RU2289084C2 - Method for missile take-off from aircraft for orbit injection of payload - Google Patents
Method for missile take-off from aircraft for orbit injection of payload Download PDFInfo
- Publication number
- RU2289084C2 RU2289084C2 RU2004130076/11A RU2004130076A RU2289084C2 RU 2289084 C2 RU2289084 C2 RU 2289084C2 RU 2004130076/11 A RU2004130076/11 A RU 2004130076/11A RU 2004130076 A RU2004130076 A RU 2004130076A RU 2289084 C2 RU2289084 C2 RU 2289084C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- missile
- engine
- payload
- moment
- Prior art date
Links
Landscapes
- Toys (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при старте ракет, преимущественно баллистических с жидкостными маршевыми двигателями, с целью выведения полезного груза на орбиту.The invention relates to rocket technology and can be used when launching missiles, mainly ballistic with liquid marching engines, with the aim of putting the payload into orbit.
Ракета перед стартом размещается в грузовом отсеке самолета в горизонтальном положении, как правило, головной частью против направления его полета. Из самолета ракета катапультируется с помощью специальных энергетических средств.Before launch, the rocket is placed in the cargo compartment of the aircraft in a horizontal position, as a rule, with its head against the direction of its flight. A rocket is ejected from an airplane using special energy means.
Участок старта начинается с момента отделения ракеты с полезным грузом от самолета и заканчивается моментом вывода ракеты в вертикальной плоскости на заданные угловые параметры движения. Параметры движения ракеты, полученные в конце участка старта, являются начальными условиями при реализации программного движения ракеты с целью вывода полезного груза на орбиту.The launch site begins from the moment of separation of the rocket with the payload from the aircraft and ends with the moment the rocket is withdrawn in the vertical plane to the specified angular motion parameters. The rocket motion parameters obtained at the end of the launch site are the initial conditions for the implementation of the program rocket motion with the aim of putting the payload into orbit.
Важнейшим требованием, предъявляемым к участку старта, является обеспечение безопасности самолета в процессе запуска маршевого двигателя (МД) ракеты. Это достигается за счет удаления ракеты от самолета в момент запуска МД на требуемое расстояние, что, например, можно обеспечить за счет величины временной задержки подачи команды на включение двигателя.The most important requirement for the launch site is to ensure the safety of the aircraft during the launch process of the mid-flight engine (MD) of the rocket. This is achieved by removing the rocket from the aircraft at the time the MD starts at the required distance, which, for example, can be achieved due to the amount of time delay for giving the command to turn on the engine.
В процессе осуществления разворота ракеты на участке старта возникают потери по величинам вертикальной, горизонтальной составляющих начальной скорости полета, дальности и высоты полета центра масс ракеты (особенно вертикальных составляющих). Это увеличивает затраты топлива при работе маршевого двигателя для компенсации указанных потерь, что в итоге приводит к уменьшению веса выводимой на орбиту полезной нагрузки. Поэтому максимальное сокращение длительности маневра разворота ракеты и, как следствие, минимизация указанных потерь являются одной из основных задач, решаемых при движении ракеты на участке старта.In the process of launching a rocket at the launch site, losses occur in terms of the vertical and horizontal components of the initial flight speed, range and altitude of the center of mass of the rocket (especially vertical components). This increases fuel consumption during the operation of the main engine to compensate for these losses, which ultimately leads to a decrease in the weight of the payload put into orbit. Therefore, the maximum reduction in the duration of a maneuver of a missile’s turn and, as a result, the minimization of these losses are one of the main tasks to be solved when the rocket moves at the launch site.
Известен ряд способов старта ракеты с самолета. В способе, описанном в патенте РФ №2068169 (приоритет от 24.08.1992 г.), рассматривается старт с использованием специальной платформы, на которую уложена ракета. Ракета с платформой извлекается из грузовой кабины с помощью вытяжного парашюта. Затем усилием парашюта платформу с ракетой 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.A number of methods are known for launching a rocket from an airplane. In the method described in the patent of the Russian Federation No. 2068169 (priority from 08.24.1992), start is considered using a special platform on which the rocket is laid. A rocket with a platform is removed from the cargo compartment using an exhaust parachute. Then, with the help of a parachute, the platform with the rocket is deployed in the pitch channel to a position where the air flow begins to run on the rocket from the side opposite the platform, the platform is separated from the rocket and removed with the help of an exhaust parachute, the rocket engines are started and with the help of the controls stabilize it on given trajectory.
В способе выведения полезной нагрузки в космос (патент РФ № 2159727 с приоритетом от 07.12.1999 г.) в основном рассматривается обеспечение необходимых параметров движения самолета к моменту отделения ракеты от носителя.In the method of putting the payload into space (RF patent No. 2159727 with priority dated December 7, 1999), it is mainly considered to ensure the necessary parameters of the aircraft's motion by the time the rocket is separated from the carrier.
Согласно изобретению подготовка и взлет многорежимного самолета-разгонщика производят с аэродрома, наименее удаленного от зоны запуска ракеты-носителя, при самом безопасном маршруте полета. Полет в данную зону осуществляют в режиме наибольшей дальности полета. При подходе к зоне самолет-разгонщик набирает высоту и сверхзвуковую скорость полета. В заданном географическом пункте самолет выполняет "горку" и отделяет ракету-носитель при достижении необходимого угла тангажа. При этом предпочтительно обеспечивают нулевой угол атаки ракеты-носителя в момент старта. Далее самолет-разгонщик переводят в режим командно-измерительного пункта для сопровождения полезной нагрузки до ее вывода на заданную орбиту. После этого самолет возвращают на аэродром посадки.According to the invention, the preparation and take-off of a multi-mode accelerator aircraft is carried out from the aerodrome least remote from the launch zone of the launch vehicle, with the safest flight route. The flight to this zone is carried out in the long range flight mode. When approaching the zone, the accelerator aircraft gains altitude and supersonic flight speed. At a given geographical point, the aircraft performs a slide and separates the launch vehicle upon reaching the required pitch angle. In this case, it is preferable to provide a zero angle of attack of the launch vehicle at the time of launch. Next, the booster aircraft is transferred to the command-and-measurement point mode to accompany the payload before it is put into a given orbit. After that, the plane is returned to the landing airfield.
