Авіаційний ракетний комплекс для транспортування і запуску ракети у верхніх шарах атмосфери

1 Авіаційний ракетний комплекс для транспортування і запуску ракети у верхніх шарах атмосфери, що містить літак, прилади й устаткування, необхідне для підготовки до запуску і керування стартом ракети, а також транспортно-пускову платформу, що складається з двох платформ закріпленої в літаку і обладнаної однією парою гладких напрямних і фіксаторами для закріплення верхньої платформи та рухливо установленої на неї верхньої платформи з опорами та фіксаторами ракети і вузлами перечеплення парашута, який відрізняється тим, що транспортно-пускова платформа виконана у вигляді транспортно-пускового контейнера, що складається з двох напівоболонок, верхньої і нижньої, причому нижня напівоболонка стаціонарно прикріплена до підлоги літака, обладнана напрямними, наприклад однією парою напрямних, які контактують із верхньою напівоболонкою, і обладнана фіксаторами, що взаємодіють із верхньою напівоболонкою 2 Авіаційний ракетний комплекс за п 1 , який відрізняється тим, що транспортно-пусковий контейнер закріплений у районі заднього вантажного люка літака, а в носовій частині літака встановлений балансуючий вантаж, наприклад ємність з водою, причому ємність обладнана пристроями спорожнювання у польоті 3 Авіаційний ракетний комплекс за п п 1 , 2, який відрізняється тим, що верхня напівоболонка транспортно-пускового контейнера обладнана вузлами закріплення ракети та вузлами перечеплення парашута, а також парами опор, наприклад ковзання, контактуючими з напрямними нижньої напівоболонки, причому перша пара опор від носка ракети виконана у вигляді шворнів 4 Авіаційний ракетний комплекс за пп 1, 2, 3, який відрізняється тим, що верхня напівоболонка транспортно-пускового контейнера обладнана виконавчими органами системи керування ракетою у площині, перпендикулярній лінії дії зусилля парашута СО Винахід належить до авіаційно-космічної техніки, і може використовуватися для повітряного старту ракет у верхніх шарах атмосфери з літака ВІДОМІ технічні рішення по стаціонарно закріпленим усередині літака транспортно-пусковим пристроям (ТИП) для відділення ракети від літака [1], у яких ракета набирає швидкість перед відділенням від літака До недоліків цього комплексу відноситься дуже велика довжина стаціонарно закріпленого в літаку ТПП і зв'язані з цим технологічні труднощі ВІДОМІ також технічні рішення із рухомими транспортно-пусковими контейнерами (ТПК), у яких ракета набирає швидкість перед відділенням від літака в складі ТПК з гальмуванням його (чи частини його) на кінцевій ДІЛЯНЦІ шляху ТПК усередині літака [2] Достоїнства цього комплексу відносна компактність ТПК і менш складна технологія самого ТПК До недоліків відноситься суттєве ускладнення конструкції рухомої системи й ударні навантаження на літак при гальмуванні ТПК Найбільш близьким до запропонованого є авіаційний ракетний комплекс за патентом UA №45171А [3], що містить літак, прилади й устаткування, необхідне для підготовки до запуску і керування стартом ракети, а також транспортнопускову платформу, що складається з двох платформ закріпленої в літаку й обладнаної однією парою гладких направляючих і фіксаторами для закріплення верхньої платформи, та рухливо установленої на неї верхньої платформи із опорами, наприклад, ковзання, та фіксаторами ракети і вузлами перечеплення парашута Ю 54311 У літаку ракета під дією парашута разом з верхньою платформою набирає швидкість усередині літака, і разом з нею відокремлюється від літака, з наступним відділенням від ракети верхньої платформи - прототип [3] До достоїнств прототипу відноситься зменшення навантажень на ракету при відділенні, оскільки зусилля сприймаються верхньою платформою ТПП До недоліків прототипу відносяться велика довжина стаціонарно закріпленого в літаку ТПП і зв'язані з цим технологічні труднощі, необхідність у додатковому транспортному контейнері для збереження і