RU2181684C2

RU2181684C2 - Способ запуска ракеты-носителя на траекторию выведения полезной нагрузки в космос

Info

Publication number: RU2181684C2
Application number: RU99126625/28A
Authority: RU
Inventors: В.И. Близнюк; Е.А. Алешин; В.В. Бендеров; Н.Н. Бондаренко; В.И. Клименко; В.В. Ростопчин; С.Г. Чевардов
Original assignee: Общество с ограниченной ответственностью "ТЕХКОМТЕХ"
Priority date: 1999-12-15
Filing date: 1999-12-15
Publication date: 2002-04-27

Abstract

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к способам выведения полезных грузов с помощью авиационных ракетно-космических систем. Согласно одному варианту изобретения осуществляют маневр самолета-разгонщика типа "горка". Отделение ракеты-носителя (РН) производят на сверхзвуковой скорости под действием аэродинамических сил и малоразмерных сбрасываемых двигателей. Во время последующего пассивного полета РН изменяют ее курс. Одновременно с завершением "горки" самолетом изменяют его курс в сторону от траектории РН. Производят запуск двигателей РН на безопасном расстоянии от самолета. В другом варианте отделяют РН на дозвуковой скорости только под действием аэродинамических сил, а курс РН не меняют. Изобретение направлено на повышение безопасности воздушного старта РН и снижение потерь ее кинетической энергии при пассивном полете после отделения от самолета-разгонщика. 2 с.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к способам выведения полезной нагрузки в космос при помощи авиационной ракетно-космической системы (АРКС).

Известно техническое решение по выведению полезной нагрузки в космос с использованием транспортного самолета типа АН-124 и ракеты-носителя "Полет"[1] . В указанном техническом решении запуск ракеты-носителя осуществляется после ее отделения от самолета-носителя при помощи тормозного парашюта и интенсивного торможения на траектории движения. Сложный процесс отделения ракеты-носителя, значительные знакопеременные нагрузки при этом привели к увеличению массы конструкции ракеты-носителя. Затраты топлива на стабилизацию ракеты-носителя при торможении и реализация вертикального старта ракеты-носителя после отделения от самолета-носителя не позволяют полностью использовать кинетическую энергию самолета-носителя, сообщенную ей при отделении. Одновременно с этим происходит существенная потеря высоты.

Известен способ запуска ракет с самолетов, широко применяемый в современной авиации [2] . Основной особенностью его является запуск двигательной установки ракеты во время ее нахождения на подвеске самолета. Сход ракеты с направляющих подвески осуществляется под действием силы тяги ее двигательной установки. Существенным недостатком такого способа является ограничение его применения по массе ракеты и относительная опасность его применения.

Наиболее близким техническим решением является ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, способ ее запуска в воздухе и управление полетом (RU 2026798 С1, 6 В 64 D 5/00, F 42 В 15/00 [3],[4] - прототип). В данном техническом решении ракета-носитель сбрасывается с самолета-носителя, запуск двигательной установки первой ступени производят после отделения и отставания ракеты-носителя от самолета-носителя при горизонтальном положении ракеты-носителя. Изменение траектории движения ракеты-носителя производят с помощью вспомогательного крыла управления, устанавливаемого на положительный угол атаки. Такой способ запуска ракеты-носителя приводит к значительным потерям кинетической энергии, и применим только на дозвуковых скоростях для относительно небольших ракет-носителей.

Запуск ракет-носителей на сверхзвуковой скорости имеет отличительные особенности, заключающиеся, в частности, в том, что траектории самолета-разгонщика и ракеты-носителя пересекаются, а сами они проходят друг от друга на небольшом расстоянии при движении по траекториям. Это оказывает существенное влияние на безопасность применения АРКС. Вместе с тем условия запуска ракеты-носителя и начальные параметры ее движения после отделения сильно влияют на эффективность применения АРКС.

Целью изобретения является разработка способа запуска ракеты-носителя на траекторию выведения полезной нагрузки в космос, при котором достигается следующий технический результат: исключение пересечения траекторий движения самолета-разгонщика и ракеты-носителя с одновременным снижением потерь кинетической энергии ракетой-носителем в течение пассивного полета после ее отделения.

Сущностью изобретения является способ запуска ракеты-носителя на траекторию выведения полезной нагрузки в космос, включающий отделение ракеты-носителя от самолета-разгонщика, управляемый пассивный полет ракеты-носителя, маневр самолета-разгонщика, запуск двигательной установки ракеты-носителя и ее выход на траекторию выведения. Под управляемым пассивным полетом в данном случае понимается управляемый полет ракеты-носителя без запуска маршевой двигательной установки.