По технической сути наиболее близким к предлагаемому изобретению является "Способ управления авиационно-космической системой для выведения полезного груза" (патент РФ №2160214 с приоритетом от 29.07.1999 г.), который выбран в качестве прототипа. В этом способе после прилета на максимальном крейсерском режиме в район запуска ракеты-носителя осуществляют пикирование самолета-носителя и в момент набора им максимально допустимой скорости полета переводят в кабрирование с максимально допустимым углом атаки. Затем переводят на угол атаки, дающий близкую к нулю нормальную перегрузку. Параметры кабрирования таковы, что самолет в момент отделения от него ракеты с полезным грузом имеет скорость, высоту и наклон траектории полета, дающие максимум выводимого полезного груза, а нормальную перегрузку - близкую к нулю.In technical essence, the closest to the proposed invention is the "Method of controlling the aerospace system for the removal of the payload" (RF patent No. 2160214 with priority from 07.29.1999), which is selected as a prototype. In this method, after arriving at the maximum cruising mode to the launch region of the launch vehicle, the carrier aircraft is dived and, at the moment of gaining the maximum allowable flight speed, is transferred to the cabrio with the maximum allowable angle of attack. Then transferred to the angle of attack, giving close to zero normal overload. The parameters of the cabling are such that the plane at the time of separation of the rocket with the payload has a speed, altitude and inclination of the flight path, giving the maximum output payload, and the normal overload is close to zero.
При отделении сообщают ракете скорость отставания от самолета на безопасное расстояние к моменту включения ее маршевых двигателей. Ракету с полезным грузом разворачивают с помощью маршевых двигателей после их включения или до их включения с помощью дополнительной реактивной установки в положение, отличное от вертикального на угол 10-30 град в вертикальной плоскости в направлении выведения.At the separation, the missile is informed of the speed of the lag from the aircraft at a safe distance to the moment of turning on its marching engines. A rocket with a payload is deployed with the help of marching engines after they are turned on or before they are turned on with the help of an additional rocket launcher in a position different from vertical by an angle of 10-30 degrees in the vertical plane in the direction of the launch.
Приведенные в прототипе операции по реализации разворота ракеты после ее выхода из самолета имеют существенные недостатки, заключающиеся в следующем.The operations described in the prototype for the implementation of a missile turn after it leaves the aircraft have significant disadvantages, which are as follows.
Включение маршевого двигателя (двигателей) ракеты осуществляется на безопасном расстоянии от самолета, от величины которого будет зависеть время неуправляемого движения ракеты на участке старта. Безопасное расстояние обычно принимается равным 250...300 м, которому, например, для одной из рассматриваемых ниже ракет будет соответствовать интервал времени от выхода ракеты из самолета до включения маршевого двигателя (появления тяги) - не менее 6 секунд. При этом с учетом особенностей выхода маршевого двигателя на режим полной тяги, времени готовности к работе рулевого привода (это когда рулевые машины могут обеспечивать поворот органов управления двигателя с заданными (рабочими) скоростями перекладки в соответствии с командами системы управления) время неуправляемого участка движения ракеты может возрасти до ~8 с, т.е. начало разворота ракеты на заданный угол с помощью только маршевого двигателя после его включения может осуществляться не ранее этого времени.The main engine (s) of the rocket are turned on at a safe distance from the aircraft, the size of which will determine the time of uncontrolled rocket movement at the launch site. The safe distance is usually taken equal to 250 ... 300 m, which, for example, for one of the missiles discussed below, will correspond to the time interval from the rocket leaving the aircraft to turning on the main engine (occurrence of thrust) - at least 6 seconds. In this case, taking into account the characteristics of the sustainer engine reaching full thrust, the steering gear ready for operation (this is when the steering machines can provide rotation of the engine controls with the set (working) speed of shifting in accordance with the control system commands), the time of the uncontrolled section of the rocket’s movement can increase to ~ 8 s, i.e. the start of a rocket turn at a given angle with the help of only a marching engine after its inclusion can be carried out no earlier than this time.
Ракеты, стартующие с самолета, как правило, характеризуются статической неустойчивостью. После выхода из самолета на ракету действует возмущающий аэродинамический момент, направленный на пикирование. Ракета к моменту окончания неуправляемого участка движения отклоняется в вертикальной плоскости на значительные углы в сторону пикирования (более 90 град от вертикали), что приводит в дальнейшем к затяжному процессу разворота ракеты на заданный угол, к повышенным потерям величин параметров движения ракеты в конце участка старта и, как следствие, к снижению энергетических возможностей ракеты для вывода на орбиту заданной по весу полезной нагрузки.Missiles starting from an airplane are usually characterized by static instability. After leaving the plane, a perturbing aerodynamic moment, aimed at diving, acts on the rocket. The missile at the moment of the end of the uncontrolled section of movement deviates in the vertical plane to significant angles towards the dive (more than 90 degrees from the vertical), which subsequently leads to a protracted process of turning the rocket at a given angle, to increased losses of the values of the parameters of the rocket's movement at the end of the launch section and as a consequence, to reduce the energy capabilities of the rocket to put into orbit a given weight payload.
