RU2129508C1

RU2129508C1 - Aircraft launch complex

Info

Publication number: RU2129508C1
Application number: RU97100066A
Authority: RU
Inventors: В.М. Петраков; В.И. Круглов; В.А. Кузнецов; А.И. Зинченко; В.И. Галяев
Original assignee: Петраков Валерий Михайлович
Priority date: 1997-01-05
Filing date: 1997-01-05
Publication date: 1999-04-27

Abstract

FIELD: aeronautical engineering. SUBSTANCE: launch complex includes semi-fuselage carrier aircraft which has at least two fuselages located at some distance relative to each other, flying vehicle to be launched and supports intended for placing the vehicle to be launched. Supports for placing the above-mentioned vehicle on carrier aircraft are provided with guides which are located at the top relative to fuselages along their longitudinal axes. One support is provided with its own engine plants and rollers. EFFECT: improved aerodynamic characteristics. 4 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к авиационно-космической технике, точнее к устройствам, предназначенным для запуска ракет, ракет-носителей и космических кораблей или авиационных аппаратов с борта воздушного судна, относящегося к самолетам. The invention relates to aerospace engineering, and more specifically to devices designed to launch rockets, launch vehicles and spacecraft or aircraft from an aircraft related to aircraft.

Известны самолетные пусковые установки для запуска реактивных снарядов и ракет типа "воздух-земля", "воздух-воздух" (Е. М. Хайзерук, Е.А.Яковлев "Ракетные пусковые установки", M. 1965 г.). Реактивные снаряды и ракеты в этих пусковых установках находятся в пусковых трубах или направляющих, что повышает точность запуска. Однако такие пусковые установки позволяют использовать в основном малогабаритные ракеты, что связано с местами размещения данных установок, так и назначением их использования. Known aircraft launchers for launching rockets and missiles such as air-to-ground, air-to-air (E. M. Khaizeruk, E. A. Yakovlev "Missile launchers", M. 1965). Missiles and missiles in these launchers are located in the launch tubes or guides, which increases the accuracy of the launch. However, such launchers allow you to use mainly small-sized missiles, which is associated with the locations of these installations, and the purpose of their use.

Известен авиационно-космический комплекс "Бурлак", в котором для запуска ракеты-носителя с космическим аппаратом используется самолет Ту-160. Данный комплекс позволяет выводить на орбиту Земли полезный груз массой до 1100 кг. Ракета с полезным грузом крепится снизу к фюзеляжу самолета, что ограничивает габариты как самой ракеты, так и полезного груза. Эти ограничения связаны с расстоянием между шасси самолета и между его фюзеляжем и землей. Кроме того, отделение ракеты-носителя от самолета происходит в пассивном режиме, что приводит к потере скорости и ориентации ракеты после ее отцепки от Ту-160. The well-known Burlak aerospace complex, in which a Tu-160 aircraft is used to launch a launch vehicle with a spacecraft. This complex allows us to put into orbit Earth a payload weighing up to 1100 kg. A rocket with a payload is attached from below to the fuselage of the aircraft, which limits the dimensions of both the rocket itself and the payload. These limitations are related to the distance between the aircraft landing gear and between its fuselage and the ground. In addition, the separation of the launch vehicle from the aircraft occurs in a passive mode, which leads to a loss of speed and orientation of the rocket after it is detached from the Tu-160.

Известны авиационно-космические системы ALSV (США) и МАКС (Россия), использующие дозвуковые самолеты-носители (Боинг-747 и Ан-225), подвесные топливные баки (ПТБ) и орбитальные корабли (ОК). ПТБ устанавливается и крепится сверху на фюзеляже, а над хвостовой частью ПТБ устанавливается ОК. Масса ПТБ и ОК в отличие от системы "Бурлак" ограничивается только мощностью и габаритами самолета-носителя (СН), но в связи с пассивным разделением ПТБ и СН проекты данных комплексов имеют те же недостатки, что и система "Бурлак". The aerospace systems ALSV (USA) and MAKS (Russia) are known, using subsonic carrier aircraft (Boeing 747 and An-225), outboard fuel tanks (PTB) and orbital ships (OK). The PTB is mounted and mounted on top of the fuselage, and OK is installed above the tail of the PTB. The mass of the PTB and OK, unlike the Burlak system, is limited only by the power and dimensions of the carrier aircraft (SN), but due to the passive separation of the PTB and SN, the projects of these complexes have the same drawbacks as the Burlak system.