После достижения заданных: скорости полета, высоты и географических координат, самолет-разгонщик выполняет маневр "горка". При достижении самолетом-разгонщиком необходимого угла тангажа производится отделение ракеты-носителя 1 (фиг.1). Параметры маневра самолета-разгонщика должны обеспечивать надежное отделение ракеты-носителя с заданной перегрузкой. Учитывая особенности аэродинамической интерференции ракеты-носителя и корпуса самолета-разгонщика, при полете на сверхзвуковой скорости отделение ракеты-носителя производится принудительно как под действием аэродинамических сил, так и при помощи малоразмерных сбрасываемых двигателей. При дозвуковых скоростях отделение производится под действием аэродинамических сил. После отделения ракета-носитель совершает управляемый пассивный полет с околонулевым углом атаки. В этом случае скорость полета ракеты в связанной системе координат несколько возрастет. Учитывая то, что траектории движения самолета-разгонщика и ракеты-носителя пересекаются, при сверхзвуковой скорости полета необходимо развести вертикальные плоскости траекторий. Для этого при пассивном полете система управления ракетой-носителем осуществляет изменение курса с целью получения заданного смещения плоскости траектории движения 2. При этом уровень перегрузок, действующих на ракету-носитель, таков, что обеспечиваются минимальные потери кинетической энергии и наибольшее удаление от самолета-разгонщика. Одновременно с этим самолет-разгонщик сразу после отделения ракеты-носителя осуществляет завершение маневра "горка" с одновременным изменением курса полета в другую сторону относительно направления траектории ракеты-носителя 3. Таким образом обеспечивается разведение плоскостей траекторий движения самолета-разгонщика и ракеты-носителя на расстояние 4, исключающее неблагополучное завершение запуска ракеты-носителя и полета самолета-разгонщика. При полете самолета-разгонщика на дозвуковой скорости полета (фиг.2) после отделения ракета-носитель совершает управляемый пассивный полет без изменения курса 5, обеспечивающий минимальные потери кинетической энергии и наибольшее удаление от самолета-разгонщика. В это же время самолет-разгонщик после отделения ракеты-носителя продолжает выполнение маневра "горка" 6, а изменение курса полета в другую сторону относительно направления траектории ракеты-носителя осуществляется им после выхода из маневра 7. Таким образом, самолет-разгонщик из-за потери кинетической энергии на маневре оказывается сзади и выше ракеты-носителя 6. Величина смещения плоскости траектории движения самолета-разгонщика и отставание от ракеты-носителя в сумме позволяют обойтись без смещения плоскости траектории ракеты-носителя. Запуск двигательной установки ракеты-носителя осуществляется при достижении необходимого безопасного расстояния до самолета-разгонщика, после чего осуществляется выход ракеты-носителя на траекторию выведения полезной нагрузки в космос.

Указанная последовательность действий при запуске ракеты-носителя на траекторию выведения полезной нагрузки в космос обеспечивает достижение указанного технического результата.

Источники информации
1. Летающий космодром. "Наука и жизнь", 11, 1999, стр. 49.

2. Военный энциклопедический словарь. М.: Воениздат, 1983 г., 864 с.

3. RU 2026798 Cl, 6 B 64 D 5/00, F 42 В 15/00.

4. НОВОСТИ ЗАРУБЕЖНОЙ НАУКИ И ТЕХНИКИ, Серия: АВИАЦИОННАЯ И РАКЕТНАЯ ТЕХНИКА. Крылатая авиационная ракета-носитель "Пегас". ЦАГИ имени проф. Н.Е. Жуковского, 20, 1989, стр. 22-29.

Claims

1. Способ запуска ракеты-носителя на траекторию выведения полезной нагрузки в космос, включающий маневр самолета-разгонщика, отделение ракеты-носителя от самолета-разгонщика, управляемый пассивный полет ракеты-носителя, запуск двигательной установки ракеты-носителя и ее выход на траекторию выведения, отличающийся тем, что выполняют маневр самолета-разгонщика "горка", отделение ракеты-носителя производят на сверхзвуковой скорости под действием аэродинамических сил и малоразмерных сбрасываемых двигателей, во время указанного пассивного полета изменяют курс ракеты-носителя, а самолет-разгонщик сразу по отделении ракеты-носителя завершает маневр "горка" с одновременным изменением курса своего полета в сторону от траектории ракеты-носителя, после чего производят запуск двигательной установки ракеты-носителя на безопасном расстоянии от самолета-разгонщика.

2. Способ запуска ракеты-носителя на траекторию выведения полезной нагрузки в космос, включающий маневр самолета-разгонщика, отделение ракеты-носителя от самолета-разгонщика, управляемый пассивный полет ракеты-носителя, запуск двигательной установки ракеты-носителя и ее выход на траекторию выведения, отличающийся тем, что выполняют маневр самолета-разгонщика "горка", отделение ракеты-носителя производят на дозвуковой скорости под действием аэродинамических сил, во время указанного пассивного полета поддерживают курс ракеты-носителя неизменным, а самолет-разгонщик по отделении ракеты-носителя продолжает выполнение маневра "горка" и после выхода из маневра изменяет курс своего полета в сторону от траектории ракеты-носителя, после чего производят запуск двигательной установки ракеты-носителя на безопасном расстоянии от самолета-разгонщика.