Предлагаемый в прототипе вариант разворота ракеты с использованием реактивной установки также имеет свой недостаток. Разворот с ее помощью осуществляется до момента включения маршевого двигателя. Следовательно, от момента окончания работы дополнительной реактивной установки, совпадающего с моментом включения маршевого двигателя, и до начала возможности углового разворота за счет тяги маршевого двигателя существует неуправляемый участок, длительность которого, как было сказано выше, может составлять до 2 секунд. За это время под действием возмущающего аэродинамического момента, который в зависимости от реализуемых режимов движения с учетом ветровых воздействий может быть направлен как в сторону заданного разворота ракеты, так и против него, ракета к моменту начала реализации управления с помощью маршевого двигателя не будет занимать заданного углового положения в пространстве.Proposed in the prototype version of the rocket using a rocket launcher also has its drawback. U-turn with its help until the marching engine is turned on. Therefore, from the moment the auxiliary jet installation is completed, which coincides with the moment the marching engine is turned on, and before the possibility of an angular turn due to the thrust of the marching engine, there is an uncontrolled section, the duration of which, as mentioned above, can be up to 2 seconds. During this time, under the influence of a disturbing aerodynamic moment, which, depending on the current driving conditions, taking into account wind influences, can be directed both towards the given turn of the rocket and against it, the rocket will not occupy the given angular moment of the start of control using the main engine position in space.
Для вывода ракеты в заданное положение потребуется дополнительное время работы маршевого двигателя, что приведет к увеличению продолжительности участка старта и ухудшению условий для вывода полезной нагрузки на орбиту. Продолжительность движения ракеты на участке старта будет минимальной, когда вывод ракеты в заданное угловое положение в пространстве будет совпадать с началом ее управления с помощью маршевого двигателя.To launch a rocket to a predetermined position, additional operation time of the main engine will be required, which will lead to an increase in the duration of the launch site and worsening conditions for putting the payload into orbit. The duration of the rocket’s movement at the launch site will be minimal when the launch of the rocket to a predetermined angular position in space will coincide with the beginning of its control with the help of a marching engine.
Улучшение условий вывода полезной нагрузки на орбиту за счет сокращения продолжительности участка старта и снижения потерь по параметрам движения ракеты является основной задачей, решаемой предлагаемым изобретением.Improving the conditions for putting the payload into orbit by reducing the duration of the launch site and reducing losses in terms of rocket motion is the main task solved by the invention.
Поставленная задача решается тем, что в известный способ старта ракеты с самолета для вывода полезной нагрузки на орбиту, включающий процесс выхода ракеты с полезным грузом из самолета, включение маршевого двигателя первой ступени ракеты на безопасном для самолета расстоянии, разворот ракеты с помощью маршевого двигателя после его включения в заданное угловое положение в вертикальной плоскости перед началом реализации ее программного движения или аналогичный разворот ракеты с использованием дополнительной реактивной установки, вводятся следующие дополнительные операции.The problem is solved in that in the known method of launching a rocket from an airplane to bring payload into orbit, including the process of launching a rocket with payload from the airplane, turning on the main engine of the first stage of the rocket at a safe distance for the airplane, and turning the rocket with the help of the sustainer engine after it inclusion in a given angular position in a vertical plane before the start of its programmed movement or a similar rocket turn using an additional rocket launcher, input The following additional operations are available.
В варианте разворота ракеты с помощью маршевого двигателя в процессе выхода ракеты из самолета задействуют систему парашютов, стабилизируют ракету за счет тяги парашютной системы, к моменту начала управляемого движения ракеты отцепляют парашютную систему, с помощью органов управления маршевого двигателя разворачивают ракету в вертикальной плоскости до заданных величин угловых параметров движения (например, угол, угловая скорость в канале тангажа), а затем стабилизируют ракету относительно программной траектории.In the variant of the rocket’s turn with the help of the marching engine, the parachute system is activated in the process of launching the rocket out of the plane, the rocket is stabilized by traction of the parachute system, the parachute system is unhooked by the moment of the start of the controlled movement of the rocket, with the help of the marching engine controls, deploy the rocket in the vertical plane to the specified values angular motion parameters (for example, angle, angular velocity in the pitch channel), and then stabilize the rocket relative to the programmed path.
В варианте разворота ракеты с помощью дополнительной реактивной установки осуществляют контроль угловых параметров движения ракеты после выхода из самолета и в зависимости от их величин по команде бортовой системы управления включают дополнительную реактивную установку с временной задержкой относительно момента выхода ракеты из самолета, которая обеспечивает вывод ракеты на заданные величины угловых параметров движения в вертикальной плоскости к моменту начала управляемого движения с помощью маршевого двигателя, к этому же моменту времени прекращают работу дополнительной реактивной установки, затем с помощью маршевого двигателя стабилизируют ракету относительно программной траектории.In the variant of the rocket’s turn, with the help of an additional rocket launcher, the angular parameters of the rocket’s movement after leaving the aircraft are controlled and, depending on their values, include an additional rocket launcher with a time delay relative to the moment the rocket leaves the airplane, which ensures the rocket’s exit the values of the angular parameters of motion in the vertical plane at the moment of the beginning of the controlled movement with the help of the marching engine, at the same an additional rocket launcher is stopped at the time, then with the help of a marching engine the rocket is stabilized relative to the program trajectory.
С целью снижения угловых склонений ракеты в канале крена вводится операция, заключающаяся в том, что к моменту выхода ракеты из самолета осуществляют перецепку стренги парашютной системы, закрепленной в районе головной части ракеты, с первоначальной точки крепления, расположенной ниже продольной оси ракеты в ее вертикальной плоскости симметрии, в точку крепления, находящуюся выше этой оси в той же плоскости.In order to reduce the angular declination of the rocket in the roll channel, an operation is introduced consisting in the fact that by the time the rocket leaves the plane, the strand of the parachute system mounted in the region of the rocket’s head is transferred from the initial mounting point located below the longitudinal axis of the rocket in its vertical plane symmetry, to the attachment point located above this axis in the same plane.
