Авіаційний космічний комплекс

Реферат: UA 98728 U UA 98728 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до області авіації і може використовуватися при створенні авіаційних космічних комплексів (АКК) аеродромного базування. Відомий літальний апарат (ЛА) із змінною геометрією, що складається з фюзеляжу, верхнього та нижнього цільноповоротного, крил з від'ємною стрілоподібністю, двигунів, оперення. Крила закріплені в шарнірних вузлах і з'єднані з приводом, (а.с. № 811631, пат. Укр. 54491, з. а 201103432). Відомі проекти авіаційно-космічних комплексів. На ДП "Антонов" розроблено проект АКК для запуску штучного супутнику Землі (ШСЗ) вагою 300-1000 кг ракетою, яку піднімає і скидає літак Ан-124 з висоти 10-11 км. Ракета-носій (РН) розміщена на платформі у вантажному відсіку Ан-124. Після відкриття рампи на потрібній висоті платформа з закріпленою на ній ракетою, витяжним парашутом скидається назад по польоту літака Ан-124. Потім "платформа і парашут" відкидаються від ракети, вмикаються її двигуни, починається її розгін та набір висоти. (Aviabisness № 1-2 1997, с. 29-31). У цьому проекті при скиданні ракети-носія значно втрачається її швидкість і висота ракети, тобто запас її кінетичної і потенціальної енергії. У Росії розроблявся авіаційно-космічний комплекс (АКК) "Бурлак". З літака-носія (ЛН) Ту-160 на швидкості 0,8…1,7 М на висотах 9…13 км запускається з зовнішньою підвіскою двоступенева ракета "Бурлак" для виведення на орбіту висотою 200…і000 км супутника, вагою 600…800 кг (полярні орбіти) або вагою 840…1100 кг (екваторіальні орбіти). Подальше вдосконалення цього АКК ("Бурлак-М", "Бурлак-Діана") дозволило значною мірою збільшити вагу супутників, що виводяться на орбіту (Під знаками "АНТ" і Ту" / В. Ригмант, Авиация и космонавтика № 4. 2000). У американсько-українсько-російській програмі High Altitude Air Launch (HAAL), де аналогічно використовується Ту-160, вага ракети-носія сягає до 50 т, діаметр - 1,6 м, а вага супутника, точніше корисного навантаження, що виводиться в космос, сягає 1500 кг при елітній вазі Ту-160 і ракети з навантаженням 275 т. Розглядаючи авіаційно-космічні комплекси, бачимо, що навіска в них ракети-носія різко збільшує мідель ЛН та його лобовий спротив, знижується максимальна швидкість, В цих системах АКК поверхня ракети-носія омивається набігаючим потоком повітря. А при швидкостях 3,2…3,3 М, передні по потоку частини ЛН (і ракети-носія!) можуть нагріватися до 300-400 °C, що небезпечно для ракети-носія, заправленої паливом. Через ці фактори максимальна швидкість ЛН-носія з підвішеною ракетою в системах АКК не перевищує 1,7 М. Потрібна довжина ЗПС (злітно-посадкової смуги) аеродрому цих АКК велика. Відомий проект АКК, що включає ракету-носій з супутником, розміщену на літаку-носії, що містить верхні та нижні цільноповоротні крила з від'ємною стрілоподібністю, заквадрачений у середній частині фюзеляж зі шпангоутами, відсік зі стулками для розміщення ракети-носія, шасі з носовим колесом, двигуни, (пат. UA85000 прототип). При скиданні РН на великих швидкостях значна поздовжня сила (лобовий опір Хрн) намагається змістити РН назад відносно ЛН, торкнути ЛН, що може призвести до порушення конструкції ЛА. Технічною задачею є підвищення надійності АКК. Для вирішення цієї задачі у авіаційному космічному комплексі, що включає в себе літак-носій з верхніми та нижніми цільноповоротними крилами з від'ємною стрілоподібністю, двигунами, фюзеляжем з вирізом по борту і вантажним відсіком по борту, ракету-носій, що розміщено у вантажному відсіку фюзеляжу і виступає за контур фюзеляжу і прикрита термокришкою, що скріплена замками з краями вирізу і з ракетою-носієм фіксаторами фюзеляжу, згідно з корисною моделлю, вздовж борту розміщено поздовжній жорсткий елемент, який виконано поворотним по горизонталі і зв'язаний шарнірами по своїх кінцях з бортом літака-носія і з задньою частиною ракети-носія, при цьому задній шарнірний вузол на поздовжньому жорсткому елементі оснащено пристроєм його відділення від літака-носія при його повороті по горизонталі на кут в=arcsin(D/L)°+(3…4)°, де D - глибина вантажного відсіку літака-носія, a L - відстань між шарнірами на поздовжньому жорсткому елементі, при цьому передній шарнірний вузол оснащено подібним пристроєм відокремлення поздовжнього жорсткого елемента від ракетиносія. На фіг. 1 - ЛН у злітній конфігурації. На фіг. 2 - його крейсерська конфігурація. На фіг. 3 - ЛН на стоянці На фіг. 4 - поперечний переріз ЛА. На фіг. 5 - вигляд зверху на фюзеляж. На фіг. 6, 7 - схеми основних стійок шасі та їх забирання. 