RU2068169C1 - Способ выполнения старта ракеты с самолета - Google Patents
Способ выполнения старта ракеты с самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2068169C1 RU2068169C1 SU5060024A RU2068169C1 RU 2068169 C1 RU2068169 C1 RU 2068169C1 SU 5060024 A SU5060024 A SU 5060024A RU 2068169 C1 RU2068169 C1 RU 2068169C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- platform
- launching
- parachute
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при пусках с самолета межконтинентальных баллистических ракет. Способ выполнения старта ракеты с самолета состоит в том, что ракету, уложенную на платформе, усилием вытяжного парашюта разворачивают в канале тангажа до положения, при котором воздушный поток начинает набегать на ракету со стороны, противоположной платформе, отделяют платформу от ракеты и уводят ее при помощи вытяжного парашюта, запускают двигатели ракеты и при помощи органов управления стабилизируют ее на заданной траектории. 3 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при пусках с самолета межконтинентальных баллистических ракет (МБР), снятых с вооружения или сокращенных по договору, с целью их использования в качестве ускорительных средств для запуска коммерческих спутников.
За базовый (прототип) принят способ выполнения старта, реализованный в США при десантировании с военно-транспортного самолета С-5А макетов, а также снятых с вооружения МБР "Минитмен-1" (Ракетная и космическая техника, 1974, N 6, с. 1-4).
Платформа с ракетой устанавливалась на рольгангах в грузовом отсеке самолета С-5А. Выброс платформы с ракетой осуществляется через задний люк самолета двумя вытяжными парашютами. Через ≈ 3 c от момента извлечения платформы с ракетой из самолета (момент выхода из самолета принят за начало отсчета, Т 0 с) производился разрыв бандажей, и платформа с прикрепленными к ней вытяжными парашютами начинала отделяться от ракеты. К головной части ракеты на тросе крепились три стабилизирующих парашюта, обеспечивающих стабилизацию и вертикальную ориентацию ракеты. Стабилизирующие парашюты развертывались через (Т + 6) с. По достижении ракетой положения близкого к вертикальному, через (Т + 45) с, стабилизирующие парашюты отделялись. Команда на включение ракетного двигателя подавалась в момент (Т + 48) с. Для включения двигательной установки ракета совершала свободное падение и снижение на стабилизирующих парашютах с высоты 6100 м до 2440 м.
К недостаткам прототипа относится следующее. Команда на начало отделения платформы с помощью вытяжного парашюта формируется по заранее заданному моменту времени (3 с в прототипе), и, следовательно, не учитывается фактическое динамическое состояние (угловые и линейные значения параметров движения) системы "ракета + платформа", и тем самым не контролируются внешние возмущающие условия на момент начала операции отделения. Поэтому могут реализоваться такие условия, при которых на момент подачи заданной временной команды на разделение платформы с ракетой возмущения от набегающего потока будут действовать со стороны платформы и препятствовать процессу отделения или, наоборот, благоприятные условия (поток на платформу набегает с противоположной стороны) могут наступить раньше заданного времени, а команда на отделение (в соответствии с прототипом) будет подана позднее, и тем самым будет неоправданно увеличиваться неуправляемый участок движения.
Увеличение продолжительности неуправляемого участка приводит к возрастанию величин угловых отклонений ракеты с платформой, особенно в каналах рыскания и крена, что затрудняет решение задачи по обеспечению безударного отделения платформы от ракеты, а также дальнейшую отработку угловых отклонений ракеты с помощью управляющих усилий ракетного двигателя, который задействуется с момента отделения платформы от ракеты. Поэтому необходимо стремиться к минимизации времени отделения платформы. Кроме того, способ старта по прототипу требует сложной парашютной системы (дополнительно используются стабилизирующие парашюты). Ориентация ракеты в пространстве с помощью стабилизирующих парашютов и процесс их отделения не дают возможности реализации более раннего запуска двигательной установки. Это приводит к дополнительной потере начальной высоты старта и, следовательно, увеличивает затраты топлива на участке старта (под участком старта понимается участок движения с момента выхода платформы с ракетой из самолета до момента достижения исходной высоты пуска).
Указанных недостатков нет в предлагаемом способе, т.к. момент отделения платформы от ракеты определяется гибко, исходя из текущих параметров движения ракеты с платформой, что приводит к сокращению длительности процесса отделения, позволяет упростить парашютную систему (отказаться от стабилизирующих парашютов) и существенно уменьшить затраты топлива на участке старта за счет более раннего включения двигательной установки (уменьшить потери по высоте).