Для сокращения времени разворота ракеты в сторону вертикального положения до старта у ракеты отклоняют качающееся центральное сопло маршевого двигателя первой ступени или управляющие камеры в схеме двигателя с неподвижным центральным соплом на заданный угол (углы) в сторону создания момента в канале тангажа на кабрирование ракеты, жестко их фиксируют в отклоненном положении, с момента включения маршевого двигателя разворачивают ракету в направлении вертикали, фиксацию с указанных органов управления снимают к моменту начала управляемого движения ракеты.To reduce the time of the rocket’s turn to the vertical position before the launch, the rocking central nozzle of the first-stage mid-flight engine or the control chambers in the engine circuit with the fixed central nozzle are deflected at a predetermined angle (s) in the direction of creating a moment in the pitch channel to rocket the rocket, rigidly fixed in a deviated position, from the moment the marching engine is turned on, the rocket is deployed in the vertical direction, the fixation from these controls is removed by the time you start th the rocket.
Введение стабилизирующей парашютной системы обеспечивает необходимое динамическое положение ракеты перед началом ее разворота с помощью маршевого двигателя, что приводит к сокращению длительности участка старта. Стренга парашютной системы крепится к головной части ракеты, а ее тяга направлена по вектору скорости набегающего потока. На участке неуправляемого движения парашют удерживает ракету от "сваливания" в пикирование, а при верхнем закреплении его стренги на ракете (выше продольной оси) еще и способствует уменьшению ее углового склонения в канале крена. Это связано с тем, что после отделения ракеты от самолета реализуются, как правило, отрицательные углы атаки (-171...-179 град, продольная ось ракеты направлена в ее носовую часть, а нормальная - ось вниз, выход ракеты из самолета - головной частью против направления полета самолета), при которых возникает вертикальная составляющая тяги парашютной системы, направленная вверх. Такая сила в случае возникновения угла крена ракеты создает момент относительно ее продольной оси, направленный в сторону уменьшения этого угла. При нижнем закрепления стренги парашютной системы к ракете этот эффект будет обратным.The introduction of a stabilizing parachute system provides the necessary dynamic position of the rocket before starting its turn with the help of a marching engine, which reduces the duration of the launch site. The strand of the parachute system is attached to the head of the rocket, and its thrust is directed along the velocity vector of the incoming flow. In the area of uncontrolled movement, the parachute keeps the rocket from "stalling" into a dive, and with its upper strand attached to the rocket (above the longitudinal axis) it also helps to reduce its angular declination in the roll channel. This is due to the fact that, after separation of the rocket from the aircraft, negative angles of attack are usually realized (-171 ...- 179 degrees, the longitudinal axis of the rocket is directed to its nose, and the normal axis is down, the rocket’s exit from the plane is the head part against the direction of flight), in which there is a vertical component of the thrust of the parachute system, directed upwards. Such a force in the event of a roll angle of the rocket creates a moment relative to its longitudinal axis, directed towards decreasing this angle. With the lower strand of the parachute system secured to the rocket, this effect will be the opposite.
Иногда при движении ракеты в самолете стренгу парашютной системы, в целях обеспечения безопасности процесса десантирования, вынуждены крепить за нижнюю точку ракеты. Это связано с тем, что вблизи потолка хвостовой части фюзеляжа самолета, где находится удароопасная зона, стренга парашюта может совершать круговые колебания с амплитудой, при которой не исключается ее контакт с элементами конструкции самолета, что недопустимо. Крепление за нижнюю точку ракеты увеличивает необходимый зазор между колеблющейся стренгой и удароопасной зоной конструкции хвостовой части самолета. Зазор возрастает по мере выхода ракеты из самолета. Поэтому для обеспечения безопасности процесса выхода ракеты из самолета и сохранения указанного выше эффекта снижения отклонения ее в канале крена предусмотрена операция перецепки стренги парашютной системы из "нижней" точки крепления в "верхнюю".Sometimes, when a rocket moves in an airplane, the strand of the parachute system, in order to ensure the safety of the landing process, is forced to attach to the bottom of the rocket. This is due to the fact that near the ceiling of the rear part of the fuselage of the aircraft, where the shock-hazardous area is located, the parachute strand can make circular oscillations with an amplitude at which its contact with aircraft structural elements is not excluded, which is unacceptable. Mounting at the bottom of the rocket increases the necessary clearance between the oscillating strand and the shock-hazardous area of the tail section of the aircraft. The gap increases as the rocket leaves the plane. Therefore, to ensure the safety of the process of launching the rocket out of the plane and preserving the above effect of reducing its deviation in the roll channel, an operation is provided for transferring the strand of the parachute system from the “lower” attachment point to the “upper” one.
Величину угла предварительного отклонения органов управления маршевого двигателя определяют на этапе проектирования ракеты, а операцию их предварительного отклонения и фиксации осуществляют либо на заводе-изготовителе, либо на аэродроме перед погрузкой ракеты на самолет.The value of the angle of preliminary deviation of the control elements of the mid-flight engine is determined at the stage of rocket design, and the operation of their preliminary deviation and fixation is carried out either at the factory or at the airport before loading the rocket onto the plane.
