RU2026798C1 - Ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, и способ ее запуска в воздухе и управление полетом - Google Patents
Ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, и способ ее запуска в воздухе и управление полетом Download PDFInfo
- Publication number
- RU2026798C1 RU2026798C1 SU894742446A SU4742446A RU2026798C1 RU 2026798 C1 RU2026798 C1 RU 2026798C1 SU 894742446 A SU894742446 A SU 894742446A SU 4742446 A SU4742446 A SU 4742446A RU 2026798 C1 RU2026798 C1 RU 2026798C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- launch vehicle
- carrier
- wing
- launch
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к разворачиваемому в воздухе летательному аппарату с ракетной силовой установкой. Технической задачей изобретения является повышение эффективности транспортирования полезной нагрузки и повышение надежности. Ракета-носитель крепится к самолету-носителю и сбрасывается с него на высоте запуска, при этом запуск первой ступени производят после отставания ракеты-носителя от самолета-носителя на безопасное расстояние. 2 с. и 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к разворачиваемому в воздухе летательному аппарату с ракетной силовой установкой.
Известна система [1], в которой крылатый орбитальный летательный аппарат запускается с наземной взлетно-посадочной полосы с помощью многократно используемых турбореактивных крылатых ракет-носителей. Ракета-носитель доставляет орбитальную ракету на определенную высоту, затем разделяется с ней и возвращается на Землю для повторного использования.
Недостатками такой системы являются большие размеры, техническая сложность изготовления и испытания, а также неэкономичность при запуске полезных нагрузок менее 454 кг.
Наиболее близким техническим решением к изобретению, выбранным в качестве прототипа, является беспилотный малоразмерный космический самолет (мини-КС) [2] , запускаемый с самолета-разгонщика и предназначенный для экономичной доставки на низкую околоземную орбиту и возвращения обратно на Землю полезной нагрузки. Эта система предназначена для горизонтального запуска мини-КС с крыши обычного самолета.
К недостаткам такой системы следует отнести чрезвычайную опасность, что ограничивает ее широкое применение.
Способ запуска в воздухе и управления полетом ракеты-носителя в известном решении заключается в том, что самолет-носитель доставляет ракету-носитель на заданную высоту, включаются двигатели ракеты-носителя и происходит ее отделение от самолета-носителя. Недостатком этого способа является высокая опасность задействования ракеты-носителя до ее отделения от самолета-носителя.
Технической задачей изобретения является повышение эффективности транспортирования полезной нагрузки и повышение надежности.
Решение поставленной технической задачи достигается за счет того, что ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, содержащая ступени с двигательными установками, крыло, полезную нагрузку, выполнена из трех соосных ступеней, снабжена устройством их разделения, при этом крыло установлено на первой ступени ракеты-носителя с возможностью его отделения, устройство разделения ракеты-носителя с самолетом-носителем установлено под фюзеляжем самолета-носителя или под крылом самолета-носителя, или внутри фюзеляжа самолета-носителя, вторая и третья ступени снабжены устройствами регулирования тяги, кроме того, крыло содержит главное крыло подъема и вспомогательное крыло управления ориентацией.
Способ запуска в воздухе и управления полетом ракеты-носителя, сбрасываемой с самолета-носителя, заключается в том, что производят разгон ракеты-носителя к месту ее запуска на траектории полета самолета-носителя, причем направление полета самолета-носителя совпадает с направлением запуска ракеты-носителя, отделение ракеты-носителя от самолета-носителя, причем запуск двигательной установки первой ступени производят после отделения и отставания ракеты-носителя от самолета-носителя при горизонтальном положении ракеты-носителя, при этом изменение траектории полета ракеты-носителя производят с помощью вспомогательного крыла управления, устанавливают его на положительный угол атаки, измеряют плотность атмосферы и аэродинамическую нагрузку и по достижении плотности атмосферы расчетного значения, а аэродинамической нагрузки максимального значения изменяют траекторию полета ракеты-носителя с углом восхождения менее 45о с отрицательным углом атаки, после чего отделяют первую ступень вместе с крылом, а затем запускают вторую ступень.
На фиг. 1 показана ракета-носитель, вид сбоку; на фиг. 2 - то же, ракета-носитель, вид сверху; на фиг. 3, 4 и 5 - варианты размещения ракеты-носителя на самолете-носителе.
