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Gebiet der
Erfindung
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Die Erfindung bezieht sich auf die
Luft- und Raumfahrtechnologie und insbesondere auf Verfahren, um
Luft- und Raumfahrsystemen in eine Umlaufbahn einzuschießen, um
verschiedene Nutzlasten wie etwa Nachrichten-, Navigations- und Überwachungssatelliten
(einschließlich ökologischer Überwachungssatelliten)
in niedrige und mittlere Erdumlaufbahnen zu bringen sowie Nutzlasten
unverzüglich
in ferner terrestrische und ozeanische Gebiete zu bringen.
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Hintergrund
der Erfindung
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Es ist ein Verfahren bekannt, um
Nutzlasten (PL) durch ein Luft- und Raumfahrsystem (ASS), das ein
Lastflugzeug (CA), einen Mittelstufen-Zusatzantrieb und einen Orbiter
als Nutzlast enthält,
in eine Umlaufbahn einzuschießen.
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Das Verfahren nimmt den Horizontalflug
eines CA, sein Steigen auf eine Höhe von etwa 20 km und die Beschleunigung
auf eine Fluggeschwindigkeit von 800–1100 km/h an. Nachdem diese
Geschwindigkeit erreicht ist, werden die Motoren des Mittelstufen-Zusatzantriebs gezündet, wobei
er von dem CA getrennt wird. Daraufhin beschleunigt der Mittelstufen-Zusatzantrieb,
wobei er die PL an den Zielpunkt für den Einschuss in die Umlaufbahn
bringt, wonach sich die PL von dem Zusatzantrieb trennt (RU-Pat.
Nr. 2061630, IPC6 B64G 1/14).
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Ein Nachteil dieses Verfahrens ist
das Risiko, dass der Mittelstufen-Zusatzantrieb vor der Trennung von
dem CA gezündet
wird, sowie die Unmöglichkeit, die
potentielle Gewichtshubfähigkeit
des Gesamtsystems zu erreichen, da der Mittelstufen-Zusatzantrieb in
dem Horizontalflug des CA gezündet
wird.
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Es ist ein Verfahren zum Einschießen in die Umlaufbahn
bekannt, das ein Horizontalabschusssystem enthält, das eine Tankerflugzeugzelle
mit einem angetriebenen abtrennbaren Flugzeug (A/C) umfasst.
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Dieses Verfahren wird auf folgende
Weise realisiert. Der Horizontalabschuss des Gesamtsystems wird
dadurch geschaffen, dass den A/C-Motoren Treibstoff aus den Flugzeugzellentanks
zugeführt wird.
Nachdem das A/C die vorgegebene Betriebsgeschwindigkeit erreicht
hat, trennt es sich von der Flugzeugzelle und tritt es in die vorgeschriebene Flugbahn
ein, während
die Flugzeugzelle zur Erde zurückkehrt
(RU-Pat. Nr. 2120398, IPC6 B64G 1/14, Anmelder:
DASA, ein deutsches Unternehmen).
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Dieses Verfahren besitzt die gleichen
Nachteile wie das oben beschriebene Verfahren, zusammen mit einem
schlechten energetischen Wirkungsgrad wegen der Notwendigkeit, die
A/C-Motoren zu verwenden, um das gesamte Flugzeugzellen-A/C-System
vom Boden zu beschleunigen, was zu einem ungerechtfertigten Übergewicht
der A/C-Struktur und zu einem Verlust seiner Lastbeförderungskapazität führt.
