Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
Патент на изобретение №2468967

(19)

RU

(11)

2468967

(13)

C2

(51) МПК B64G1/14 (2006.01)

B64C37/02 (2006.01)

(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ Статус: по данным на 07.12.2012 - нет данных Пошлина:

(21), (22) Заявка: 2011102312/11, 21.01.2011

(24) Дата начала отсчета срока действия патента:

21.01.2011

Приоритет(ы):

(22) Дата подачи заявки: 21.01.2011

(43) Дата публикации заявки: 27.07.2012

(45) Опубликовано: 10.12.2012

(56) Список документов, цитированных в отчете о

поиске: RU 2401779 C1, 20.10.2010. RU 2015080 C1, 30.06.1994. RU 94040257 A1, 10.08.1996. EP 1163152 B1, 17.10.2007. JP 4260900 A, 16.09.1992. US 20090108135 A1, 30.04.2009.

Адрес для переписки:

456300, Челябинская обл., г. Миасс, Тургоякское ш., 1, ОАО "ГРЦ Макеева"

(72) Автор(ы):

Дегтярь Владимир Григорьевич (RU),

Данилкин Вячеслав Андреевич (RU),

Сабуренко Валерий Васильевич (RU)

(73) Патентообладатель(и):

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

(54) СПОСОБ СПАСЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА АВИАЦИОННОГО РАКЕТНОГО КОМПЛЕКСА

(57) Реферат:

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.

Формула изобретения

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.

РИСУНКИ