотной платформы характеризуется тем, что летательные аппараты располагают в устойчивых ветровых потоках, движущихся с различной относительно земли скоростью и(или) в различном направлении, а удержание данной связки в заданной точке или передвижение ее относительно земли в заданном направлении обеспечивают с помощью аэродинамических органов управления и силовых установок, используя разность энергий ветровых потоков при сохранении постоянной высоты полета, и(или) за счет энергии, полученной от ветрогенератора на одном из летательных аппаратов и передаваемой через кабель-трос на силовые установки других летательных аппаратов. Полезную нагрузку размещают на летательных аппаратах или на соединяющем их кабель-тросе. Группа изобретений направлена на продолжительное барражирование высотной платформы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх