RU2750558C2 - Аэростатный ракетно-космический комплекс - Google Patents
Аэростатный ракетно-космический комплекс Download PDFInfo
- Publication number
- RU2750558C2 RU2750558C2 RU2019124207A RU2019124207A RU2750558C2 RU 2750558 C2 RU2750558 C2 RU 2750558C2 RU 2019124207 A RU2019124207 A RU 2019124207A RU 2019124207 A RU2019124207 A RU 2019124207A RU 2750558 C2 RU2750558 C2 RU 2750558C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- launch
- airship
- rocket
- container
- space
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
- B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
- B64B1/06—Rigid airships; Semi-rigid airships
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D1/00—Dropping, ejecting, releasing, or receiving articles, liquids, or the like, in flight
- B64D1/02—Dropping, ejecting, or releasing articles
- B64D1/08—Dropping, ejecting, or releasing articles the articles being load-carrying devices
- B64D1/10—Stowage arrangements for the devices in aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D5/00—Aircraft transported by aircraft, e.g. for release or reberthing during flight
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
- B64G1/005—Air launch
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Transportation (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Details Of Aerials (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и летательных аппаратов легче воздуха. Аэростатный ракетно-космический комплекс включает дирижабль, ракету космического назначения, транспортно-пусковой контейнер, наземную стартовую площадку с опорно-удерживающим устройством и транспортно-установочный агрегат. Ракета космического назначения снабжена контейнером с парашютной системой. Головной обтекатель выполнен усиленной конструкции, на верхней части которой установлен посредством узла крепления с пиропатроном контейнер с возможностью стабилизировать положение ракеты космического назначения перед включением двигательной установки ракеты-носителя. На нижней части дискообразного тороидального дирижабля равномерно установлены сканирующие устройства, позволяющие определять пространственное положение ракеты космического назначения после ее десантирования из транспортно-пускового контейнера и участвующие в формировании команды на запуск двигательной установки ракеты космического назначения. Изобретение направлено на расширение арсенала средств для запуска космических аппаратов. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и летательных аппаратов легче воздуха. Оно может быть использовано для запуска космических аппаратов (КА) с применением доработанных конверсионных баллистических твердотопливных ракет в доработанных транспортно-пусковых контейнерах (ТПК).
Ближайшим аналогом изобретения является аэростатный ракетно-космический комплекс (АРКК), описание которого с соответствующими отличительными признаками приведено в патенте РФ №2682893, кл. B64G 1/00, В64В 1/00, 2019 г. [1]. Общим для технических решений (существенных признаков изобретения), описанных в [1] и настоящего изобретения является состав АРКК включающий в себя: дирижабль, ракету космического назначения (РКН), ТПК, наземную стартовую площадку с опорно-удерживающим устройством, транспортно-установочный агрегат. При этом дирижабль выполнен в виде летательного аппарата легче воздуха дискообразной тороидальной формы с жесткой разборной на две идентичные части конструкции, на плоскостях, разделяющих дирижабль на две половины, установлены управляемые стыковочные механизмы для соединения частей дирижабля в единую конструкцию и соединения электрических, гидравлических и газовых разъемов, а внутри тороидального пространства дирижабля имеются опорные пояса с автоматическими узлами крепления ТПК к силовому каркасу дирижабля и автоматическое стыковочное устройство для стыковки коммуникаций дирижабля с коммуникациями ТПК. В составе дирижабля, для создания регулируемой аэростатической подъемной силы, имеются двигатели с винтами вертикальной и горизонтальной тяги, позволяющими, в том числе, осуществлять маневр увода дирижабля с траектории полета РКН, а также оборудование, предназначенное для поддержания во внутреннем объеме ТПК заданного тепло-влажностного режима во время подъема в атмосфере к точке старта, проведения предстартовых проверок РКН на дирижабле непосредственно перед пуском, приемо-передачи телеметрической и траекторной информации. Для перемещения дирижабля по земле используются устройства, содержащие управляемую гидравлическую подвеску колесных шасси. ТПК содержит верхнюю и нижнюю крышки, управляемые удерживающие устройства, опорные пояса, кабельную, гидравлическую и газовую сети, воздуховоды, автоматическое стыковочное устройство и внутреннюю плату механической расстыковки коммуникаций РКН с коммуникациями ТПК. Наземная стартовая площадка позволяет проводить операции по установке ТПК с РКН на опорно-удерживающее устройство вне конструкции дирижабля с использованием штатных средств установки ТПК с РКН, а также операции по приведению АРКК в исходное состояние в случае возникновения сбоев, неисправностей и отказов.
Недостатком данного АРКК является сложность стабилизации положения РКН в период ее свободного падения после десантирования из ТПК до запуска ракетных двигательных установок, возможность столкновения РКН с дирижаблем после запуска ее двигательных установок.
Технической задачей является повышение надежности и безопасности АРКК, а также точности выведения КА на заданную орбиту.
Поставленная задача решается за счет:
применения доработанной РКН снабженной контейнером с парашютной системой, установленным на верхней части головного обтекателя (ГО) усиленной конструкции, посредством узла крепления с пиропатроном;
применения в составе дирижабля сканирующих устройств, определяющих пространственное положение РКН после ее десантирования из ТПК и участвующих в формировании команды на запуск двигательной установки РКН с целью исключения столкновения РКН с дирижаблем.
Сущность изобретения поясняется рисунками на фиг. 1-8.
Краткое описание чертежей
На фиг. 1 показана оборудованная в инженерном отношении наземная стартовая площадка 1, на которой размещено опорно-удерживающее устройство 2, предназначенное для приема ТПК 3 с транспортно-установочного агрегата 4 и последующего удержания ТПК в вертикальном положении.
На фиг. 2 показаны аналогичные позиции АРКК в момент, когда с помощью транспортно-установочного агрегата 4 ТПК 3, содержащий РКН, устанавливается в вертикальное положение на опорно-удерживающее устройство 2 и удерживается на нем с помощью автоматизированных фиксирующих устройств 5.
На фиг. 3 показаны ТПК 3 и РКН в составе ракеты-носителя (РН) 6, КА 7 с адаптером 8 и ГО 9 с усиленной конструкцией, снабженного в верхней части узлом крепления с пиропатроном 10 и парашютной системой в контейнере 11. При этом, РН 6 имеет опорно-ведущие пояса 12 и внутреннюю плату 13 механической расстыковки коммуникаций РКН с коммуникациями ТПК.
ТПК 3 выполнен в виде оболочки с верхней 14 и нижней 15 крышками и снабжен опорными поясами 16, а также кабельной, гидравлической, газовой сетями и воздуховодами (на рисунке не показаны). Нижний опорный пояс 17 предназначен для установки ТПК на опорно-удерживающее устройство 2.
Интерфейс дирижабля и ТПК осуществляется с использованием автоматического стыковочного устройства 18, обеспечивающего многократную реализацию циклов соединения-разъединения кабельной, гидравлической, газовой сетей и воздуховодов дирижабля и ТПК.
Нижняя крышка 15 и управляемые удерживающие устройства 19 предназначены для сброса РКН из ТПК.
На фиг. 4 показан вид сбоку на АРКК в момент, когда ТПК 3 установлен на опорно-удерживающее устройство 2 и удерживается на нем с помощью автоматизированных фиксирующих устройств 5, а две симметричные части дирижабля 20 готовы к выполнению операции стыковки с ТПК 3. В состав дирижабля входят автоматические узлы крепления 21 опорных поясов 16 ТПК 3 на опорных поясах дирижабля, управляемые стыковочные механизмы 22 для соединения двух частей дирижабля в единую конструкцию, управляемые стыковочные механизмы 23 для соединения электрических, гидравлических и газовых разъемов, электродвигатели с воздушными винтами 24, изменяющими свое положение из горизонтального в вертикальное, убирающиеся колесные шасси 25 с управляемой гидравлической подвеской.
