RU2178377C2

RU2178377C2 - Способ запуска объектов на околоземную орбиту

Info

Publication number: RU2178377C2
Application number: RU2000105578A
Authority: RU
Inventors: И.И. Коныгин; Э.К. Кострубский; В.Д. Кононенко; И.А. Пышный
Original assignee: Закрытое акционерное общество "МиГ-Космос"; Кононенко Виктор Дмитриевич
Priority date: 2000-03-10
Filing date: 2000-03-10
Publication date: 2002-01-20

Abstract

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано при осуществлении воздушного старта ракет-носителей (РН). Предлагаемый способ включает выведение самолета с РН на горизонтальную траекторию в плоскости заданной орбиты объекта и разгон самолета до сверхзвуковой скорости. Затем в течение 10-20 с увеличивают угол наклона траектории полета до 10-15 ^o. Отделение РН от самолета производят на высоте 16-18 км при скорости более 2000 км/ч. Разгон РН производят до орбитальной скорости в апогее переходной баллистической траектории при повторном включении двигателя ее третьей ступени. При этом высота апогея данной траектории равна высоте заданной орбиты, а требуемая скорость разгона РН-расчетной орбитальной скорости объекта. Изобретение обеспечивает уменьшение удельных энергозатрат для запуска объектов на околоземные орбиты. 2 ил.

Description

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано для запуска на околоземную орбиту объектов с использованием самолета с ракетой-носителем.

Известны способы выведения объектов на околоземную орбиту с использованием самолета, наиболее близким из которых к предлагаемому является способ, заключающийся в выведение самолета с ракетой-носителем на горизонтальную траекторию в плоскости заданной околоземной орбиты, отделении ракеты-носителя путем ее сброса вертикально вниз на безопасное расстояние, подъем ракеты-носителя на горизонтальную траекторию запуска объекта, разгон ракеты-носителя до требуемой скорости с последующим отделением объекта от последней ступени ракеты-носителя [Pegasus Users Guid, September 1998, Release 4.0, Orbital Sciences Corporation, Section 3, p. 3-1, fig. 3.1] .

Недостатками наиболее близкого технического решения являются относительно высокие удельные энергетические затраты на запуск объектов.

Требуемый технический результат заключается в уменьшении удельных энергетических затрат по запуску объектов.

Требуемый технический результат достигается тем, что в способе, основанном на выведении самолета с ракетой-носителем на горизонтальную траекторию в плоскости заданной околоземной орбиты, отделении ракеты-носителя от самолета и разгоне ее до требуемой скорости с последующим отделением объекта от ракеты-носителя, после выведения самолета с ракетой-носителем на горизонтальную траекторию осуществляют разгон самолета до максимальной сверхзвуковой скорости, увеличивают угол наклона его траектории до заданного путем выполнения предпускового маневра в плоскости заданной околоземной орбиты, а после отделения ракеты-носителя выводят ее на переходную баллистическую траекторию, высота апогея которой равна заданной высоте заданной околоземной орбиты, и разгоняют ракету-носитель до орбитальной скорости, при этом продолжительность предпускового маневра составляет 10-20 с, увеличение угла наклона траектории производят до величины 10-15 ^o, а отделение ракеты-носителя от самолета производят на высоте 16000-18000 м при скорости более 2000 км/ч.

Анализ научно-технической литературы показал, что до даты подачи заявки отсутствовали способы запуска объектов с указанной совокупностью признаков.

Следовательно, предложение отвечает требованию новизны.

Кроме того, требуемый технический результат достигается всей вновь введенной совокупностью существенных признаков, в частности тем, что после выведения самолета с ракетой-носителем на горизонтальную траекторию осуществляют разгон самолета до максимальной сверхзвуковой скорости, увеличивают угол наклона его траектории до заданного путем выполнения предпускового маневра в плоскости заданной околоземной орбиты, а после отделения ракеты-носителя выводят ее на переходную баллистическую траекторию, высота апогея которой равна заданной высоте заданной околоземной орбиты, и разгоняют ракету-носитель до орбитальной скорости, при этом продолжительность предпускового маневра составляет 10-20 с, увеличение угла наклона траектории производят до величины 10-15^o, а отделение ракеты-носителя от самолета производят на высоте 16000-18000 м при скорости более 2000 км/ч.