В предлагаемом способе разворота с использованием дополнительной реактивной установки вывод ракеты в конечное угловое положение с требуемыми величинами угловых параметров движения (окончание участка старта) осуществляется к известному моменту времени, а именно к началу управления ракетой с помощью маршевого двигателя. Тем самым, по сравнению с прототипом, сокращается продолжительность участка старта и улучшаются условия вывода полезной нагрузки на орбиту. При реализации указанной операции разворота ракеты нет необходимости использовать дополнительную реактивную установку с подвижным соплом (соплами) и рулевым приводом, что привело бы к усложнению конструкции и увеличению веса ракеты. Для этого достаточно использовать двигатель разворота с неподвижным соплом, ось которого перпендикулярна продольной оси ракеты и находится в вертикальной плоскости ее симметрии.In the proposed method of turning with the use of an additional rocket launcher, the rocket is brought to the final angular position with the required values of the angular parameters of the movement (end of the launch site) at a known point in time, namely, to the beginning of rocket control using the main engine. Thus, in comparison with the prototype, the duration of the launch site is reduced and the conditions for putting the payload into orbit are improved. When implementing the indicated operation of rocket turning, there is no need to use an additional rocket launcher with a movable nozzle (s) and a steering gear, which would complicate the design and increase the weight of the rocket. To do this, it is enough to use a turning engine with a fixed nozzle, the axis of which is perpendicular to the longitudinal axis of the rocket and is in the vertical plane of its symmetry.
Крепление двигателя разворота на ракете производится таким образом, чтобы создать необходимый постоянный момент в сторону разворота ракеты на кабрирование. Чтобы разворот ракеты в канале тангажа происходил строго в вертикальной плоскости используется еще блок крена, состоящий из двух пар неподвижных сопл, включение и выключение которых производится по функционалу, зависящему от параметров углового движения ракеты относительно ее продольной оси.The rotation engine is mounted on the rocket in such a way as to create the necessary constant moment in the direction of rotation of the rocket for cabling. To rotate the rocket in the pitch channel strictly in the vertical plane, a roll block is used, consisting of two pairs of fixed nozzles, the inclusion and switching off of which is carried out according to a functional that depends on the parameters of the angular motion of the rocket relative to its longitudinal axis.
Работа дополнительной реактивной установки (двигатель разворота и блок крена) происходит либо до полного выгорания топлива, либо она выключается принудительно по команде от системы управления. Энергетические характеристики реактивной установки выбираются на этапе проектирования ракеты.The operation of an additional reactive installation (a reversal engine and a roll unit) occurs either until the fuel is completely burned out, or it is switched off forcibly by a command from the control system. The energy characteristics of the rocket launcher are selected at the stage of rocket design.
Сравнение известного способа старта с предложенным рассматривается на примере расчетов пуска одной из ракет космического назначения с самолета носителя АН-124 ВС.A comparison of the known launch method with the proposed one is considered on the example of calculations of the launch of one of the space rockets from the aircraft carrier AN-124 BC.
Ракета весом ~100 т на жидком топливе с полезной нагрузкой располагается в грузовом отсеке самолета в горизонтальном положении, головной частью против направления его полета. В момент начала страгивания ракеты в грузовом отсеке параметры движения самолета составляли следующие величины:A rocket weighing ~ 100 tons of liquid fuel with a payload is located in the cargo compartment of the aircraft in a horizontal position, with its head against the direction of its flight. At the time of the start of stragging the rocket in the cargo compartment, the parameters of the movement of the aircraft were as follows:
- скорость полета - 650 км/час (относительно воздуха);- flight speed - 650 km / h (relative to air);
- высота полета - 10000 м;- flight altitude - 10,000 m;
- угол наклона траектории - 24 град (от горизонта);- the angle of inclination of the trajectory is 24 degrees (from the horizon);
- угол тангажа - 22,7 град (от горизонта).- pitch angle - 22.7 degrees (from the horizon).
Время движения ракеты в самолете ~2,5 секунды.The flight time of a rocket in an airplane is ~ 2.5 seconds.
Управление ракетой в каналах тангажа и рыскания осуществляется за счет отклонения центрального сопла маршевого двигателя, а в канале крена - с помощью блока крена.The rocket is controlled in the pitch and yaw channels by deflecting the central nozzle of the mid-flight engine, and in the roll channel using the roll block.
На участке старта на ракету могут действовать ветровые возмущения.At the launch site, wind disturbances can act on the rocket.
Включение маршевого двигателя (начало появления тяги) производилось на безопасном расстоянии 250 м, что соответствовало времени полета ракеты ~6 с от момента выхода из самолета. Время начала реализации управляемого движения с помощью маршевого двигателя составило ~8 с.The main engine was switched on (the beginning of the appearance of thrust) at a safe distance of 250 m, which corresponded to a missile flight time of ~ 6 s from the moment of exit from the aircraft. The start time for the implementation of controlled movement with the help of a marching engine was ~ 8 s.
На участке старта ракета должна быть переведена из начального углового положения в пространстве, полученного в момент ее отделения из самолета, в заданное конечное, необходимое в дальнейшем для реализации программного движения ракеты с целью вывода полезного груза на орбиту. При выходе из самолета ракета занимает положение, близкое к горизонтальному, а головная ее часть направлена в противоположную сторону от направления полета самолета-носителя. Направление выведения полезного груза совпадает с направлением полета самолета.At the launch site, the rocket should be transferred from the initial angular position in space, obtained at the time of its separation from the aircraft, to the specified final, necessary in the future for the implementation of the programmed motion of the rocket in order to put the payload into orbit. When leaving the aircraft, the rocket occupies a position close to horizontal, and its head part is directed in the opposite direction from the flight direction of the carrier aircraft. The direction of removal of the payload coincides with the direction of flight of the aircraft.
В расчетах было принято, что углы отклонения ракеты от вертикали, при которых головная часть ракеты направлена в противоположную сторону от направления выведения, считаются положительными, а в сторону выведения - отрицательными.In the calculations, it was assumed that the angles of deviation of the rocket from the vertical, at which the head of the rocket is directed in the opposite direction from the direction of withdrawal, are considered positive, and in the direction of elimination - negative.