На фиг. 5 показан вид сбоку на АРКК в состыкованном положении его составных частей. На данном рисунке дирижабль 20 с ТПК 3 готов к подъему в воздух, автоматизированные фиксирующие устройства 5 (см. фиг. 4) убраны.
На фиг. 6 показан вид сбоку на конструкцию АРКК в разрезе. Основу дирижабля составляет пространственный каркас 26, состоящий из двух симметричных частей и выполненный, например, в виде ферм из легких сплавов. Внутри каркаса 26 размещены мягкие рабочие оболочки 27 и мягкие резервные оболочки 28, система управления плавучестью 29, емкости с жидким гелием 30, компрессоры 31, трубопроводы с управляемыми клапанами (на рисунке не показаны), аккумуляторные батареи 32, системы подзарядки аккумуляторных батарей 33, система дистанционного управления движением дирижабля 34, система дистанционного управления подготовкой к пуску и пуском РКН 35, система термостатирования РКН 36, средства приемо-передачи телеметрической и траекторной информации 37, система электроснабжения оборудования 38, предназначенная для подготовки к пуску и пуска РКН, автоматическое стыковочное устройство 18, убирающиеся колесные шасси 25 с управляемой гидроподвеской, ТПК 3. С внешней стороны каркас 26 покрыт твердой оболочкой, выполненной, например, из легких композиционных материалов (на рисунке не показана) и на нем размещены автоматические узлы крепления 21 опорных поясов 16 ТПК 3 на опорных поясах 39 дирижабля, а также электродвигатели с воздушными винтами 24 и сканирующие устройства 40.
На фиг. 7 показан вид сбоку на АРКК в точке пуска РКН из атмосферы Земли. На данном рисунке дирижабль 20 с ТПК 3 находится в воздухе, верхняя 14 и нижняя 15 крышки ТПК закрыты. Сканирующие устройства 40, расположенные равномерно на нижней части дискообразного тороидального дирижабля, не включены. Электродвигатели с воздушными винтами 24, вместе с системами управления плавучестью и дистанционного управления движением дирижабля, технологическим оборудованием дирижабля (на фиг. 7 не показаны) обеспечивают нахождение АРКК в заданной точке атмосферы Земли.
На фиг. 8 показана схема десантирования РКН 41 из ТПК 3, стабилизации ее положения, замедления потери высоты и пуска.
В состав фиг. 8 входят фиг. 8.1 - фиг. 8.7, на которых показаны этапы десантирования РКН 41 из ТПК 3, а также использования узла крепления с пиропатроном 10 и парашютной системой в контейнере 11, включающей в себя помимо контейнера, крышку контейнера 42, тормозной парашют 43 и основной парашют 44.
Функционирование АРКК производится следующим образом.
Исходное состояние АЭРКК: проведена циклограмма полготовки КА 7 к запуску; КА 7 установлен на адаптер 8 и закрыт ГО 9; адаптер 8 с КА 7, закрытый ГО 9, пристыкован к РН 6, образуя РКН; проведены проверки РКН; РКН находится в ТПК 3; ТПК 3 размещен в транспортно-установочном агрегате 4 в горизонтальном положении (перечисленные операции по подготовке РКН к пуску аналогичны операциям, приведенным в патенте РФ №2179941 [2]); опорно-удерживающее устройство 2 готово к приему ТПК 3 с транспортно-установочного агрегата 4; две части дирижабля 20 находятся на стартовой площадке 1 в местах симметричных относительно опорно-удерживающего устройства 2, подготовлены к полету и к выполнению операции стыковки с ТПК 3.