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Außerdem ist ein Verfahren bekannt,
um ein Luft- und Raumfahrsystem, Rockwell International Corporation,
in eine Umlaufbahn zu bringen (US-Pat. Nr. 5402965, IPC6 B64G
1/14). In Übereinstimmung mit
diesem Verfahren führt
ein Lastflugzeug mit einer Trägerrakete
(LV), die eine geflügelte
erste Stufe, die mit einer Nutzlast beladen ist, und eine wiederherstellbare
geflügelte
letzte Stufe umfasst, einen Horizontalflug zu dem LV-Abschusspunkt aus,
trennt sich die LV von dem CA, wird die LV in die geplante Flugbahn
geschossen und wird die wiederherstellbare geflügelte letzte Stufe von der
LV getrennt. Die wiederherstellbare geflügelte letzte Stufe wird in
die Umlaufbahn eingeführt,
führt die
Einsatzaufgabe aus, verlässt
die Umlaufbahn und führt
die aerodynamische Verzögerung
in der Atmosphäre
und die gesteuerte flugzeugähnliche
Landung auf einem bestimmten Flughafen aus.
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Ein Nachteil dieses Verfahrens ist
die Notwendigkeit, eine geflügelte
erste Stufe der LV zu verwenden und sie im Horizontalflug von dem
CA zu trennen, was dementsprechend das Struktwgewicht der ersten
Stufe der LV erhöht
und nicht ermöglicht, die
optimalen kinematischen Anfangsabschussparameter der LV nach der
LV-CA-Trennung zu realisieren.
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Das Analogon, das dem vorgeschlagenen Verfahren
am ähnlichsten
ist, ist das Verfahren zum Einschießen in die Umlaufbahn, das
im US-Pat. Nr. 4901949, IPC6 B64C 3/38,
Orbital Sciences Corporation (PCT/LTS 89/00867, B. März 1989)
offenbart ist (geschützt
durch das RU-Pat. Nr. 2026798, IPC6 B64D
5/100, F42B 15/00).
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Dieses Verfahren wird für ein Luft-
und Raumfahrsystem verwendet, das ein CA, eine Dreistufen-LV mit
einer geflügelten
ersten Stufe und eine PL verwendet.
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Dieses Verfahren umfasst, dass eine
LV bis zu dem Punkt ihres Abschusses in die Flugbahn des CA beschleunigt
wird, wobei die Flugrichtung des CA mit der Abschussrichtung der
LV zusammenfällt,
wobei eine horizontale Trennung der LV von dem CA stattfindet, wobei
das Motorsystem der ersten Stufe nach der Trennung und nachdem die
LV in einer horizontalen Position hinter dem CA hinterherfliegt
gezündet
wird, wobei die LV unter Verwendung der aerodynamischen Hubkraft
der geflügelten
ersten Stufe und der Schubkraft ihrer Motoren beschleunigt wird und
wonach die geflügelte
erste Stufe abgetrennt und die zweite Stufe gezündet wird.
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Einer der Nachteile dieses Verfahrens
des Einschießens
in die Umlaufbahn ist die Notwendigkeit, einen Flügel in der
ersten Stufe der LV zu verwenden, was das Gewicht ihrer Konstruktion
erhöht und
die gleichzeitige Steuerung der aerodynamischen und reaktiven Stellvorrichtungen
verkompliziert. Die Zündung
des Motorsystems der ersten Stufe, wenn die LV in einer horizontalen
Position ist, verhindert, dass das CA vor der LV-CA-Trennung ein optimales Manöver ausführt, um
die kinematischen Entwurfsbewegungsparameter (Höhe, Geschwindigkeit, Flugbahnanstellwinkel)
zu erreichen, die die maximale Hubfähigkeit der LV in dem vorgegebenen
Punkt der Abschussflugbahn sicherstellen.
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Ein Verfahren gemäß dem Oberbegriff von Anspruch
1 ist bekannt aus "The
NOTS Air-Lunched Sattelites
Programme" (J. W.
Powell) in dem Journal of the British Interplanetary Society, London
(GB), Bd. 50, Nr. 11, 1. November 1997, S. 433–440.