Изобретение направлено на решение задачи минимизации силового влияния набегающего потока на процессы отделения и увода платформы от ракеты.
Cущность решения поставленной задачи согласно изобретению заключается в том, что после отделения платформы с ракетой от самолета усилием вытяжного парашюта разворачивают ее в канале тангажа до положения, при котором воздушный поток начинает набегать на ракету со стороны, противоположной платформе, отделяют платформу от ракеты и уводят ее при помощи вытяжного парашюта, запускают двигатели ракеты и при помощи органов управления стабилизируют ее на заданной траектории.
Особенность рассматриваемого способа выполнения старта приводит к тому, что к моменту отделения от самолета платформа с ракетой занимает такое угловое положение в плоскости тангажа, при котором платформа находится со стороны набегающего потока, обусловленного скоростью движения самолета, что затрудняет процесс ее отделения, т.к. аэродинамическая сила имеет направленность на "прижимание" платформы к ракете. Это положение будет сохраняться до момента, пока за счет усилия вытяжного парашюта платформа с ракетой в плоскости тангажа не займет положения, при котором набегающий поток начинает действовать со стороны ракеты (платформа находится в "тени").
В момент перехода платформы в "затененную" область подается команда на раскрытие бандажей крепления ракеты к платформе, что является началом процесса отделения платформы от ракеты.
Практически момент подачи команды на раскрытие бандажей может быть определен, например, по величине угла атаки набегающего потока в точке крепления стренги парашюта к платформе (под углом атаки понимается угол между проекцией вектора скорости в точке крепления стренги парашюта на плоскость ОХУ и продольной осью связанной системы координат "ракета-платформа"). Величина угла атаки составляет ≈ 180o. Указанная операция позволяет уменьшить время отделения платформы от ракеты по сравнению с прототипом.
На участке движения от момента отделения системы от самолета и до момента разделения платформы с ракетой могут возникнуть угловые рассогласования "ракета-платформа" в канале крена, что может привести к нарушению предполагаемого процесса их разделения в вертикальной плоскости.
Однако, как показывают проведенные исследования, полученное за счет сокращения времени процесса разделения, а также за счет смещения центра масс системы "платформа-ракета" в сторону платформы при соответствующем выборе точки крепления стренги парашюта к платформе сокращение величины угловых отклонений системы по крену не приводит к нарушению указанного процесса разделения платформы от ракеты. При необходимости величина угла крена может быть уменьшена и за счет других технических средств, например импульсных двигателей крена, установленных на платформе.
По окончании отделения платформы от ракеты производят запуск двигателя ракеты, и при помощи органов управления стабилизируют ракету на заданной траектории.
Предлагаемый способ выполнения старта ракеты с самолета рассмотрен на примере исследования процессов пуска одной из МБР с транспортного самолета ИЛ-76 МД.
Ракета размещается на платформе в грузовом отсеке самолета параллельно продольной его оси, головной частью против направления полета носителя.
Для вытягивания платформы с ракетой из самолета используется вытяжная парашютная система (ВПС) с суммарной площадью купола 28 кв. м.
Двигатель 1 ступени жидкостной и состоит из основного и рулевого блоков. Жидкостной двигатель характеризуется тем, что интервал времени от момента подачи команды на запуск двигателя до появления тяги может достигать нескольких секунд (для твердотопливных двигателей этот интервал времени составляет несколько десятых секунды). Поэтому момент подачи команды на запуск двигателя выбирается из условия появления тяги двигателя к моменту отделения платформы от ракеты.
В процессе пуска указанной ракеты необходимо реализовать следующие операции:
1) по результатам готовности стартовых систем производят выброс парашютной системы;
2) после контроля ее наполнения раскрывают жесткие связи, удерживающие платформу с ракетой в самолете. Под действием тяги парашюта платформа с ракетой эвакуируется из самолета. Факт выхода фиксируют срабатыванием датчика выхода.
1) по результатам готовности стартовых систем производят выброс парашютной системы;
2) после контроля ее наполнения раскрывают жесткие связи, удерживающие платформу с ракетой в самолете. Под действием тяги парашюта платформа с ракетой эвакуируется из самолета. Факт выхода фиксируют срабатыванием датчика выхода.