транспортування ракети, а також відсутність керування ракетою в напрямку дії зусилля парашута після відділення від літака Усі конструктивні рішення повинні задовольняти наступним вимогам на час повітряного транспортування до початку процесу відділення ракети центр мас ТПК із ракетою повинний розташовуватися поблизу центра мас літака, а в процесі руху і відділення ракети через задній вантажний люк не повинні порушуватися СТІЙКІСТЬ І керованість літака В основу винаходу "Авіаційний ракетний комплекс для транспортування і запуску ракети у верхніх шарах атмосфери" поставлена задача шляхом удосконалення конструкції ТПК, застосування балансуючого вантажу та додаткових виконавчих органів системи керування ракетою у площині, перпендикулярній лінії дії зусилля парашута забезпечити зменшення габаритів ТПК, виключення ударного впливу ТПК на конструкцію літака, виключення необхідності в додатковому контейнері для збереження і транспортування ракети, забезпечення керування положенням ракети в напрямку дії зусилля парашута після відділення від літака, а також у економію пального за рахунок зливу води з балансуючої ємності після відділення ракети Поставлена задача досягається тим, що авіаційний ракетний комплекс має сукупність наступних суттєвих ВІДМІТНИХ ознак, достатніх для досягнення нового технічного результату транспортно-пускова платформа виконана у вигляді транспортно-пускового контейнера, що складається із двох напівоболонок верхньої і нижньої, причому нижня напівоболонка стаціонарно прикріплена до підлоги літака, обладнана направляючими, контактуючими із верхньою напівоболонкою, а також фіксаторами, які взаємодіють із верхньою напівоболонкою, що надає можливість здійснить відділення ракети від літака з нижньою напівоболонкою з сприйняттям навантажень верхньою напівоболонкою, транспортно-пусковий контейнер закріплений в районі заднього вантажного люка літака, а в носовій частини літака встановлений балансуючий вантаж, наприклад, ємність з водою, причому ємність обладнана пристроями заповнення і спорожнювання, що надає можливість розташовувати центр мас системи "ТПК з ракетою - балансуючий вантаж" поблизу центра мас літака, верхня напівоболонка ТПК обладнана вузлами закріплення ракети та вузлами перечеплення парашута, а також парами опор, наприклад ковзання, контактуючими із направляючими нижньої напівоболонки, причому перша пара опор від носка ракети виконана у вигляді шворнів, що надає можливість ЗДІЙСНІТЬ відділення ракеті від літака з нижньою напівоболонкою, верхня напівоболонка ТПК обладнана виконавчими органами системи стабілізації ракети у площині, перпендикулярній лінії дії зусилля парашута, що надає можливість забезпечення стабілізації положенням ракети як по лінії дії зусилля парашута, так і у площині, перпендикулярній лінії дії зусилля парашута після відділення від літака Сукупність суттєвих ВІДМІТНИХ ознак при взаємодії з відомими ознаками дають можливість одержати новий технічний результат, що виражається в зменшенні довжини ТПК, виключенні необхідності в додатковому контейнері для збереження і транспортування ракети, відсутності ударного впливу ТНК на літак, забезпеченні стабілізації ракети в напрямку дії зусилля парашута і у площині, перпендикулярній лінії дії зусилля парашута, а також у економії пального за рахунок злива води з балансуючої ємності після відділення ракети Сутність, винаходу пояснюється кресленнями, Де на фіг 1 схематично зображений загальний вигляд авіаційного ракетного комплексу (АРК) у положенні для транспортування, на фіг 2 схематично зображений загальний вигляд АРК на момент початку руху ТПК з ракетою, на фіг 3 схематично зображений загальний вигляд АРК на момент відокремлення верхньої напівоболонки ТПК з ракетою від літака і перечеплення парашута, на фіг 4 схематично зображений загальний вигляд АРК після відділення верхньої напівоболонки ТПК від ракети Авіаційний ракетний комплекс для транспортування і запуску ракети