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Offenbarung
der Erfindung
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Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung
ist die Erhöhung
der Hubkapazität
eines Luft- und Raumfahrsystems,
wenn eine Nutzlast in den Weltraum gebracht wird und wenn sie an
irgendwelche terrestrischen und ozeanischen Gebiete gebracht wird,
das Sicherstellen einer zuverlässigem LV-CA-Trennung,
um Sicherheit für
das Flugzeug und die Besatzungsmitglieder zu schaffen, wenn die Motoren
der ersten Stufe der LV gezündet
werden, und das Senken der Kosten des Abschusses der Nutzlast.
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Diese Aufgabe wird gelöst in einem
Verfahren zur Steuerung eines Luft- und Raumfahrsystems um eine
Nutzlast in eine Umlaufbahn zu bringen, enthaltend das Starten eines
Lastflugzeuges mit Trägerrakete
und einer Fracht an Bord von einem Basisflughafen, welches diese
zum Abschussgebiet der Trägenakete
fliegt, Abtrennen der Trägerrakete
vom Lastflugzeug und Hinterherfliegenlassen der Trägerrakete
hinter dem Lastflugzeug unter anschließendem Abschuss der Trägerrakete
zu einem vorbestimmten Punkt der Flugbahn und Abtrennen der Fracht
von der Trägerrakete,
dadurch gekennzeichnet, dass das Lastflugzeug bei Maximalreisefluggeschwindigkeit
im Abschussbereich der Trägerrakete eine
Andrückbewegung
durchführt,
um die höchste zulässige Horizontalfluggeschwindigkeit
zu erreichen, wobei bei Erreichen dieser Geschwindigkeit durch das
Flugzeug ein Hochziehen mit maximal möglichem Anstellwinkel bewirkt
wird, welches mit einem Übergang
zu einem Anstellwinkel beendet wird, welcher eine nahe Null g Last
sichert, wobei die oben erwähnten
Hochziehparameter so gewählt
sind, dass sie geeignet sind, zu einem vorgegebenen Zeitpunkt tP einen Flugbahnpunkt zu erreichen, wo eine
Flugzeugmustergeschwindigkeit VD, eine Flughöhe HD und ein Flugbahnanstellwinkel ⧠D ein maximales Lastgewicht der Trägerrakete
schaffen und ebenso einen anschließenden Flug des Lastflugzeuges
mit zulässigen
Parameter sowohl nach Abtrennen der Trägerrakete als auch im Notfalle
einer Nichtabtrennung der Trägerrakete
sicherstellen, wobei, wenn das Lastflugzeug zur vorgegebenen Zeit
tP einen Flugbahnpunkt mit VD,
HD, ⧠D Parametern
und nahe Null g Last erreicht, die Trägenakete vom Lastflugzeug abgetrennt
wird und versehen mit einer Relativgeschwindigkeit zum Trägerflugzeug
gleich der Mustergeschwindigkeit, bei welcher die Trägerrakete
mit Abstand hinter dem Lastflugzeug in sicherem Abstand in dem Moment
hinterherfliegt, in welchem die Motoren der Trägenakete gezündet werden
und wobei vor dem Abschuss der Trägenakete zu einem geplanten
Flugbahnpunkt die mit der Fracht beladene Trägenkete in eine Position, welche
von der Vertikalen um einen Winkel von 10–30° differiert in eine vertikale
Ebene in der Abschussrichtung gedreht wird.
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Das Drehen der Trägerrakete vor ihrem Abschuss
mit ihrer Fracht zu einem geplanten Flugbahnpunkt wird durch Raketenmotoren
nach deren Zündung
bewirkt oder das Drehen der Trägenakete vor
ihrem Abschuss mit der Fracht zu dem geplanten Flugbahnpunkt wird
durch ein zusätzliches
Düsentriebwerk
vor dem Zünden
des Raketenmotors bewirkt. Das Abtrennen der Trägerrakete vom Lastflugzeug
wird unter Stabilisierung der Lage des Lastflugzeugs in einem Inertialkoordinatensystem
vorgenommen.