3) по срабатывании датчика выхода с заданной временной задержкой (принято ≈ 0,3 с) подают команду на запуск маршевого двигателя. Циклограмма работы двигателя предусматривает последовательное задействование рулевого, а затем и основного блоков. Выбранная временная задержка гарантированно обеспечивает выход на рабочий режим рулевого блока к моменту физического отделения платформы с парашютом;
4) с момента выхода системы "ракета + платформа" из самолета усилием вытяжного парашюта разворачивают ее в канале тангажа до положения, с которого воздушный поток начинает набегать на ракету со стороны, противоположной платформе. Этот момент определяется по величине угла атаки ≈ 180 град. в точке крепления стренги парашюта к платформе;
5) подают команду на раскрытие бандажей крепления ракеты к платформе;
6) производится разворот платформы и ракеты относительно шарнирного соединения;
7) при помощи вытяжного парашюта отделяют и уводят платформу от ракеты;
8) с момента физического отделения платформы задействуется автомат стабилизации, и ракета начинает стабилизироваться относительно заданной траектории при помощи тяги рулевого блока;
9) через заданное время (принято ≈ 5 с от момента срабатывания датчика выхода) включают основной блок маршевого двигателя.
4) с момента выхода системы "ракета + платформа" из самолета усилием вытяжного парашюта разворачивают ее в канале тангажа до положения, с которого воздушный поток начинает набегать на ракету со стороны, противоположной платформе. Этот момент определяется по величине угла атаки ≈ 180 град. в точке крепления стренги парашюта к платформе;
5) подают команду на раскрытие бандажей крепления ракеты к платформе;
6) производится разворот платформы и ракеты относительно шарнирного соединения;
7) при помощи вытяжного парашюта отделяют и уводят платформу от ракеты;
8) с момента физического отделения платформы задействуется автомат стабилизации, и ракета начинает стабилизироваться относительно заданной траектории при помощи тяги рулевого блока;
9) через заданное время (принято ≈ 5 с от момента срабатывания датчика выхода) включают основной блок маршевого двигателя.
Ракета за счет тяги маршевого двигателя осуществляет полет по заданной траектории. На фиг. 1-3 показаны схемы расположения в вертикальной плоскости ракеты и платформы в процессе их разделения.
Фиг. 1 положения системы в момент раскрытия бандажей; фиг. 2 процесс разделения платформы и ракеты; фиг. 3 окончание процесса разделения.
Обозначения:
НП направление полета самолета;
ОХУ связанные координаты системы "ракета + платформа";
О1XpYp связанная система координат с ракетой;
O2XплYпл связанная система координат с платформой;
М точка крепления к платформе стренги парашюта;
N шарнирное соединение;
Xт, Xц.д координаты центра масс ракеты и центра давления аэродинамической силы;
α угол атаки;
угол атаки в точке крепления стренги парашюта;
вектор скорости набегающего потока;
Gp, Gпл силы веса ракеты и платформы;
составляющие аэродинамической силы;
тяга парашюта;
силы реакции в шарнире, действующие на платформу и ракету;
угол и угловая скорость в канале тангажа системы;
угол и угловая скорость ракеты в канале тангажа;
угол и угловая скорость платформы в канале тангажа.
НП направление полета самолета;
ОХУ связанные координаты системы "ракета + платформа";
О1XpYp связанная система координат с ракетой;
O2XплYпл связанная система координат с платформой;
М точка крепления к платформе стренги парашюта;
N шарнирное соединение;
Xт, Xц.д координаты центра масс ракеты и центра давления аэродинамической силы;
α угол атаки;
Gp, Gпл силы веса ракеты и платформы;
Проведенные расчеты для рассматриваемой ракеты показывают, что через ≈ 2,1 с от срабатывания датчика выхода подается команда на раскрытие бандажей (в прототипе через 3 с), а спустя еще 1,1 с отделяется платформа, выходит на рабочий режим рулевой блок, начинается процесс стабилизации ракеты в пространстве. В момент выхода на режим рулевого блока относительное расстояние между ракетой и самолетом составляет ≈ 5 с (от срабатывания датчика выхода), включается основной блок двигателя. В прототипе включение маршевого двигателя осуществляется через 48 с.
На участке старта ракета снижается по отношению к исходной высоте на 193 м (в прототипе на 3660 м).
На момент достижения исходной высоты старта затраты топлива составляют 3140 кг.
