Авіаційний космічний комплекс

Реферат: UA 86556 U UA 86556 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 2011 03432). Відомі проекти авіаційно-космічних комплексів. На ДП "Антонов" розроблено проект запуску штучного супутника Землі (ШСЗ) вагою 8001000 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 (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 злітній вазі Ту160 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. 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. 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, (з., прототип). Стулки відсіку при встановленні та скиданні РН з ЛН відкриваються назовні відсіку. При скиданні РН на максимальній швидкості, крупні стулки, що відкриваються назовні, створюють значний опір, гальмування ЛН. А після відходу РН з відсіку відкривається довгий отвір в борту фюзеляжу, в який уривається швидкісний потік, що може призвести до порушення шляхової стійкості ЛН, вібраціям, небезпечним для тонкого фюзеляжу. Технічною задачею, на яку націлена корисна модель, є збільшення в АКК максимально допустимої швидкості скидання РН; збільшення максимальних габаритів навантаження, тобто РН. Для вирішення цієї задачі у авіаційному космічному комплексі, що включає в себе літак-носій з верхніми та нижніми цільноповоротними крилами з від'ємною стріловидністю, двигунами, фюзеляжем з вирізом по борту і вантажним відсіком по борту, ракету-носій, що розміщена у вантажному відсіку фюзеляжу і виступає за контур фюзеляжу, поворотні до контуру фюзеляжу стулки з приводом, закріплені уздовж фюзеляжу по краям вирізи, згідно з корисною моделлю, по краях вирізу закріплена на замках термокришка, що пов'язана фіксаторами також з ракетоюносієм і повторює контур її частини, що виступає, за контур фюзеляжу, при цьому вищевказані стулки виконані поворотними всередину цього вирізу до притиснення до контуру ракети-носія, що скидається, а на задньому торці цих стулок, за виключенням задніх стулок, розміщений підпружинний елемент. На фіг. 1 - ЛН на злітній конфігурації. На фіг. 2 - його крейсерська конфігурація. На фіг. 3 - ЛН на стоянці. На фіг. 4 - поперечний перетин ЛА. 1 UA 86556 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 На фіг. 5 - вигляд зверху на фюзеляж. На фіг. 6, 7 - схеми основних стійок шасі та їх забирання. На фіг. 8 - вигляд зверху на основні 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 і 14 - вигляд на ракетний відсік ЛН до і після пуску ракети. На фіг. 15 - відхід ракети з термокришкою від ЛН. На фіг. 16 - відхід термокришки від ракети, і на фіг. 17 - включення її двигуна. 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. У крейсерській конфігурації закрилки і елерони передніх півкрил прижимаються до фюзеляжу, а кінцеві частини їх закриваються обтічниками 13 і 14. На передньому лонжероні передніх півкрил і на задньому лонжероні задніх півкрил встановлені 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 моменту згинання М зг (передають його на фюзеляж). По довжині ракетного відсіку, в правій частині шпангоутів, зроблені 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 поверхні 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 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 борту. Потім друга стійка (7 л.) прибирається назад поворотом в поздовжньому напрямі у фюзеляж до цього ж борту. (Фіг. 8, 9). 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. Ця проблема вирішена наступним чином. Бік ракети, що трохи виступає по борту ЛН, прикривається по всій довжині, обладнаній 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 ступеню, фіксатори її з кришкою 24 відкриваються, і кришка 24 відкидається від ракети, (фіг. 10-15). 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 підпружинні 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 повітрозабірників двигунів до середини фюзеляжу розміщена вертикальна стінка 26, яка одночасно є стінкою паливних відсіків. 2 UA 86556 U 5 10 15 20 25 30 У підфюзеляжній частині нижнього крила на задньому його лонжероні (між стійками шасі) встановлено посадковий щиток 27 та поворотні смуги 28 (навпроти стійок шасі). Щіток відхиляється у злітне та посадкове положення, відкриваючи місце для випуску стійки шасі 7 пр. Це створює збурення повітря, перед повітрозабірником двигунів 2. Тому на зльоті повітрозабірник спіднизу прикривається стулкою 29, а з боків відкриваються стулки 30. Розроблене технічне рішеннядозволяє розмістити у фюзеляжі з розрізом 2,2 × 2,2 м ракетуносій діаметром до 1,4 м. Розроблена система для запуску ракети з ШСЗ зі швидкісного ЛН, не дивлячись на велику вагу (80 т) і крейсерську швидкість 3…3,3 М носія, може бути використана із злітних смуг відносно невеликої довжини. Слід відмітити, що наприклад площа міделева перерізу самого швидкісного у світі винищувача МІГ-25, на третину більша, ніж у розробленого ЛН. Подібний АКК може бути цікавим для запуску в обмеженому просторі. З невеликого аеродрому ЛН з ракетою-носієм на борту, злітає, бере курс на південь до екватору (або у південно-східному напрямку), летить у здовж над океаном і в потрібній точці акваторії виконує запуск ракети на схід (екваторіальна орбіта), або на іншу необхідну орбіту в іншій точці акваторії, не створюючи при цьому небезпеку для густозаселених територій. При злітній вазі ЛА Gзлітн = 85 т, з ракетою-носієм, вагою 12 т, радіус його дії на надзвуковій швидкості складає 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 ракетуносій на висоті 30-33 км. У подальшому, з креном на інший бік, він розвертається в іншу сторону. Відбувається парирування моменту крену елеронами і кермами оперення, а потім перекачкою палива у поперечному напрямку, а двоступенева ракета виводить вантаж 250 кг на висоту 200 км (екваторіальна орбіта). При забезпеченні великих швидкостей (2,5-3,3 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). Розроблене технічне рішення дозволяє у малий мідель ЛН вписати ракету максимального діаметру, збільшити максимальне навантаження ЛН, збільшити максимально припустиму швидкість ЛН під час скидання ракети. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 35 40 Авіаційний космічний комплекс, що містить літак-носій з верхніми та нижніми цільноповоротними крилами з від'ємною стріловидністю, двигунами, фюзеляжем з вирізом по борту і вантажним відсіком по борту, ракету-носій, що розміщена у вантажному відсіку фюзеляжу і виступає за контур фюзеляжу, поворотні до контуру фюзеляжу стулки з приводом, закріплені уздовж фюзеляжу по краях вирізи, який відрізняється тим, що по краях вирізу закріплена на замках термокришка, що пов'язана фіксаторами також з ракетою-носієм, і повторює контур її частини, що виступає, за контур фюзеляжу, при цьому вищевказані стулки виконані поворотними всередину цього вирізу до притиснення до контуру ракети-носія, що скидається, а на задньому торці цих стулок, за виключенням задніх стулок, розміщений підпружинний елемент. 3 UA 86556 U 4 UA 86556 U 5 UA 86556 U Комп’ютерна верстка І. Мироненко 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 6