Наиболее близким по общим признакам в предлагаемому изобретению является авиационно-пусковой комплекс, состоящий из двухфюзеляжного СН, выполненного в виде экраноплана, и запускаемого летательного аппарата (ЗЛА), установленного сверху экрана, соединяющего два фюзеляжа (Н.Абросимов, С.Белозеров, "Универсальная транспортная система "Земля-космос-Земля", "Аэроспейс журнал", сентябрь-октябрь, стр. 42-43, 1996 г.). Данный комплекс отличается от комплексов ALSV и МАКС наличием второго флюзеляжа и экрана, но аналогичным по способу крепления и разделения СН и ЗЛА. Кроме того, размещения ЗЛА, общая масса которого может составлять от 80 до 1000 тонн, на плоскости экрана между фюзеляжами требует значительного увеличения пассивной массы СН, что связано с обеспечением прочностных характеристик экрана при установке на нем ЗЛА. Это связано, во-первых, с тем, что масса ЗЛА значительна и размеры между фюзеляжами тоже большие, иначе не будет экранного эффекта при взлете и посадке. Следовательно, поперечные балки экрана, имея большую длину, должны выдерживать нагрузку не менее 300 т, что приводит к увеличению пассивной массы СН и ухудшению его аэродинамических характеристик из-за большой толщины экрана. The closest by common features in the present invention is an aircraft launch complex consisting of a two-fuselage SN made in the form of an ekranoplane and a launchable aircraft (ALA) mounted on top of a screen connecting two fuselages (N.Abrosimov, S. Belozerov, "Universal Earth-to-space-Earth transport system, Aerospace Magazine, September-October, pp. 42-43, 1996). This complex differs from ALSV and MAX complexes in the presence of a second fuselage and screen, but similar in method of attachment and separation CH and ZLA.In addition, the placement of ZLA, the total mass of which can be from 80 to 1000 tons, on the plane of the screen between the fuselages requires a significant increase in the passive mass of CH, which is associated with ensuring the strength characteristics of the screen when installing ZLA on it. - first, because the weight of the ALA is significant and the size between the fuselages is also large, otherwise there will be no screen effect during takeoff and landing.Therefore, the transverse beams of the screen, having a large length, must withstand a load of at least 300 tons, which leads to an increase Yu passive mass of CH and the deterioration of its aerodynamic characteristics due to the large thickness of the screen.

Задачей изобретения является повышение эффективности и расширение функциональных возможностей авиационных пусковых комплексов, предназначенных для запуска различных аппаратов, в первую очередь, для запуска космических аппаратов, имеющих ракеты-носители, ускорители. The objective of the invention is to increase the efficiency and expand the functionality of aircraft launch systems designed to launch various vehicles, first of all, to launch spacecraft having launch vehicles, boosters.

Задача достигается тем, что авиационный пусковой комплекс, включающий самолет-носитель, имеющий не менее двух соединенных между собой фюзеляжей и установленный сверху симметрично относительно фюзеляжей запускаемый летательный аппарат, при этом фюзеляжи расположены в одной плоскости на расстоянии и параллельно относительно друг друга, а запускаемый летательный аппарат установлен на опорах, размещенных в или на направляющих, расположенных вдоль фюзеляжей, а сами опоры снабжены вращающими элементами типа роликов или колес или имеют поверхности скольжения для передвижения опор по направляющим или запускаемого летательного аппарата по опорами при помощи его двигателей или с использованием дополнительного движителя, установленного на самом аппарате или на подвижной опоре. The objective is achieved in that the aircraft launch complex, comprising a carrier aircraft having at least two fuselages connected to each other and mounted on top symmetrically relative to the fuselage launched aircraft, while the fuselages are located in the same plane at a distance and parallel to each other, and launched aircraft the apparatus is mounted on supports located in or on rails located along the fuselages, and the supports themselves are equipped with rotating elements such as rollers or wheels or have Sliding surfaces for moving supports along rails or a starting aircraft along supports using its engines or using an additional mover mounted on the device itself or on a movable support.

Проведенный заявителем анализ уровня техники, включающий поиск по патентам и научно-техническим источникам информации, позволил установить, что заявитель не обнаружил аналог, характеризующийся признаками, тождественными всем существенным признакам заявленного изобретения. Следовательно, заявленное изобретение соответствует уровню "новизна". The analysis of the prior art by the applicant, including a search by patents and scientific and technical sources of information, made it possible to establish that the applicant did not find an analogue characterized by features that are identical to all the essential features of the claimed invention. Therefore, the claimed invention meets the level of "novelty."