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Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung
ist die Erhöhung
der Hubkapazität
eines Luft- und Raumfahrsystems,
wenn eine PL in den Weltraum gebracht wird, das Sicherstellen einer
zuverlässigen Abtrennung
der LV von dem CA, um Sicherheit für das Flugzeug und seine Besatzungsmitglieder
zu schaffen, wenn die Motoren der ersten Stufe der LV gezündet werden,
und das Senken der Kosten der Entwicklung eines Luft- und Raumfahrsystems
und der Kosten des Abschusses einer Nutzlast.
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Kurzbeschreibung
der Zeichnung
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Das Wesen der Erfindung wird in dem
in 1 gezeigten Diagramm
der Steuerung des Luft- und Raumfahrsystems erläutert, in dem Folgendes gezeigt
ist:
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- 1
- Lastflugzeug
mit LV und PL an Bord;
- 2
- Trägerrakete;
- 3
- Nutzlast;
- 4
- horizontaler
Start eines CA von einem Basisflughafen;
- 5
- Abschnitt
des CA-Flugs zu dem LV-Abschussgebiet;
- 6
- Abschnitt
des CA-Flugs mit Maximalreisefluggeschwindigkeit;
- 7
- Abschnitt
der CA-Andrückbewegung
und Erzielen der höchsten
zulässigen
Horizontalfluggeschwindigkeit;
- 8
- Abschnitt
des CA-Hochziehens mit maximal zulässigem Anstellwinkel;
- 9
- Abschnitt
mit einem Verringern des CA-Anstellwinkels und Übergang zu einem Flug mit nahe
Null g Last (0–0,2
der Gravitationskraft);
- 10
- Abschnitt
des angetriebenen LV-Flugs und des LV-Hinterherflugs hinter dem
Lastflugzeug in sicherer Entfernung;
- 11
- Abschnitt
des LV-Herumziehmanövers
und Erreichen eines optimalen Anstellwinkels für den Abschuss der LV mit der
PL in einem geplanten Flugbahnpunkt;
- 12
- Abschnitt
des Brennens der ersten LV-Stufe;
- 13
- Abschnitt
des Brennens der letzten LV-Stufe;
- 14
- LV-PL-Abtrennung;
- 15
- Flugbahn
des CA-Flugs zum Landeflughafen nach Ausstoß der PL aus der LV;
- 16
- Flugbahn
des Lastflugzeugflugs zum Landeflughafen nach Abbruch des PL-Ausstoßes aus
der LV;
- 17
- CA-Landeflughafen;
- 18
- LV-Abschussbereichspunkt;
- 19
- Startpunkt
des Herunterziehmanövers;
- 20
- höchste zulässige Horizontalgeschwindigkeit des
CA-Flugs;
- 21
- Punkt
des Anfangs des Verringerns des Anstellwinkels des CA;
- 22
- Ankunftspunkt
zu einer vorgegebenen Zeit tP mit den Musterwerten
der Parameter Geschwindigkeit VD, Höhe HD und Neigung der Flugbahn ⧠D, Erzielen einer nahe Null g Last des CA
und nachfolgender LV-Ausstoß mit
der Mustergeschwindigkeit des Hinterherfliegens in Bezug auf das
CA;
- 23
- Ankunftspunkt
der LV in einem Punkt in sicherer Entfernung in Bezug auf das CA
und Anfangspunkt des LV-Herumziehmanövers;
- 24
- Punkt,
an dem die LV den optimalen Anstellwinkel erreicht, welcher von
der Vertikalen um einen Winkel von 10–30° in der vertikalen Ebene entlang
der Abschussrichtung differiert;
- 25
- Punkt
des Abwurfs der LV-Treibstoffkomponenten (falls der LV-Ausstoß abgebrochen wurde);
- 26
- Punkt
der Abtrennung der ersten LV-Stufe und des Zündens der zweiten Stufe;
- 27
- Punkt
der Abtrennung der LV-Raketenspitze;
- 28
- Punkt
des Ausbrennens der letzten LV-Stufe und der PL-Abtrennung.