1 UA 98728 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 На фіг. 8 - вигляд зверху на основі стійки шасі (крейсерська конфігурація) На фіг. 9 - вигляд спереду на стоянці На фіг. 10 - вигляд з середини на задню частину стулки з механізмом висування підпружинного елемента. На фіг. 11 - ЛН на стоянці На фіг. 12 - схема виходу ракети-носія від ЛН. На фіг. 13 - кінематика розробленого пристрою. На фіг. 14 і 15 - вигляд на ракетний відсік ЛН до і після пуску ракети. На фіг. 16 - відхід ракети з термокришкою від ЛН. На фіг. 17 - відхід термокришки від ракети, і на фіг. 18 - включения її двигуна. В АКК входить ЛН, що вмішує фюзеляж 1 заквадраченої форми в середніх його зрізах, двигун 2, оперення 3, верхнє 4 і нижнє 5 крила, носове 6 та основне 7 шасі. Між силовими шпангоутами 8 і 9 фюзеляжу 1 встановлені вузли повороту 10 і 11 крил 4 і 5. На шпангоуті 9 кріпляться стійки основного шасі 7 в вузлах 12 повороту назад основних стійок. У крейсерській конфігурації закрилки і елерони передніх півкрил притискаються до фюзеляжу, а кінцеві частини їх закриваються обтічниками 13 і 14. На передньому лонжероні передніх напівкрил і на задньому лонжероні задніх півкрил встановлені елементи фіксації крила в крейсерському польоті з фіксаторами 15, 16, 17, 18 розміщеними по бортах фюзеляжу. Фіксатори 15, 16 відвертають відсмоктування передніх півкрил і їх дивергенцію. Фіксатори 17, 18 у крейсерському польоті розвантажують несуче крило від моменту згинання М зг (передають його на фюзеляж). По довжині ракетного відсіку, в правій частині шпангоутів, виконані великі підковоподібні поглиблення під діаметр ракети. Відповідно у цьому борту ЛН виконано виріз 19 під ракету-носій 20. По всій довжині цього вирізу з обох боків проміж шпангоутами ЛН шарнірно встановлені стулки 21 з приводами, які поступово закривають отвір в борту ЛН під час виходу ракети-носія з ЛН, а в подальшому польоті, створюють поверхню борту, симетричну поверхню на протилежній стороні борту. Проблеми розміщення та прибирання шасі в цьому ЛН вирішені оригінальним чином. В положенні стоянки, основні стійки шасі 7, розміщені симетрично по бортах фюзеляжу, згідно з фіг. 7 (амортстійки обтиснуті). Але кінематика та механізми прибирання цих стійок виконані по-різному, при цьому стійки прибираються по черзі. Перша (права) стійка (7 пр.) прибирається від одного борту ЛА поворотом в поперечній площині у фюзеляж до його протилежного боргу. Потім друга стійка (7 л.) прибирається назад поворотом в поздовжньому напрямі у фюзеляж до цього ж борту. (Фіг. 8, 9). Така конструкція дозволяє розмістити в ЛА велику ракету-носій. Інша проблема в цій системі для запуску ШСЗ (22) - це величезний виріз в борту ЛН, котрий залишається порожнім після виходу із ЛН ракети і може створити небезпечний шляховий момент для ЛН. Бік ракети, що трохи виступає по борту ЛН прикривається по всій довжині обладнаної замками 23 термокришкою 24, котра також слугує як термозахист для ракети. Термокришка є також обтічником виступаючої частини РН і вирізу у борті в завантаженій конфігурації ЛН. Термокришка скріплена з ЛН замками 23, та з ракетою-носієм фіксаторами (не показані). Для скидання ракети відкриваються замки 23 кріплення ЛН з термокришкою 24. Для деяких випадків ЛН виконує крен вправо. Потім ракета з кришкою 24 плоско-паралельно за допомогою механізмів виштовхуються за борт ЛН і летять у вільний політ, а ЛН з креном та поворотом в іншу сторону відлітає від ракети. В ракеті запускається двигун першого ступеня, фіксатори її з кришкою 24 відкриваються, і кришка 24 відкидається від ракети, (фіг. 12, 15-18). Вона може бути устаткована парашутною системою і повторно використовуватись для наступних запусків. Стулки 21 при виході ракети (фіг. 10) постійно притискаються до ракети та одразу закривають виріз в борту ЛН, а зазори між ними закривають підпружинені елементи 25, що поліпшує аеродинаміку системи. Вони забезпечують прийнятну конфігурацію фюзеляжу для крейсерського польоту ЛН (25а початкове положення, 25б - висунуте положення елемента 25). Для підсилення фюзеляжу в площині симетрії ЛН від повітро-забірників двигунів до середини фюзеляжу розміщена вертикальна стінка 26, яка одночасно є стінкою паливних