В известной литературе отсутствуют сведения об использовании указанной совокупности операций для решения указанной технической задачи.

Следовательно предложение отвечает требованию изобретательского уровня. При этом, как будет показано ниже, все указанные выше операции способа реализуются с помощью известных устройств.

Следовательно, предложение отвечает требованию промышленной применимости.

На фиг. 1 представлена схема, характеризующая последовательность операций способа по запуску объекта на околоземную орбиту; на фиг. 2 - самолет с ракетой-носителем (вид сбоку) с реальными тактико-техническим характеристиками.

В качестве самолета, реализующего предлагаемый способ, может быть использован самолет МИГ-31С, в качестве ракеты-носителя - ракета РН-С. Режимы их использования отвечают их тактико-техническим характеристикам.

Предлагаемый способ может быть реализован следующим образом.

На аэродроме после ввода 1 программы запуска объекта осуществляют взлет 2 самолета, набор 3 высоты, и крейсерский полет 4 с выведением самолета с ракетой-носителем на горизонтальную траекторию в плоскости заданной околоземной орбиты. Затем производят разгон 5 самолета с ракетой-носителем до максимальной сверхзвуковой скорости на высоте 15-17 км. Далее выполняют предпусковой маневр ("горку" 6) в течение 10-20 с путем увеличения угла наклона траектории полета самолета с ракетой-носителем до 13-15^o и осуществляют пуск ракеты-носителя на высоте 18000 м при скорости 2340 км/ч. При этом ракета-носитель выводится на переходную траекторию, высота апогея которой равна заданной высоте околоземной орбиты, и разгоняется в апогее переходной траектории до орбитальной скорости. В этот момент отделяют 7 ракету-носитель от самолета, который снижается 8 и возвращается на аэродром. Если используется трехступенчатая ракета-носитель, то у ракеты-носителя запускают 9 последовательно двигатели первой, второй и третьей ступеней. По заданной программе отделяются двигатели первой 10 и второй 11 ступеней, после включения третьей ступени осуществляется ее выход 12 в заданную точку орбиты, после чего осуществляется отделение 12 объекта (спутника) 13 от третьей ступени. Кроме того, если используют трехступенчатую ракету-носитель, то при выходе в апогей переходной траектории после отработки первой и второй ступеней, вначале кратковременно включают двигатель третьей ступени для коррекции ошибок, накопленных за время работы первой и второй ступеней, а окончательный разгон ракеты-носителя в апогее до орбитальной скорости производят при повторном включении двигателя третьей ступени.

Таким образом, благодаря предлагаемому способу появляется возможность существенного уменьшения удельных энергозатрат при запуске объектов.

Claims

Способ запуска объектов на околоземную орбиту, включающий выведение самолета с ракетой-носителем на горизонтальную траекторию в плоскости заданной околоземной орбиты, разгон самолета до сверхзвуковой скорости, увеличение угла наклона его траектории до заданного путем выполнения предпускового маневра в плоскости заданной околоземной орбиты, отделение ракеты-носителя от самолета и выведение ее на переходную баллистическую траекторию с последующим разгоном до требуемой скорости и отделение объекта от последней ступени ракеты-носителя, отличающийся тем, что что указанный заданный угол наклона траектории самолета обеспечивают равным 10-15^o, предпусковой маневр осуществляют в течение 10-20 с, отделение ракеты-носителя от самолета производят на высоте 16000-18000 м при скорости более 2000 км/ч, причем разгон ракеты-носителя производят до орбитальной скорости в апогее переходной траектории при повторном включении двигателя третьей ступени ракеты, высоту апогея выбирают равной высоте заданной околоземной орбиты, а указанную требуемую скорость разгона ракеты-носителя - равной расчетной орбитальной скорости объекта.