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Bestes Verfahren zur Ausführung der
Erfindung
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Das vorgeschlagene Verfahren zur
Steuerung des Flugs eines Luft- und Raumfahrsystems wird auf folgende
Weise realisiert.
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Nachdem ein CA 1 mit einer LV 2 und
einer PL 3 an Bord von einem Basisflughafen 4 startet und das
CA 1 zu einem LV-Abschussbereich 5 fliegt, schaltet das
CA auf die Maximalreisefluggeschwindigkeit, wenn der Abschussbereich
(Punkt 18) erreicht ist (Abschnitt 6).
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Wenn der Musterpunkt 19 des
Flugs mit Maximalreisefluggeschwindigkeit erreicht ist, beginnt das
Lastflugzeug 1 das Herunterziehmanöver, wobei sich die Fluggeschwindigkeit
auf die höchste
zulässige
Horizontalgeschwindigkeit erhöht
(Abschnitt 7).
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Wenn die höchste zulässige Horizontalfluggeschwindigkeit
erreicht ist (Punkt 20), schaltet das CA 1 auf den Hochziehflug
mit dem maximal zulässigen
Anstellwinkel (Abschnitt 8), der in dem Übergang (Punkt 21)
zu einem Anstellwinkel gipfelt, der sicherstellt, dass auf das CA
1 eine nahe Null g Last wirkt (Abschnitt 9).
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Wenn bei einer vorgegebenen Zeit
tP die Musterfluggeschwindigkeit VD, die Musterflughöhe HD,
der Musterflugbahnanstellwinkel ⧠D und
eine nahe Null g Last (0–0,2
der Gravitationskraft), die auf das CA 1 wirkt, erreicht sind, wird
die LV 2 mit einer vorgegebenen Geschwindigkeit des Hinterherfliegens
relativ zu dem CA 1 von dem CA 1 abgetrennt (Punkt 22).
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Nach der Abtrennung der LV 2 und
ihrem Hinterherfliegen hinter dem CA 1 im angetriebenen Flug (Abschnitt 10)
in einem vorgegebenen sicheren Abstand (Punkt 23) wird
das Herumziehmanöver
der LV 2 ausgeführt,
bis der optimale Anstellwinkel erreicht ist, um die LV 2 mit der
PL 3 in einen geplanten Punkt des Flugs auf der Flugbahn abzuschießen (Abschnitt 11).
Das Herumziehmanöver
kann entweder durch Motoren nach ihrer Zündung oder durch ein zusätzliches
Düsentriebwerk
vor Zünden
der Motoren ausgeführt
werden.
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Nachdem der optimale Anstellwinkel
der LV, welcher von der Vertikalen um einen Winkel von 10–30° in der vertikalen
Ebene in der Abschussrichtung differiert, erreicht ist (Punkt 24),
wird der aktive Flug der ersten Stufe der LV ausgeführt (Abschnitt 12),
worauf die Abtrennung der ersten Stufe der LV (Punkt 26),
der aktive Flug der LV-Bahnwechselstufen
(Abschnitt 13), die Abtrennung der Raketenspitze (Punkt 27),
das Ausbrennen der letzten Stufe (Punkt 28) und die PL-LV-Abtrennung
(Abschnitt 14) folgt.
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Nachdem die LV 2 ausgestoßen worden
ist (Punkt 22), fliegt das CA entlang der Flugbahn 16 zum
Landeflughafen.
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Falls die Abtrennung der LV 2 mit
der PL 3 von dem CA 1 zur vorgegebenen Zeit tP (Punkt 22) abgebrochen
wird, fliegt das CA mit der LV und der PL an Bord entlang der Flugbahn 16 zum
Landeflughafen. Um die Sicherheit des CA 1 und seiner Besatzungsmitglieder
sicherzustellen, wird der LV-Treibstoff über Bord geworfen (Punkt 25),
wobei das CA mit leeren LV- und PL-Tanks auf dem Flugplatz 17 landet.