Заданное конечное угловое положение ракеты в вертикальной плоскости определяется на этапе проектирования и, как правило, угол наклона ракеты от вертикали находится в диапазоне 0...-30 град. При необходимости могут быть наложены ограничения на величину и знак угловой скорости ракеты. В рассматриваемом примере было принято, что в конце участка старта ракета должна быть развернута на угол 0...-10 град.The given final angular position of the rocket in the vertical plane is determined at the design stage and, as a rule, the angle of inclination of the rocket from the vertical is in the range 0 ... - 30 degrees. If necessary, restrictions may be imposed on the magnitude and sign of the angular velocity of the rocket. In this example, it was assumed that at the end of the launch site the rocket should be rotated at an angle of 0 ... -10 degrees.
В предлагаемом способе разворота ракеты с помощью маршевого двигателя были использованы предварительное отклонение центрального сопла двигателя на 4 град (при рабочем угле 7 град) и стабилизирующая парашютная система с суммарной площадью куполов 28 м2 и коэффициентом сопротивления сn=0,9. Ниже даются сравнительные оценки основных параметров движения ракеты в вертикальной плоскости на участке старта в процессе ее вывода на заданный угол с помощью маршевого двигателя по предлагаемому и известному способам разворота. Величины в скобках соответствуют способу разворота по прототипу. Углы отклонения отсчитываются от вертикали, а время - от момента выхода ракеты из самолета.In the proposed method of rocket turning with the help of a marching engine, a preliminary deflection of the central nozzle of the engine by 4 degrees (with a working angle of 7 degrees) and a stabilizing parachute system with a total area of 28 m 2 domes and a drag coefficient with n = 0.9 were used. Comparative estimates of the main parameters of rocket movement in a vertical plane at the launch site in the process of its output to a given angle using a marching engine according to the proposed and known rotation methods are given below. The values in parentheses correspond to the prototype reversal method. The deflection angles are measured from the vertical, and the time from the moment the rocket leaves the plane.
Параметры движения ракеты на участке старта:Parameters of rocket movement at the launch site:
Из приведенных результатов видно, что в способе разворота ракеты только с помощью маршевого двигателя наблюдаются повышенные потери величин параметров движения ракеты на участке старта, которые по проведенным оценкам не позволяют выполнить требование для вывода заданной полезной нагрузки на орбиту. Например, выводимая полезная нагрузку на круговую орбиту будет меньше требуемой на ~140 кг. Введение стабилизирующего парашюта и предварительного отклонения сопла двигателя снижает указанные потери величин параметров движения ракеты до значений, при которых выполняются требования по выводу полезной нагрузки на орбиту.From the above results, it is seen that in the method of rocket rotation only with the help of a marching engine, there are increased losses of the values of the parameters of rocket movement at the launch site, which, according to the estimates made, do not allow fulfilling the requirement for putting a given payload into orbit. For example, the output payload in a circular orbit will be less than the required by ~ 140 kg. The introduction of a stabilizing parachute and preliminary deviation of the engine nozzle reduces the indicated losses of rocket motion parameters to values at which the requirements for putting the payload into orbit are fulfilled.
Введение операции перецепки стренги парашютной системы из нижней по отношению к продольной оси ракеты точки крепления на верхнюю уменьшает величины угловых отклонений ракеты в канале крена. Например, для рассматриваемой ракеты верхнее закрепление стренги парашютной системы снижает максимальный угол отклонения ее в канале крена при движении на участке старта с 36 до 14 град.The introduction of the operation of transferring the strand of the parachute system from the lower point of attachment to the upper axis of the rocket, reduces the angular deviations of the rocket in the roll channel. For example, for the missile in question, the upper fastening of the strand of the parachute system reduces its maximum deflection angle in the roll channel when moving at the launch site from 36 to 14 degrees.
Эта операция полезна для ракет, стартующих с самолета, у которых могут реализовываться повышенные угловые отклонения по крену до величин, близких к ограничительным значениям с точки зрения обеспечения стабилизации движения ракеты. Ограничительные значения определяются углами прокачки гиростабилизированной платформы, используемой в системе управления ракет.This operation is useful for missiles starting from an airplane, in which elevated angular deviations along the roll can be realized up to values close to restrictive values from the point of view of ensuring the stabilization of rocket motion. Limit values are determined by the pumping angle of the gyrostabilized platform used in the missile control system.
Предварительное отклонение управляющих органов двигателя первой ступени (на заданный угол 4 град) позволяет сократить длительность маневра разворота ракеты на ~1 с.A preliminary deviation of the control elements of the engine of the first stage (by a predetermined angle of 4 degrees) makes it possible to reduce the duration of the maneuver of the rocket’s turn by ~ 1 s.
В качестве дополнительной реактивной установки для разворота ракеты принималась установка, состоящая из двигателя разворота и блока крена, имеющего в своем составе две пары неподвижных сопл. Двигатель разворота после включения создает постоянный момент в канале тангажа, равный 81400 кГс м, а тяга каждого сопла блока крена принята 100 кГс. Время их работы до полного выгорания составляет ~5с.As an additional rocket launcher for a missile’s turn, an installation consisting of a turn engine and a roll block having two pairs of fixed nozzles was adopted. The turning engine after switching on creates a constant moment in the pitch channel equal to 81400 kgf m, and the thrust of each nozzle of the roll unit is adopted 100 kgf. The time of their operation to complete burnout is ~ 5 s.
После выхода ракеты из самолета сопла блока крена включаются и выключаются по функционалу, зависящему от параметров углового движения ракеты относительно ее продольной оси.After the rocket leaves the aircraft, the roll block nozzles turn on and off according to a functional that depends on the parameters of the angular motion of the rocket relative to its longitudinal axis.
В известном способе двигатель разворота работает до момента включения маршевого двигателя. Дальнейший разворот ракеты, как было отмечено выше, может производиться с помощью маршевого двигателя не ранее, чем через 2 с от момента его включения.In the known method, the turning engine runs until the marching engine is turned on. A further turn of the rocket, as noted above, can be carried out with the help of a marching engine no earlier than 2 s from the moment it is turned on.