По команде руководителя работ транспортно-установочный агрегат 4 с размещенным на нем ТПК 3 подъезжает к опорно-удерживающему устройству 2 (см. фиг. 1). Далее ТПК 3 поднимается в вертикальное положение, устанавливается на опорно-удерживающее устройство 2 и закрепляется на нем с помощью автоматизированных фиксирующих устройств 5 (см. фиг. 2), после чего транспортно-установочный агрегат 4 отъезжает на такое расстояние, чтобы не мешать последующим операциям по стыковке частей дирижабля 20 друг с другом и с ТПК 3.
После отъезда транспортно-установочного агрегата 4 на требуемое расстояние симметричные части дирижабля 20 начинают движение навстречу друг другу, при этом необходимая высота конструкции дирижабля над уровнем поверхности стартовой площадки 1 устанавливается, в том числе, с помощью управляемых гидравлических подвесок колесных шасси 25. В процессе стыковки симметричных частей дирижабля 20 друг с другом и с ТПК 3 происходит заход опорных поясов 39 дирижабля под опорные пояса 16 ТПК 3 и закрепление последних на опорных поясах 39 дирижабля с помощью автоматических узлов крепления 21. Кроме того, благодаря управляемым стыковочным механизмам 22, 23 происходит соединение двух частей дирижабля в единую конструкцию, а также соединение электрических, гидравлических и газовых разъемов дирижабля.
После образования единой конструкции мобильной части АРКК происходит срабатывание автоматического стыковочного устройства 18 (см. фиг. 3, фиг. 6), обеспечивая соединение кабельной, гидравлической, газовой сетей и воздуховодов дирижабля и ТПК.
После проведения проверок правильности стыковочных операций, включается система термостатирования РКН 36, обеспечивая тем самым заданный температурно-влажностный режим для РН 6 и КА 7 при нахождении мобильной части АРКК на стартовой площадке 1 и в полете к месту пуска РКН.
После набора стартовой готовности мобильной части АРКК на стартовой площадке 1 убираются автоматизированные фиксирующие устройства 5 и начинается подъем дирижабля. Для создания архимедовой силы происходит наполнение оболочек 27 или 28 газообразным гелием в количестве, необходимом для подъема дирижабля на заданную высоту. Наполнение данных оболочек происходит путем использования компрессоров 31 (см. фиг. 6), трубопроводов с управляемыми клапанами (на рисунке не показаны), емкостей с жидким гелием 30 и системы управления плавучестью 29, функционально являющейся подсистемой системы дистанционного управления движением дирижабля 34.
Электродвигатели с воздушными винтами 24, изменяющими свое положение из горизонтального в вертикальное, предназначены для создания тяги в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Снабжение электродвигателей 24 электрической энергией осуществляется от аккумуляторных батарей 32, соединенных с системами подзарядки аккумуляторных батарей 33. Кроме того, системы подзарядки аккумуляторных батарей 33 обеспечивают электрической энергией систему электроснабжения оборудования, предназначенного для подготовки к пуску и пуска РКН.
При достижении дирижаблем заданной точки старта РКН при необходимости системой дистанционного управления подготовкой к пуску и пуском РКН 35 проводятся предстартовые электрические проверки КА 7 и РН 6. После чего последовательно происходит открытие нижней крышки 15 ТПК 3 и срабатывание управляемых удерживающих устройств 19, обеспечивая тем самым условия сброса РКН из ТПК 3 (см. фиг. 3 и фиг. 8.1). При движении РКН вниз из ТПК 3 осуществляется последовательный сброс ее опорно-ведущих поясов 12 и отсоединение внутренней платы 13 механической расстыковки коммуникаций РКН с коммуникациями ТПК 3. Включаются сканирующие устройства 40.
После падения РКН 41 из ТПК 3 происходит отстрел крышки 42 парашютного контейнера 11 (см. фиг 8.2). Затем осуществляется ввод в действие тормозного парашюта 43 (см. фиг. 8.3). Одновременно осуществляется увод дирижабля с планируемой траектории полета РКН и контроль сканирующими устройствами 40 пространственного положения РКН 41.