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Das technische Ergebnis der vorliegenden Erfindung
ist das Vorsehen der Möglichkeit,
wegen des Ausstoßes
der LV während
des CA 1-Flugs mit nahe Null g Last (Nahezu-Null-Gravitations-Bedingung) das Bruttoabschussgewicht
der LV 2 zu vergrößern, was
es ermöglicht,
mittels verfügbarer
aerodynamischer Flugsteuervorrichtungen, wenn sich die LV bewegt,
und dadurch, dass ihr die Mustergeschwindigkeit des Hinterherfliegens
hinter dem CA 1 verliehen wird, die CA-Trimmung und -Steuerung sicherzustellen.
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Die Vergrößerung des Bruttoabschussgewichts
der LV 2 und das Erreichen der Parameter der Musterfluggeschwindigkeit
VD, der Musterhöhe HD und
des Musterflugbahnanstellwinkels ⧠D zu
einem vorgegebenen Zeitpunkt tP sichern
eine maximale Trägerraketennutzlast,
was im Ergebnis der aufeinander folgenden Herunter- und Heraufziehmanöver ermöglicht,
die maximale Hubkapazität
des Luft- und Raumfahrsystems beim Bringen einer PL in die Umlaufbahn
zu erreichen.
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Die Abtrennung der LV 2 von dem CA
1 während
des Nahe-null-g-Last-Flugs, wobei der LV eine Geschwindigkeit des
Hinterherfliegens hinter dem CA 1 erteilt wird, die gleich der Mustergeschwindigkeit
der LV, die hinter dem CA in sicherem Abstand hinterherfliegt, ist,
zum Zeitpunkt der Zündung
der Motoren der Trägerrakete
schafft eine zuverlässige LV-CA-Abtrennung
mit minimaler Belastung sowie eine Sicherheit für das Lastflugzeug und seine
Besatzungsmitglieder, wenn die Motoren der ersten Stufe in sicherem
Abstand gezündet
werden.
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Das vorgeschlagene Verfahren zur
Steuerung des Luft- und Raumfahrsystems, um eine Nutzlast in eine
Umlaufbahn zu bringen, ermöglicht
es, auf die Notwendigkeit zum Erzeugen aerodynamischer Flugvorrichtungen
(Flügel,
Flosse) an der LV zur Steuerung ihres getriebenen Flugs zu verzichten und
somit die LV-Struktur zu vereinfachen, den Aufwand für die Entwicklung,
den Test und die Herstellung dieser Vorrichtungen zu beseitigen
und folglich die Entwicklungskosten für das Luft- und Raumfahrsystem
sowie die Nutzlastabschusskosten zu senken.
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Industrielle
Anwendbarkeit
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Nachfolgend wird beispielhaft eine
Ausführungsform
des vorgeschlagenen Verfahrens zur Steuerung eines Luft- und Raumfahrsystems
gegeben. Das System verwendet ein schweres Transportflugzeug AN-124-100,
Ruslan, als Transportflugzeug und eine Zweistufen-Flüssigtreibstoff
LV mit verunreinigungsfreien Treibstoffkomponenten (LOX/Kerosin). Die
Trägenakete
besitzt ein Gewicht von 80–100
t sowie einen motorgesteuerten Ansstellwinkel, motorgesteuerte Rollbewegung
und mtorgesteuertes Gieren. Die LV-Nutzlastkapazität für die polare Basislinienumlaufbahn
ist 2–3
t. Der LV-Ausstoß von
dem CA wird durch die Verwendung eines Transport- und Abschussbehälters ausgeführt, der
mit einem Pneumatiksystem ausgestattet ist.
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Nach dem Start von dem Basisflughafen 4 und
der Ankunft in dem LV-Abschussgebiet schaltet das CA in einer Höhe von etwa
10 km und bei einer Geschwindigkeit von etwa 830–845 km/h auf die Maximalreisefluggeschwindigkeit.