В предлагаемом способе двигатель разворота включается с временной задержкой относительно момента выхода ракеты из самолета, которая зависит от текущих угловых параметров движения ракеты, величины заданного конечного угла разворота и времени достижения этого угла. Время достижения заданного угла (длительность участка старта) будет равно времени начала реализации управления ракетой с помощью маршевого двигателя. К этому моменту времени заканчивают работу двигатель разворота и блок крена. В этом случае исключается указанный выше неуправляемый участок движения ракеты.In the proposed method, the rotation engine is turned on with a time delay relative to the moment the rocket leaves the plane, which depends on the current angular parameters of the rocket’s movement, the value of the specified final rotation angle and the time it takes to reach this angle. The time to reach a given angle (the duration of the launch section) will be equal to the time of the start of rocket control using the marching engine. At this point in time, the U-turn engine and the roll block are finished. In this case, the above uncontrolled section of the rocket movement is excluded.
Время задержки включения двигателя разворота вычисляется по следующему функционалу, заложенному в бортовой системе управления:The turn-on delay time of the turning engine is calculated by the following functionality embedded in the on-board control system:
М - постоянный момент, развиваемый двигателями разворота;M is a constant moment developed by reversal engines;
Jz1 - момент инерции ракеты относительно ее поперечной оси, проходящей через центр масс ракеты;J z1 - moment of inertia of the rocket relative to its transverse axis passing through the center of mass of the rocket;
ϑ, ωz1 - контролируемые текущие значения угла и угловой скорости ракеты в канале тангажа после выхода из самолета (ϑ - отсчитывается от вертикали);ϑ, ω z1 —controlled current values of the angle and angular velocity of the rocket in the pitch channel after leaving the plane (ϑ - counted from the vertical);
ϑk - конечное заданное значение угла тангажа ракеты относительно вертикали в конце участка старта (в нашем примере ϑk=0...-10 град);ϑ k is the final target value of the angle of the rocket pitch relative to the vertical at the end of the launch site (in our example, ϑ k = 0 ...- 10 degrees);
T - время окончания участка старта (момент начала управляемого движения ракеты с помощью маршевого двигателя), T = 8 с;T is the end time of the launch site (the moment of the beginning of the guided rocket movement with the help of the marching engine), T = 8 s;
t - текущее время движения ракеты (от момента выхода из самолета).t - current time of rocket movement (from the moment of exit from the aircraft).
Время t=tH, при котором выполняется условие Ф(tH)=0, является временной задержкой включения двигателя разворота.The time t = t H , at which the condition Ф (t H ) = 0 is fulfilled, is the time delay of turning on the turning engine.
При приведенных выше условиях пуска дается сравнительная оценка реализации разворота ракеты с помощью дополнительной реактивной установки (двигатели разворота и блок крена), предложенного в известном и предлагаемом способах старта.Under the above launch conditions, a comparative assessment of the implementation of the rocket’s turn with the help of an additional rocket launcher (turn engines and roll block), proposed in the known and proposed launch methods, is given.
В известном способе двигатель разворота включается в заданный момент времени (при заданной временной задержке) относительно момента выхода из самолета, который определяется на этапе проектирования комплекса. С учетом характеристик рассматриваемой ракеты, условий старта, действующих на ракету возмущений и решаемых на участке старта задач это время составило ~2 с для всех возможных режимов движения ракеты.In the known method, the rotation engine is turned on at a given point in time (for a given time delay) relative to the moment of exit from the aircraft, which is determined at the stage of designing the complex. Taking into account the characteristics of the missile under consideration, launch conditions, disturbances acting on the missile, and tasks to be solved at the launch site, this time was ~ 2 s for all possible missile motion modes.
В предлагаемом способе двигатель разворота включается с временной задержкой, величина которой зависит от текущих значений угловых параметров движения ракеты, т.е. будет меняться в зависимости от реализации конкретного режима движения. Для рассматриваемого примера реализации пуска временная задержка, в соответствии с приведенным функционалом, получилась равной 3,45 с. В прототипе двигатель разворота прекращает работу к моменту включения маршевого двигателя, а в предлагаемом способе он продолжает разворот ракеты до момента начала ее управляемого движения с помощью маршевого двигателя.In the proposed method, the rotation engine is turned on with a time delay, the value of which depends on the current values of the angular parameters of the rocket’s movement, i.e. will vary depending on the implementation of a particular traffic mode. For the considered example of launch implementation, the time delay, in accordance with the above functionality, turned out to be 3.45 s. In the prototype, the reversal engine stops operating at the moment the sustainer engine is turned on, and in the proposed method, it continues to rotate the rocket until the moment of its controlled movement using the sustainer engine.
К 6 секунде полета (момент включения маршевого двигателя) угол и угловая скорость ракеты в канале тангажа достигали следующих величин;By 6 seconds of flight (the moment the marching engine was turned on), the angle and angular velocity of the rocket in the pitch channel reached the following values;
- для известного способа ϑ=22,9 град, ωz1=-42,5 град/с;- for the known method ϑ = 22.9 deg, ω z1 = -42.5 deg / s;
- для предлагаемого способа ϑ=77,8 град, ωz1=-36,0 град/с.- for the proposed method ϑ = 77.8 degrees, ω z1 = -36.0 degrees / s.
На 8 секунде полета (начало управления ракетой с помощьюAt 8 seconds of flight (start of rocket control with
маршевого двигателя) эти параметры составили;marching engine) these parameters amounted to;
- для известного способа ϑ=-9,3 град, ωz1=15,1 град/с;- for the known method ϑ = -9.3 deg, ω z1 = 15.1 deg / s;
- для предлагаемого способа ϑ=-11,0 град, ωz1=-37,5 град/с.- for the proposed method ϑ = -11.0 degrees, ω z1 = -37.5 degrees / s.