В случае реализации способа старта по прототипу расход топлива возрастает до 8200 кг. ЫЫЫ2
Claims (1)
- Способ выполнения старта ракеты с самолета, включающий вытягивание ракеты с платформой из грузовой кабины вытяжным парашютом и запуск ракетного двигателя, отличающийся тем, что после отделения платформы с ракетой от самолета усилием вытяжного парашюта разворачивают ее в канале тангажа до положения, при котором воздушный поток начинает набегать на ракету со стороны, противоположной платформе, отделяют платформу от ракеты и уводят ее при помощи вытяжного парашюта, запускают двигатели ракеты и при помощи органов управления стабилизируют ее на заданной траектории.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU5060024 RU2068169C1 (ru) | 1992-08-24 | 1992-08-24 | Способ выполнения старта ракеты с самолета |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU5060024 RU2068169C1 (ru) | 1992-08-24 | 1992-08-24 | Способ выполнения старта ракеты с самолета |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2068169C1 true RU2068169C1 (ru) | 1996-10-20 |
Family
ID=21612240
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SU5060024 RU2068169C1 (ru) | 1992-08-24 | 1992-08-24 | Способ выполнения старта ракеты с самолета |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2068169C1 (ru) |
Cited By (5)
| 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 |
| US6811114B2 (en) | 2001-02-07 | 2004-11-02 | Joint Stock Company Aircompany Polet | Apparatus for launching heavy large payloads from an aircraft |
| 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 |
| RU2549923C2 (ru) * | 2013-02-07 | 2015-05-10 | Закрытое акционерное общество "Научно-внедренческий центр "Атмосфера" | Способ выполнения старта ракеты-носителя с самолета с применением подъемно-стабилизирующего парашюта |
-
1992
- 1992-08-24 RU SU5060024 patent/RU2068169C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Журнал "Ракетная и космическая техника", N 52, 1974, с. 2 - 4. 2. Журнал "Ракетная и космическая техника", N 5, 1976, с. 1 - 4. * |
Cited By (7)
| 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 |
| US6811114B2 (en) | 2001-02-07 | 2004-11-02 | Joint Stock Company Aircompany Polet | Apparatus for launching heavy large payloads from an aircraft |
| 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 |
| RU2549923C2 (ru) * | 2013-02-07 | 2015-05-10 | Закрытое акционерное общество "Научно-внедренческий центр "Атмосфера" | Способ выполнения старта ракеты-носителя с самолета с применением подъемно-стабилизирующего парашюта |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4901949A (en) | Rocket-powered, air-deployed, lift-assisted booster vehicle for orbital, supraorbital and suborbital flight | |
| US5626310A (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
| RU2015080C1 (ru) | Космолет местона и система аварийного спасения экипажа | |
| US6029928A (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
| RU2015135494A (ru) | Модуль многоразового применения для ракеты-носителя | |
| US6695251B2 (en) | Method and system for synchronized forward and Aft thrust vector control | |
| US4560121A (en) | Stabilization of automotive vehicle | |
| US4721273A (en) | Life-threat assessment and control command for aircrew escape systems | |
| GB2222635A (en) | A propulsion system for an aerospace vehicle | |
| US20030192984A1 (en) | System and method for return and landing of launch vehicle booster stage | |
| RU2068169C1 (ru) | Способ выполнения старта ракеты с самолета | |
| US4135686A (en) | Device for starting rocket-driven missiles | |
| Sippel et al. | Progresses in simulating the advanced in-air-capturing method | |
| RU2740525C1 (ru) | Устройство для посадки возвращаемой ступени ракеты-носителя | |
| RU2489329C1 (ru) | Ракета-носитель | |
| RU2327949C1 (ru) | Ракета | |
| RU2309087C2 (ru) | Ракетоноситель горизонтального взлета без разбега, с низкотемпературным планированием в атмосфере и с мягким приземлением - ргв "витязь" | |
| RU2129508C1 (ru) | Авиационный пусковой комплекс | |
| RU2240489C1 (ru) | Способ старта управляемой ракеты из транспортно-пускового контейнера и устройство для его осуществления | |
| RU2289084C2 (ru) | Способ старта ракеты с самолета для выведения полезного груза на орбиту (варианты) | |
| US8960067B2 (en) | Method and apparatus for launch recoil abatement | |
| RU2672706C1 (ru) | Устройство отделения группы беспилотных летательных аппаратов от самолета-носителя | |
| RU2026798C1 (ru) | Ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, и способ ее запуска в воздухе и управление полетом | |
| RU2288136C1 (ru) | Авиационно-космический комплекс, самолет, многоступенчатая ракета и способ запуска космического аппарата | |
| US2692094A (en) | Composite aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20070825 |