Ракета-носитель 1 содержит первую 2, вторую 3 и третью 4 ступени, содержащие ракетные двигатели 5, 6 и 7 соответственно. Первая 2 и вторая 3 ступени соединены между собой адаптером 8 с возможностью разделения. Вторая 3 и третья 4 ступени соединены аналогично с помощью адаптера 9. Аэродинамическое крыло 10 крепится к корпусу 11 первой ступени 2 и содержит главное крыло подъема и вспомогательное крыло управления ориентацией. Сопла 12, 13, 14 закреплены в кормовой части первой 2, второй 3 и третьей 4 ступеней соответственно. Сопло 12 установлено неподвижно, а сопла 13 и 14 смонтированы на карданном подвесе. Вторая 3 и третья 4 ступени снабжены механизмами управления положением в пространстве. Управление положением первой ступени 2 осуществляется аэродинамически.
Ракета-носитель 1 крепится к самолету-носителю 15 либо под крылом, либо под фюзеляжем, либо внутри фюзеляжа самолета-носителя.
Способ запуска ракеты-носителя 2 с самолета-носителя 15 заключается в том, что самолет-носитель разгоняет ракету-носитель к месту запуска на траектории полета, ракета-носитель отделяется от самолета-носителя, отстает от него при горизонтальном положении ракеты-носителя, затем запускается двигательная установка 5 первой ступени 2. Изменение траектории полета ракеты-носителя производят с помощью вспомогательного крыла управления, устанавливая его на положительный угол атаки, затем измеряют плотность атмосферы и аэродинамическую нагрузку и по достижении плотности атмосферы расчетного значения, а аэродинамической нагрузки максимального значения изменяют траекторию полета ракеты-носителя с углом восхождения менее 45о с отрицательным углом атаки, после чего отделяют первую ступень вместе с крылом 10, а затем запускают последовательно вторую ступень 3 и третью ступень 4.
Claims (4)
- РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ, СБРАСЫВАЕМАЯ С САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ, И СПОСОБ ЕЕ ЗАПУСКА В ВОЗДУХЕ И УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ.
- 1. Ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, содержащая ступени с двигательными установками, крыло, полезную нагрузку, отличающаяся тем, что, с целью повышения эффективности транспортирования полезной нагрузки и повышения надежности, она выполнена из трех соосных ступеней, снабжена устройствами их разделения, крыло установлено на первой ступени ракеты-носителя с возможностью его отделения, при этом устройство разделения ракеты-носителя с самолетом носителем установлено под фюзеляжем самолета носителя, или под крылом самолета-носителя, или внутри фюзеляжа самолета-носителя, при этом вторая и третья ступени снабжены устройствами регулирования тяги.
- 2. Ракета носитель по п.1, отличающаяся тем, что крыло содержит главное крыло подъема и вспомогательное крыло управления ориентацией.
- 3. Способ запуска в воздухе и управление полетом ракеты-носителя, сбрасываемой с самолета носителя, включающий разгон ракеты-носителя к месту ее запуска на траектории полета самолета-носителя, причем направление полета самолета-носителя совпадает с направлением запуска ракеты-носителя, отделение ракеты-носителя от самолета-носителя, отличающийся тем, что, с целью повышения эффективности транспортировки полезного груза и повышения надежности, запуск двигательной установки первой ступени производят после отделения и отставания ракеты-носителя от самолета-носителя, при горизонтальном положении ракеты-носителя, при этом изменение траектории полета ракеты-носителя производят с помощью вспомогательного крыла управления, устанавливают его на положительный угол атаки, измеряют плотность атмосферы и аэродинамическую нагрузку и при достижении плотности атмосферы расчетного значения, а аэродинамической нагрузки максимального значения изменяют траекторию полета ракеты-носителя с углом восхождения менее 45o с отрицательным углом атаки, после чего отделяют первую ступень вместе с крылом, а затем запускают вторую ступень.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/167189 | 1988-03-11 | ||
| US07/167,189 US4901949A (en) | 1988-03-11 | 1988-03-11 | Rocket-powered, air-deployed, lift-assisted booster vehicle for orbital, supraorbital and suborbital flight |
| PCT/US1989/000867 WO1989008582A1 (en) | 1988-03-11 | 1989-03-08 | Rocket-powered, air-deployed, lift-assisted booster vehicle for orbital, supraorbital and suborbital flight |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2026798C1 true RU2026798C1 (ru) | 1995-01-20 |