Для проверки соответствия заявленного изобретения условию "изобретательский уровень" заявитель провел дополнительный поиск известных решений, чтобы выявить признаки, совпадающие с отличительными от прототипа признаками заявленного устройства. Результаты поиска показали, заявленное устройство не вытекает для специалистов явным образом из известного уровня техники. Следовательно, заявленное изобретение соответствует условию "изобретательский уровень". To verify compliance of the claimed invention with the condition "inventive step", the applicant conducted an additional search for known solutions in order to identify signs that match the distinctive features of the claimed device from the prototype. The search results showed that the claimed device does not follow for specialists explicitly from the prior art. Therefore, the claimed invention meets the condition of "inventive step".

Заявленное изобретение поясняется графическим материалом. На фиг. 1 и 2 показан общий вид в плане авиационного пускового комплекса, на фиг. 3 - вид комплекса спереди, на фиг. 4 - запуск с самолета-носителя косметического аппарата, где 1-самолет-носитель (СН), 2-космический аппарат, 3-ракета-носитель (РН), 4 и 5-фюзеляжи СН, 6-кабина экипажа, 7,8,9-направляющие, 10-подъемник-фиксатор, 11 и 13 - опоры, 12-тормоз-амортизатор, 14-ложемент, 15-стартовый ускоритель. The claimed invention is illustrated in graphic material. In FIG. 1 and 2 show a general plan view of the aircraft launch complex; FIG. 3 is a front view of the complex, in FIG. 4 - launch of a cosmetic vehicle from a carrier aircraft, where 1 is a carrier aircraft (SN), 2 is a spacecraft, 3 is a launch vehicle (LV), 4 and 5 are fuselages of the SN, 6 is a crew cabin, 7.8, 9-rails, 10-lift-clamp, 11 and 13 - bearings, 12-brake-shock absorber, 14-lodgement, 15-start accelerator.

Существующий научно-технический, технологический и производственный потенциал предприятий позволяют реализовать данное изобретение. The existing scientific, technical, technological and production potential of enterprises allows to realize this invention.

СН 1 имеет фюзеляжи 4 и 5, кабину для экипажа 6. В фюзеляжах размещаются приборы и оборудование, необходимые для полета СН, контроля подготовки и запуска летательного аппарата. При необходимости в фюзеляжах размещается и топливо, например, для РНЗ, а также системы для перелива этого топлива. Сверху фюзеляжей вдоль их продольных осей установлены направляющие 7, 8, 9, предназначенные для размещения на них опор 11, 13, на которые устанавливается и крепится летательный аппарат, запускаемый с СН. Направляющие крепятся непосредственно на фюзеляжи, например, направляющие 7, 9, или на дополнительных узлах крепления с расположением над фюзеляжем или между ними, например, направляющая 8 (фиг. 2). CH 1 has fuselages 4 and 5, a cockpit for crew 6. The fuselages contain the instruments and equipment necessary for the CH flight, control of preparation and launch of the aircraft. If necessary, fuel is also placed in the fuselages, for example, for RNZ, as well as systems for overflowing this fuel. On top of the fuselages along their longitudinal axes, guides 7, 8, 9 are installed, designed to place supports 11, 13 on them, on which an aircraft launched from the SN is mounted and fastens. Guides are mounted directly on the fuselage, for example, guides 7, 9, or on additional attachment points located above or between the fuselage, for example, guide 8 (Fig. 2).