відсіків. У підфюзеляжній частині нижнього крила на задньому його лонжероні (між стійками шасі) встановлено посадковий щиток 27 та поворотні полоси 28 (навпроти стійок шасі). Щиток 2 UA 98728 U 5 10 15 20 25 30 35 відхиляється у злітне та посадкове положення, відкриваючи місце для випуску стійки шасі 7 пр. Це створює збурення повітря перед повітро-забірником двигунів 2. Тому на зльоті повітрозабірник з під низу прикривається стулкою 29, а з боків відкриваються стулки 30. Вздовж борту РН під термокришкою 24 встановлено поздовжній жорсткий елемент 31, який виконано поворотним в горизонтальній площині. На кінцях цього елемента 31 розміщені передній шарнірний вузол 32 (32а), що зв'язує даний елемент 31 з торцем РН і задній шарнірний вузол 33, що зв'язує вказаний елемент 31 з бортом ЛН. Задній шарнірний вузол 33 оснащено пристроєм (не показано) відокремлення від ЛН під час скидання РН, при повороті в горизонталі елемента 31а на кут в=arcsin(D/L)°+(3….4)°, де D - глибина вантажного відсіку літака-носія, a L - відстань між шарнірами на поздовжньому жорсткому елементі, де передній шарнірний вузол оснащено аналогічним пристроєм для подальшого відокремлення елемента 31а і від ракети-носія 20а. ЛН має задню невикористовувану частину 34 вантажного відсіку з задньою кромкою 35. Розроблений АКК дозволяє розмістити у фюзеляжі ЛН з розрізом 2,2×2,2 м ракету-носій діаметром до 1,4 м. Розроблена система для запуску ракети з ШСЗ зі швидкісного ЛН, не дивлячись на велику вагу (80 т) і крейсерської швидкості 3…3,3 М носія, може бути використана із злітних смуг відносно невеликої довжини. Подібний АКК може бути цікавим для запуску в обмеженому просторі. З невеликого аеродрому ЛН з ракетою-носієм на борту, злітає, летить у необхідному напрямку, і в потрібній точці виконує запуск ракети. При забезпеченні великих-швидкостей (3-3,3 М) скидання з ЛН ракети, можливе військове (бойове) застосування даного комплексу, як мобільної стратегічної системи зброї (після запуску ракети за півтори хвилини ЛН може пролетіти більш ніж сто кілометрів від місця старту РН). Розроблений пристрій разраховано на скидання ракети з ЛН при максимальних швидкостях ЛН, він робить тільки на подовжній стиск і підвищує небезпечність при дії турбулентності, але ударній хвилі. Швидкість руху в бік ракети 20 при виході з ЛН вибирається така, що траєкторія Т точки "32" (фіг. 15) близька (не нижче) траєкторії цієї точки при вільному виході ракети (без елемента 32). Вона може встановлюватися у залежності від параметрів польоту ЛН під час пуску. При скиданні РН на великих швидкостях велика поздовжня сила Хрн (фіг. 10) намагається непевно змістити РН назад відносно ЛН. Розроблена конструкція дозволяє виключити можливість касання торцем ракети задньою кромки 35 вантажного відсіку ЛН на великих швидкостях. Дозволяє конструктивно зменшити задню невикористовувану частину 34 вантажного відсіку. Дане технічне рішення підвищує надійність АКК у цілому. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 40 45 50 Авіаційний космічний комплекс, що включає в себе літак-носій з верхніми та нижніми цільноповоротними крилами з від’ємною стрілоподібністю, двигунами, фюзеляжем з вирізом по борту і вантажним відсіком по борту, ракету-носій, що розміщена у вантажному відсіку фюзеляжу і виступає за контур фюзеляжу і прикрита термокришкою, що скріплена замками з краями вирізу і з ракетою-носієм фіксаторами, який відрізняється тим, що під термокришкою вздовж борту розміщено поздовжній жорсткий елемент, який виконано поворотним по горизонталі, і що зв’язаний шарнірами по своїх кінцях з бортом літака-носія і з задньою частиною ракети-носія, при цьому задній шарнірний вузол на поздовжньому жорсткому елементі оснащено пристроєм його відділення від літака-носія при його повороті по горизонталі на кут в=arcsin(D/L)°+(3…4)°, де D - глибина вантажного відсіку літака-носія, а L - відстань між шарнірами на поздовжньому жорсткому елементі, при цьому передній шарнірний вузол оснащено подібним пристроєм відокремлення поздовжнього жорсткого елемента від ракетиносія. 3 UA 98728 U 4 UA 98728 U 5 UA 98728 U 6 UA 98728 U 7 UA 98728 U 8 UA 98728 U Комп’ютерна верстка М. Шамоніна Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Василя Липківського, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут інтелектуальної власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 9