Family
ID=26779447
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SU894742446A RU2026798C1 (ru) | 1988-03-11 | 1989-03-11 | Ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, и способ ее запуска в воздухе и управление полетом |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2026798C1 (ru) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2001008975A1 (fr) * | 1999-07-29 | 2001-02-08 | Anatoly Stepanovich Karpov | Systeme aerospatial |
| WO2001008974A1 (fr) * | 1999-07-29 | 2001-02-08 | Anatoly Stepanovich Karpov | Procede de pilotage d'un systeme aerospatial destine a la mise en orbite d'une charge utile |
| RU2532976C2 (ru) * | 2012-09-20 | 2014-11-20 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Устройство для сброса полезной нагрузки с летательного аппарата |
| RU2722520C1 (ru) * | 2019-02-25 | 2020-06-01 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Авиационный ударный ракетный комплекс |
-
1989
- 1989-03-11 RU SU894742446A patent/RU2026798C1/ru active
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 1. Патент США N 4265416, кл. 244/63, 1981. * |
| 2. Концепция многоразового беспилотного мини-КС, стартующего с самолета В-747. Teledyne Brown defines reusable spacceplaue concept. "Aviat.Week and Space Technol.", 1987, 127, N 6, 141. * |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2001008975A1 (fr) * | 1999-07-29 | 2001-02-08 | Anatoly Stepanovich Karpov | Systeme aerospatial |
| WO2001008974A1 (fr) * | 1999-07-29 | 2001-02-08 | Anatoly Stepanovich Karpov | Procede de pilotage d'un systeme aerospatial destine a la mise en orbite d'une charge utile |
| US6508435B1 (en) | 1999-07-29 | 2003-01-21 | Anatoly Stepanovich Karpov | Method for controlling an aerospace system to put a payload into an orbit |
| US6543715B1 (en) | 1999-07-29 | 2003-04-08 | Anatoly Stepanovich Karpov | Aerospace system |
| RU2532976C2 (ru) * | 2012-09-20 | 2014-11-20 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Устройство для сброса полезной нагрузки с летательного аппарата |
| RU2722520C1 (ru) * | 2019-02-25 | 2020-06-01 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Авиационный ударный ракетный комплекс |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP2647220B2 (ja) | ロケット推進で、空中配置され、揚力を助長される、軌道飛行、超軌道飛行および低軌道飛行するためのブースタ飛行体 | |
| JP4169132B2 (ja) | 低地球軌道にペイロードを打ち上げるための装置 | |
| US6450452B1 (en) | Fly back booster | |
| US3289974A (en) | Manned spacecraft with staged re-entry | |
| CN113302130B (zh) | 返回基地的太空运载火箭系统和方法 | |
| JP2003512254A (ja) | ロケットの第１段の再使用型ブースタ | |
| KR102690878B1 (ko) | 발사 시스템 | |
| US20220111978A1 (en) | Carrier rocket system with carrier rocket and launch assistance unit | |
| EP1207103B1 (en) | Method for controlling an aerospace system to put a payload into an orbit | |
| US20240199237A1 (en) | Launch system and method | |
| RU2026798C1 (ru) | Ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, и способ ее запуска в воздухе и управление полетом | |
| US4703905A (en) | Manned entry vehicle system | |
| US3028122A (en) | Landing arrangement for aerial vehicles | |
| RU2309087C2 (ru) | Ракетоноситель горизонтального взлета без разбега, с низкотемпературным планированием в атмосфере и с мягким приземлением - ргв "витязь" | |
| RU2288136C1 (ru) | Авиационно-космический комплекс, самолет, многоступенчатая ракета и способ запуска космического аппарата | |
| RU2160214C1 (ru) | Способ управления авиационно-космической системой для выведения полезного груза | |
| RU2353546C2 (ru) | Мобильная авиационная ракетная космическая система | |
| RU2159727C1 (ru) | Способ выведения полезной нагрузки на орбиту в космос | |
| RU2636447C2 (ru) | Авиационный ракетно-космический комплекс, формируемый на базе ракеты космического назначения, адаптируемой из МБР ТОПОЛЬ-М, и самолёта-носителя ИЛ-76МФ по выведению малых КА на целевые орбиты путём десантирования РКН из самолёта с применением комбинированной транспортно-пусковой платформы и подъёмно-стабилизирующего парашюта | |
| WO2024009293A1 (en) | Aerospace system and method for delivering payload to orbit and to midair | |
| RU2323855C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
| RU2355602C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
| Tomita et al. | Preliminary Study of the Extensive Use of Take-Off Assists for Launching a Space Plane | |
| Lockwood et al. | Landing arrangement for aerial vehicles Patent | |
| Phillips | Variable-geometry winged reentry vehicle Patent |