Использование направляющих позволяет равномернее распределить нагрузку от запускаемого летательного аппарата. Сами направляющие повышают точность запуска, а угол запуска достигается ориентацией CH1 и/или угол установки направляющих при помощи подъемника-фиксатора 10, установленного спереди направляющих и закрепленного одним концом к направляющим, а другим- к фюзеляжу (фиг. 4). Передние опоры 11 выполнены неподвижными, а промежуточные и задние опоры 13 могут быть двух типов - неподвижные или подвижные относительно направляющих, что определяется, как и количество и тип направляющих, габаритами и массой запускаемого летательного аппарата и способом запуска. Опоры для лучшего схода с них аппарата имеют поверхности скольжения или снабжены подвижными элементами типа роликов или колес. Спереди направляющих имеются тормоза-амортизаторы 12, предназначенные для торможения подвижных опор. Запускаемый летательный аппарат устанавливается и крепится на опоры при помощи быстроразъемных соединений (на фиг. не показаны). В зависимости от массы, габаритов и конфигурации запускаемого летательного аппарата подбираются и устанавливаются ложементы 14. В качестве приводов для движения подвижных опор по направляющим используются внешние источники движения (на фиг. не показаны) или внутренние, установленные непосредственно на опорах, например стартовые ускорители 15, в качестве которых применяются твердотопливные ракетные двигатели. The use of guides allows you to evenly distribute the load from the launched aircraft. The guides themselves increase the accuracy of launch, and the launch angle is achieved by orientation CH1 and / or the angle of installation of the guides with the help of a lift-lock 10 mounted in front of the guides and fixed at one end to the guides and the other to the fuselage (Fig. 4). The front legs 11 are fixed, and the intermediate and rear legs 13 can be of two types - fixed or movable relative to the guides, which is determined by the number and type of guides, the dimensions and mass of the launched aircraft and the launch method. Supports for better removal of the apparatus from them have sliding surfaces or are equipped with movable elements such as rollers or wheels. On the front of the guides there are brake dampers 12, designed to brake the movable bearings. Launched aircraft is installed and mounted on supports using quick disconnect connections (not shown in FIG.). Depending on the mass, dimensions and configuration of the launched aircraft, lodgements 14 are selected and installed. External drives (not shown) or internal, mounted directly on the supports, for example, starting accelerators 15, are used as drives for moving the movable supports along the rails. as which solid propellant rocket engines are used.

Запускаемый летательный аппарат, состоящий, например, из космического аппарата 2 и ракеты-носителя 3, устанавливается на ложементы 14 и крепится к ним быстроразъемными соединениями, например, при помощи пироболтов (на фиг. не показаны). После соответствующей подготовки и проверки систем подается команда на старт и взлет СН, который набирает высоту и держит курс в район запуска. При достижении заданного района СН набирает требуемую высоту. В это же время проводится проверка всех систем, задействованных при запуске. При необходимости производится и перекачка топлива из СН в ракету-носитель. После выхода СН в точку запуска подается команда на пуск, который может иметь несколько вариантов, что определяется местом запуска, назначением запускаемого аппарата и его характеристиками. В качестве примера использования заявленного устройства приведем четыре варианта запуска. Launched aircraft, consisting, for example, of a spacecraft 2 and a launch vehicle 3, is mounted on lodgements 14 and is attached to them by quick disconnect connections, for example, using pyro-bolts (not shown in Fig.). After appropriate preparation and verification of the systems, a command is issued to launch and take off the SN, which is gaining altitude and heading for the launch area. Upon reaching a predetermined area, the CH gains the required height. At the same time, all systems involved at startup are checked. If necessary, fuel is also pumped from the CH to the launch vehicle. After the SN exit, a start command is sent to the launch point, which can have several options, which is determined by the launch location, the purpose of the machine to be launched and its characteristics. As an example of using the claimed device, we give four options for starting.

Первый вариант запуска предусматривает использование неподвижных опор 11, 13, снабженных подвижными элементами типа роликов или колес, предназначенных для схода запускаемого летательного аппарата. После команды "Пуск" производится разъединение элементов крепления запускаемого летательного аппарата и СН. При этом производится и уменьшение мощности двигательных установок СН, что приводит к уменьшению скорости СН. А запускаемый летательный аппарат по инерции продолжает движение вперед, двигаясь при этом по вращающимся элементам опор 11, 13, и сходит с них, имея скорость больше скорости СН. После чего он уходит вниз или в сторону, а на РНЗ включается основной двигатель и запускаемый летательный аппарат начинает самостоятельный полет, а СН снижается на рабочую высоту полета и возвращается на базу. The first launch option involves the use of fixed supports 11, 13, equipped with movable elements such as rollers or wheels, intended for the descent of the launched aircraft. After the “Start” command, the fastening elements of the launched aircraft and the MV are disconnected. At the same time, a decrease in the power of propulsion systems of the engine is produced, which leads to a decrease in the speed of the engine. And the launched aircraft by inertia continues to move forward, while moving along the rotating elements of the supports 11, 13, and leaves them, having a speed greater than the speed of CH. After which it goes down or to the side, and on the RNZ the main engine is turned on and the launched aircraft starts independent flight, and the SN decreases by the working altitude of the flight and returns to the base.