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35–40 s vor der geplanten LV-Ausstoßzeit beginnt
das CA ein Herunterziehen, wobei es nach 12–17 s die höchste zulässige Horizontalgeschwindigkeit
M = 0,8–0,81
erreicht, wobei die Flughöhe
auf 9,5–9,7
km abnimmt.
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Nachdem die höchste zulässige Horizontalgeschwindigkeit
erreicht ist, schaltet das CA in den Hochziehflug mit einem maximal
zulässigen
Anstellwinkel, welcher sich in dem Hochziehabschnitt von 7° zu Beginn
auf 11,5° am
Ende ändert,
während
die Fluggeschwindigkeit auf M = 0,62 abnimmt, die Höhe auf 10,5–11 km zunimmt
und der Flugbahn-Anstellwinkel 27–29° erreicht.
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35–40 s vor der geplanten LV-Ausstoßzeit beginnt
das CA den Übergang
zu einem kleinen Anstellwinkel und zur Verringerung der normalen
g Last bis herunter auf nahe null Werte. Dabei nimmt der Anstellwinkel
des Flugzeugs auf 2–2,5° ab.
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Wenn die geplante LV-Ausstoßzeit tP erreicht ist und eine nahe Null normal
g Last erreicht ist, wird die LV durch das Pneumatikausstoßsystem
mit der Mustergeschwindigkeit der LV für das Hinterherfliegen hinter
dem Lastflugzeug aus dem Transport- und Abschussbehälter gestoßen. Dabei
besitzt das CA die Musterwerte der Geschwindigkeit VD =
0,6 M, der Höhe
HD = 11–11,4
km und des Flugbahn-Anstellwinkels ⧠D~20–25°, was dazu
dient, die maximale Trägerraketennutzlast
zu schaffen sowie einen nachfolgenden Flug des CA mit zulässigen Parametern
sowohl nach der erfolgreichen LV-Abtrennung
als auch nach einem LV-Abtrennungsabbruch sicherzustellen.
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Nach 5–6 s angetriebenen Flugs und
Hinterherflug der LV hinter dem CA in einem sicheren Abstand (etwa
150 m) werden die LV-Motoren gezündet und
wird mit ihrer Hilfe das LV-Herumziehmanöver auf Anstellwinkel von 10–30° von der
Vertikalen in einer vertikalen Ebene entlang der Abschussrichtung ausgeführt, woraufhin
das Brennen der ersten LV-Stufe ausgeführ wird, worauf das Abtrennen
der ersten LV-Stufe, das Brennen der zweiten LV-Stufe, das Abtrennen
der Raketenspitze, das Ausbrennen der zweiten Stufe und die PL-LV-Abtrennung
folgen.
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Nach dem LV-Ausstoß oder nach
einem Ausstoßabbruch
(Notfallsituation) fliegt das CA zu dem Landeflughafen, wobei der
LV-Treibstoff im Fall einer Notfallsituation über Bord geworfen wird und
das CA mit leeren LV-Tanks auf dem Flughafen landet.
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Das vorgeschlagene Steuerverfahren
ermöglicht,
die maximal mögliche
Trägerraketenmasse (bis
zu 100 Tonnen) zu erreichen, die Hubkapazität des Luft- und Raumfahrsystems
auf eine Grundlinie (200 km) der polaren Umlaufbahn auf 3 Tonnen
anzuheben, eine zuverlässige
LV-CA-Abtrennung sicherzustellen, die Sicherheit des CA und seiner
Besatzung beim Zünden
der LV-Motoren sicherzustellen, die LV-Struktur durch den Verzicht
auf aerodynamische Flugvorrichtungen (Flügel, Flosse) zu vereinfachen
und die Aufwendungen für
die Entwicklung und den Nutzlastabschuss zu senken.