у верхніх шарах атмосфери включає літак 1, який несе прилади й устаткування, необхідне для підготовки до запуску і керування стартом ракети, розміщений поблизу заднього вантажного люка літака 1 ТПК 2 з ракетою 3, а в носовий частини літака 1 встановлена балансуюча ємність 4 з водою, що обладнана пристроями заповнення і спорожнювання 5 ТПК 2 складається із двох напівоболонок верхньої 6 і нижньої 7, причому нижня напівоболонка 7 стаціонарно прикріплена до підлоги літака 1, обладнана направляючими 8, контактуючими із верхньою напівоболонкою 6, і фіксаторами, що взаємодіють із верхньою напівоболонкою 6 Верхня напівоболонка 6 обладнана вузлами закріплення ракети З та вузлом перечеплення 9 парашута 10, а також парами опор 11, контактуючими із направляючими 8 нижньої напівоболонки 7, причому передня пара опор 11 виконана у вигляді шворнів На ній також розміщені виконавчі органи 12 системи стабілізації ракети 3 в напрямку дії зусилля парашута 10 Парашут 10 до введення його в дію розміщений на літаку 1 і з'єднаний з верхньою напівоболонкою 6 Таким чином у транспортному положенні розміщення ТПК 2 поблизу заднього вантажного люка, а балансуючої ємності 4 з водою - у носовій 54311 частині літака 1 забезпечує положення центра мас системи «споряджений ТПК - балансуюча ємність» у припустимих межах щодо центра мас літака (фіг1) Працює авіаційний ракетний комплекс таким чином Ракета 3 у ТПК 2 після завантаження в літак 1 і кріплення ТПК 2 у літаку 1 проходить перевірки систем і підготовку до польоту, балансуючу ємність 4 заповнюють необхідною КІЛЬКІСТЮ ВОДИ І доставляють літаком 1 у район запуску У районі запуску, при досягненні розрахункових параметрів, що відповідають початку відділення ракети 3 і відкриття заднього люка, подають команду на введення в дію парашута 10, і на роз'єднання фіксаторів кріплення верхньої нанівоболонки 6 з направляючими 8 нижньої напівоболонки 7 (фіг 2) Під ДІЄЮ парашута 10 здійснюють розгін верхньої напівоболонки 6 з ракетою 3 по направляючим 8 до крайнього положення для набору необхідної швидкості відділення При сході с направляючих 8 другої від носка ракети 3 пари опор 11 верхньої нанівоболонки 6 відбувається обертання верхньої напівоболонки 6 із ракетою 3 навколо осі передньої пари опор 11 і відділення їх від літака 1, а також подається команда на розкриття вузла перечеплення 9 парашута 10 Після відділення ракети 3 збільшують потужність тягових двигунів літака 1 для набору безпечної відстані від неї За час набору безпечної відстані верхню напівоболонку 6 із ракетою 3 стабілізують парашутом 10 по напря Фіг.1 1 4 Фіг.З мку дії його зусилля, а обертання навколо напрямку швидкості стабілізують із допомогою виконавчих органів 12 системи стабілізації ракети 3, розміщених на верхньої напівоболонки і діючих у площині, перпендикулярній лінії дії зусилля парашута, 6 (фігЗ) Після набору безпечної відстані між літаком 1 і верхньою напівоболонкою 6, з'єднаною із ракетою З, подають команду на роз'єднання фіксаторів кріплення ракети 3 з верхньою напівоболонкою 6, під дією парашута 10 відокремлюють и від ракети З (фіг 4) Після досягнення необхідного положення ракети 3 здійснюють запуск ракети 3 Для економії пального воду з балансуючої ємності 4 зливають в потрібний момент і літак 1 повертається на базу Таким чином при відділенні ракети від літака забезпечується вищезгаданий технічний результат зменшення габаритів ТПК, виключення ударного впливу ТПК на конструкцію літака, виключення необхідності в додатковому контейнері для збереження і транспортування ракети, забезпеченні стабілізації положення ракети після відділення від літака і до включення двигуна, а також у економії пального за рахунок зливу води з балансуючої ємності після відділення ракети Джерела інформації 1 UA№45171AB64D5/00 2 UA№45179AB64D5/00 3 UA №45171А В 64 D 5/00 - прототип 54311 10 Фіг.4 ТОВ "Міжнародний науковий комітет" вул Артема, 77, м Київ, 04050, Україна (044)236-47-24