Второй вариант, в отличие от первого, предусматривает использование для схода с опор двигателей, установленных на самом запускаемом аппарате. При этом в качестве данных двигателей используются маршевые двигатели РНЗ или дополнительные двигатели, установленные на РНЗ только для выполнения операций схода с опор СН и ухода от него на определенное расстояние, при котором включаются маршевые двигатели РНЗ на полную мощность. После команда "Пуск" производится разъединение СН и запускаемого летательного аппарата, включение двигателей схода. После достижения определенного расстояния между СН и запускаемым аппаратом на последнем включаются маршевые двигатели и он начинает самостоятельный полет, а СН снижается и совершает полет на свою базу. The second option, unlike the first one, involves the use of engines installed on the very starting machine to get off the supports. In this case, the RNZ marching engines or additional engines installed on the RNZ only to perform the operations of descent from the SN supports and moving away from it at a certain distance at which RNZ marching engines are switched on at full power are used as these engines. After the “Start” command, the SN is disconnected from the aircraft being launched, and the descent engines are turned on. After reaching a certain distance between the SN and the apparatus to be launched, the last engines are switched on and it starts independent flight, and the SN decreases and flies to its base.

Третий вариант запуска возможен, например, с использованием подвижных опор, снабженных собственным ускорителем 15. В данном случае после команды "Пуск" включаются ускорители 15, подвижные опоры 13 начинают движение по опорам 7, 8, 9. Соответственно начинает движение и запускаемый летательный аппарат, набирая при этом скорость. Подвижная опора доходит до тормоза-амортизатора 12, где ее скорость гасится до нулевой и в это же время происходит разъединение запускаемого аппарата в данной точке. Затем также идет последующая опора. И так до последней опоры, после чего запускаемый аппарат сходит с опор и уходит от СН. The third launch option is possible, for example, using movable supports equipped with their own accelerator 15. In this case, after the Start command, accelerators 15 are turned on, the movable bearings 13 start moving along the supports 7, 8, 9. Accordingly, the aircraft starts to move, while gaining speed. The movable support comes to the shock absorber 12, where its speed is extinguished to zero and at the same time, the starting device is disconnected at this point. Then comes the subsequent support. And so on until the last support, after which the machine to be launched comes off the supports and leaves the SN.

Четвертый вариант запуска включает использование подъемника-фиксатора 10. В данном случае после достижения заданного района производится проверка и подготовка всех систем, задействованных при запуске. При помощи подъемника-фиксатора 10 направляющие 7, 8, 9 устанавливаются на заданный угол. Затем подается команда "Пуск" и проводятся операции, аналогичные варианту 3. Только в качестве системы, приводящей в движение подвижные опоры, используется система, включающая газовый генератор с механическим приводом на опоры (на фиг. не показаны). The fourth launch option includes the use of a locking device 10. In this case, after reaching a given area, all systems involved in the launch are checked and prepared. Using the lift-lock 10, the guides 7, 8, 9 are installed at a given angle. Then, the “Start” command is issued and operations similar to those of version 3 are carried out. Only as a system that drives the movable supports moves, a system is used that includes a gas generator with a mechanical drive to the supports (not shown in FIG.).

После выполнения запуска СН занимает рабочую высоту полета и возвращается на свою базу, где он проходит послеполетную проверку и подготовку к новому запуску. То есть в данном случае могут быть установлены новые ложементы, заменены стартовые ускорители и т.д. After the launch is completed, the SN occupies the working flight altitude and returns to its base, where it undergoes post-flight verification and preparation for a new launch. That is, in this case, new lodges can be installed, starting boosters replaced, etc.

Устройство, воплощающее заявленное изобретение, при его осуществлении способно обеспечить достижение усматриваемого заявителем технического результата. Следовательно, заявленное изобретение соответствует условию "промышленная применимость". A device embodying the claimed invention, when implemented, is capable of achieving the achievement of the technical result perceived by the applicant. Therefore, the claimed invention meets the condition of "industrial applicability".

Claims

1. Aircraft launch complex, consisting of a fuselage carrier aircraft, which has at least two fuselages located at a distance relative to each other, a launch vehicle and supports intended for installation of a launch vehicle on them, characterized in that the supports for installing said vehicle on the carrier aircraft are made with guides that are placed on top relative to the fuselage along their longitudinal axes.

2. The complex according to claim 1, characterized in that at least one of the supports in contact with the specified apparatus has sliding surfaces or rolling elements such as rollers.

3. The complex according to claims 1 and 2, characterized in that at least one of the supports has its own propulsion systems or is designed to move under the influence of the propulsion system of the specified apparatus.

4. The complex according to claims 1 to 3, characterized in that it is equipped with elevators-clamps for guides, one end of each of which is attached to the guide, and the other end is connected with the corresponding fuselage.