Как видно, в предлагаемом способе ракета к началу управления с помощью маршевого двигателя достигает необходимых значений угла и угловой скорости в канале тангажа, направленных в сторону выведения полезной нагрузки. Время движения ракеты на участке старта составляет 8 секунд.As you can see, in the proposed method, the rocket to the start of control with the help of a marching engine reaches the necessary values of the angle and angular velocity in the pitch channel, directed towards the output payload. The rocket travel time at the launch site is 8 seconds.
В известном способе старта из-за наличия неуправляемого участка ракета к указанному моменту времени приобретает значительную положительную угловую скорость в канале тангажа, направленную против выведения полезного груза на орбиту. Для ее компенсации перед началом реализации программного движения ракеты потребуется дополнительное время работы маршевого двигателя, что приведёт к увеличению продолжительности участка старта до 10,2 с и, как следствие, к снижению энергетических возможностей ракеты для вывода полезного груза на орбиту. Так, например, масса израсходованного топлива на участке старта, по сравнению с предлагаемым способом, больше на 1240 кг.In the known method of launch, due to the presence of an uncontrolled section, the rocket acquires a significant positive angular velocity in the pitch channel by the indicated time against the introduction of the payload into orbit. To compensate for it, before launching the programmed rocket motion, additional operation time of the marching engine will be required, which will lead to an increase in the duration of the launch section to 10.2 s and, as a result, to a decrease in the rocket’s energy capabilities for putting the payload into orbit. So, for example, the mass of spent fuel at the launch site, compared to the proposed method, is 1240 kg more.
По приведенным оценкам в предлагаемом способе старта, по сравнению с прототипом, масса выводимой полезной нагрузки увеличивается на ~13%.According to the estimates in the proposed method of launch, compared with the prototype, the mass of the output payload increases by ~ 13%.
Таким образом, предложенный способ старта ракеты с самолета позволяет, по сравнению с известным, снизить потери по величинам параметров движения ракеты на участке старта и увеличит массу выводимой на орбиту полезной нагрузки.Thus, the proposed method for launching a rocket from an airplane allows, in comparison with the known method, to reduce losses in terms of the parameters of rocket movement at the launch site and will increase the mass of the payload put into orbit.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004130076/11A RU2289084C2 (en) | 2004-10-11 | 2004-10-11 | Method for missile take-off from aircraft for orbit injection of payload |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004130076/11A RU2289084C2 (en) | 2004-10-11 | 2004-10-11 | Method for missile take-off from aircraft for orbit injection of payload |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004130076A RU2004130076A (en) | 2006-03-27 |
| RU2289084C2 true RU2289084C2 (en) | 2006-12-10 |
Family
ID=36388638
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004130076/11A RU2289084C2 (en) | 2004-10-11 | 2004-10-11 | Method for missile take-off from aircraft for orbit injection of payload |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2289084C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2714416C2 (en) * | 2015-04-13 | 2020-02-14 | Зе Боинг Компани | Deployment rotary rocket engine using spring |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114660932B (en) * | 2022-01-20 | 2023-09-12 | 北京理工大学 | Missile agile turning optimal control method comprising drogue |
-
2004
- 2004-10-11 RU RU2004130076/11A patent/RU2289084C2/en active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2714416C2 (en) * | 2015-04-13 | 2020-02-14 | Зе Боинг Компани | Deployment rotary rocket engine using spring |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004130076A (en) | 2006-03-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5508017B2 (en) | Aerodynamic and space flight airplanes and related maneuvering methods | |
| US4901949A (en) | Rocket-powered, air-deployed, lift-assisted booster vehicle for orbital, supraorbital and suborbital flight | |
| US6454216B1 (en) | Reusable booster for the first stage of a launcher | |
| US6029928A (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
| US5984229A (en) | Extremely short takeoff and landing of aircraft using multi-axis thrust vectoring | |
| US6508435B1 (en) | Method for controlling an aerospace system to put a payload into an orbit | |
| RU2740525C1 (en) | Device for landing of return stage of carrier rocket | |
| RU2289084C2 (en) | Method for missile take-off from aircraft for orbit injection of payload | |
| CN111959824A (en) | Heavy reusable aerospace vehicle system with space-based launching | |
| US10815010B2 (en) | High altitude air launched rocket | |
| US11866202B2 (en) | System and method for improved air-launch of a launch vehicle from a towed aircraft | |
| RU2068169C1 (en) | Process of launching of rocket from aircraft | |
| RU2746471C1 (en) | Reusable launch vehicle stage | |
| RU2309087C2 (en) | Missile carrier "vityaz" for horizontal takeoff without takeoff run at low-temperature gliding in atmosphere and soft landing | |
| RU2394201C2 (en) | Method of launching rocket from aircraft to place payload into orbit | |
| RU2211784C2 (en) | Recoverable boost vehicle | |
| RU2001124585A (en) | METHOD FOR REMOVING SPACE OBJECTS IN NEAR-EARTH ORBIT AND COMPOSITION, AEROSPACE, Rocket Launch Vehicle FOR ITS IMPLEMENTATION | |
| GB2190636A (en) | Flight vehicle | |
| RU2158214C1 (en) | Aviation launch complex for transportation, filling and launch in air of launch vehicle | |
| RU2301762C2 (en) | Aircraft of simplified arrangement | |
| RU2772618C1 (en) | Balancing aircraft | |
| RU2159727C1 (en) | Method of injection of payload into orbit in space | |
| RU2317921C1 (en) | Aircraft missile complex | |
| RU2317920C1 (en) | Aircraft missile complex | |
| RU2334190C2 (en) | Method for launching rocket from aircraft to put payload into orbit |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20100423 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |