Авіаційний космічний комплекс

Реферат: UA 84854 U UA 84854 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Корисна модель належить до галузі авіації й може бути виконаною у конструкції літальних апаратів (ЛА). Відомий ЛА із змінною геометрією, що складається з фюзеляжу, верхнього крила, нижнього крила, двигунів, оперення. Крила закріплені в шарнірних вузлах, і з'єднані з приводом (а.с. № 811631, пат. Укр. 54491, з. а2011 03432.) Відомі проекти авіаційно-космічних комплексів. На ДП "Антонов" розроблено проект запуску ШСЗ вагою 800-1000 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…1000 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 (Под знаками "АНТ" и "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 корисого навантаження, що виводиться в космос, сягає 1500 кг при злітній вазі Ту-160 і ракети з навантаженням 275 т. Розглядаючи авіаційно-космічні комплекси, бачимо, що навіска в них ракети-носія різко збільшує модель ЛА 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 ЛА (і ракети-носія) можуть нагріватися до 300400 °C, що небезпечно для ракети-носія, заправленої паливом. Із-за цих факторів 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. Задачею на яку спрямована Корисна модель є зменшення необхідної довжини ЗПС для АКК, підвищення функціональних можливостей АКК за рахунок розширення географії його застосування. Для вирішення цієї задачі у авіаційному космічному комплексі, що включає ракету-носій з супутником, розміщену на літаку-носії, що містить відсік для розміщення ракети-носія з механізми її скидання, верхні та нижні цільноповоротні крила з від'ємною стрілоподібністю, шасі з носовим колесом, двигуни, заквадрачений у середній частині фюзеляж зі шпангоутами, згідно з корисною моделлю, в шпангоутах зі сторони верхнього півкрила в бік в середній частині фюзеляжу виконані підковоподібні вирізи, з паралельними сторонами, причому на нижній стороні цих вирізів виконані напрямні з механізмами скидання ракети-носія. Корисна модель ілюструється кресленнями. На фіг. 1 - ЛН на злітній конфігурації. На фіг. 2 - крейсерська його конфігурація. На фіг. 3 - погляд спереду на стоянці. На фіг. 4 - поперечний переріз ЛН. На фіг. 5 - погляд зверху на фюзеляж. На фіг. 6 - ЛН на стоянці. ЛА вміщує 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. В крейсерській конфігурації закрилки і елерони передніх напівкрил прижимаються до фюзеляжу, а кінцеві частини їх закриваються обтічниками 13 і 14. На передньому лонжероні передніх півкрил і на задньому лонжероні задніх півкрил установлені елементи фіксації крила в крейсерському польоті з фіксаторами 15, 16, 17, 18 розміщеними по бортам фюзеляжу. Фіксатори 15, 16 відвертають відсмоктування передніх півкрил і їх дивергенцію. Фіксатори 17, 18 у крейсерському польоті розвантажують несуче крило від згинаючого моменту Мизг (Передають його на фюзеляж). 1 UA 84854 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 Під верхнім півкрилом (крейсерська конфігурація) у борті виконано виріз 19 для розміщення відсіку 20 під ракету-носій 21 із супутником 22. Відсік закривається двома стулками 23. По довжині відсіку в шпангоутах фюзеляжу (8, 9 та ін.) виконані підковоподібні вирізи 24 з паралельними сторонами 25, на яких виконані направляючі та механізми кріплення та скидання РН (не показано). Таким чином навантаження від РН може рівномірно розподілятись по шпангоутах ЛН. Для підсилення фюзеляжу в площині симетрії ЛН від повітрозбірників двигунів до середини фюзеляжу розміщена вертикальна стінка 26, яка одночасно є стінкою паливних відсіків. На зльоті ЛН має конфігурацію "біплан". В цій конфігурації він швидко злітає та набуває необхідну висоту. Потім він переходить в горизонтальний політ, приймає крейсерську конфігурацію на швидкості 0,6 М і надалі збільшує швидкість та висоту до крейсерських. Передні (по хорді крила) кромки передніх півкрил виходять збоку від фюзеляжу в набігаючий потік і створюють необхідний кабрувальний момент для продовжного балансування ЛН. Сьогодні у СНД є в наявності запас ракет, які можуть виводити на навколоземну орбіту вантаж порядку 2 -х тонн. А зараз необхідні у першу чергу аерокосмічні системи для виведення на орбіту вантажу вагою на порядок менше, а саме 200-300 кг. Розроблена система для запуску ракети з ШСЗ зі швидкісного ЛН, не дивлячись на велику вагу (80 т) і крейсерські швидкості 3…3,3 М носія, може бути використана із злітних смуг відносно невеликої довжини. Слід відмітити, що наприклад площина міделівого перерізу самого швидкісного у світі винищувача МІГ-25 на третину більша, ніж у розробленого ЛА. Подібний АКК може бути особливо цікавим для таких густонаселених країн, як Індія та Китай. З невеликого аеродрому ЛА з ракетою-носієм на борту злітає, бере курс на південь до екватору (або на південний схід), невдовж летить над океаном і в потрібній точці акваторії виконує запуск ракети на схід (екваторіальна орбіта) або на іншу необхідну орбіту в іншій точці акваторії, не підвергаючи при цьому небезпеці жителів густозаселених територій. При злітній вазі ЛН Gзлітн=78 т з ракетою-носієм вагою 11 т радіус дії його на понадзвуковій швидкості - 3000 км. На цьому радіусі дії він може на висоті 16-18 км розігнатися до швидкості 3,3 М та, набираючи висоту, наблизитися до своєї динамічної стелі та скинути ракету-носій на висоті 30-33 км. А далі з креном на інший бік він розвертається в іншу сторону. Момент крену парирується елеронами і кермами оперення, а потім перекачкою палива у поперечному напрямку. А двоступенева ракета виводе вантаж 200 кг на висоту 200 км (на екваторіальну орбіту). У відомих розроблених АКК зі швидкісним літаком-носієм фюзеляж має дуже щільну компоновку. В середній його частині розміщені відсіки шасі, паливо, інше обладнання. Тому вмонтувати в тонкий мідель фюзеляжу Л.Н. крупний відсік для розміщення ракети-носія в цілому - проблематично. По центру ваги ЛН розміщується також РН. Такій компоновці особливо заважають основні стійки шасі, що прибираються у тонкий фюзеляж, достатньо близько від центру ваги ЛН. В розробленому технічному рішенні переваги наступні: 1. Низькі злітно-посадкові швидкості ЛН. 2. Високі максимальні швидкості (3-3,3 М) для розгону перед скиданням і більша висота скидання ракети-носія. 3. Розширення географії застосування АКК по території Землі (не в кожній країні є аеродроми з ЗПС довжиною 4 км, але в світі багато аеродромів зі смугами 2-2,5 км). ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 50 55 Авіційний космічний комплекс, що включає ракету-носій з супутником, розміщену на літаку-носії, що містить відсік для розміщення ракети-носія з механізмами її скидання, верхні та нижні цільноповоротні крила з від'ємною стрілоподібністю, шасі з носовим колесом, двигуни, заквадрачений у середній частині фюзеляж зі шпангоутами, який відрізняється тим, що в шпангоутах зі сторони верхнього півкрила в бік в середній частині фюзеляжу виконані підковоподібні вирізи, з паралельними сторонами, причому на нижній стороні цих вирізів виконані напрямні з механізмами скидання ракети-носія. 2 UA 84854 U 3 UA 84854 U 4 UA 84854 U Комп’ютерна верстка М. Ломалова Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 5