Далее происходит спуск РКН на тормозном парашюте 43 (см. фиг. 8.4) с последующим его отделением вводом в действие основного парашюта 44 (см. фиг. 8.5). В данном случае так называемая двухкаскадная парашютная система используется с целью снижения ударных нагрузок на РКН [3, 4].
Спуск на основном парашюте 44 (см. фиг. 8.6) обеспечивает стабилизацию положения и замедление потери высоты РКН, а также гарантированный увод дирижабля с планируемой траектории полета РКН.
После стабилизации положения РКН в атмосфере Земли и получении сигнала от сканирующих устройств 40 о безопасном расположении дирижабля по отношению к РКН происходит отделение основного парашюта 44 с контейнером 11 и включение двигательной установки РКН 41 (см. фиг. 8.7), за счет чего достигается повышение надежности и безопасности АРКК, а также точности выведения КА на заданную орбиту.
После осуществления дирижаблем 20 маневра ухода с траектории полета РКН 41, дирижабль возвращается на стартовую площадку 1. Для снижения дирижабля 20 по сигналам системы управления плавучестью 29 происходит отбор гелия из оболочек 27 или 28 и последующее его сжатие компрессорами 31.
Прием телеметрической и траекторной информации от РН 6 и КА 7 может осуществляться измерительными пунктами наземного, морского и воздушного базирования, при этом средства приемо-передачи телеметрической и траекторной информации 37 располагаются и на дирижабле.
Источники информации
1. Патент РФ №2682893, кл. B64G 1/00; В64В 1/00, 2019 г.
2. Патент РФ №2179941, кл. B64G 1/00; B64G 1/40, 2002 г.
3. Лялин В.В, Морозов В.И., Пономарев А.Т. Парашютные системы. Проблемы и методы их решения. - М.: ФИЗМАТЛИТ, 2009 - 576 с.
4. Рабинович Б.А. Безопасность космонавта при посадочном ударе спускаемого аппарата о грунт. Москва, 2014 - 282 с.
Claims (2)
1. Аэростатный ракетно-космический комплекс, включающий дирижабль, ракету космического назначения, транспортно-пусковой контейнер, наземную стартовую площадку с опорно-удерживающим устройством, транспортно-установочный агрегат, при этом дирижабль выполнен в виде двух идентичных дискообразной тороидальной формы конструкций, соединенных по диаметру стыковочными механизмами; ракета космического назначения содержит головной обтекатель, ракету-носитель, космический аппарат и адаптер; транспортно-пусковой контейнер содержит верхнюю и нижнюю крышки, управляемые удерживающие устройства, опорные пояса, кабельную, гидравлическую и газовую сети, воздуховоды, автоматическое стыковочное устройство и внутреннюю плату механической расстыковки коммуникаций ракеты космического назначения с коммуникациями транспортно-пускового контейнера, отличающийся тем, что ракета космического назначения снабжена контейнером с парашютной системой, головной обтекатель выполнен усиленной конструкции, на верхней части которой установлен посредством узла крепления с пиропатроном упомянутый контейнер с возможностью стабилизировать положение ракеты космического назначения перед включением двигательной установки ракеты-носителя.
2. Аэростатный ракетно-космический комплекс по п. 1, отличающийся тем, что в нижней части дискообразного тороидального дирижабля равномерно установлены сканирующие устройства определения расположения дирижабля по отношению к ракете космического назначения.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019124207A RU2750558C2 (ru) | 2019-07-25 | 2019-07-25 | Аэростатный ракетно-космический комплекс |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019124207A RU2750558C2 (ru) | 2019-07-25 | 2019-07-25 | Аэростатный ракетно-космический комплекс |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2019124207A RU2019124207A (ru) | 2021-01-25 |
RU2019124207A3 RU2019124207A3 (ru) | 2021-01-27 |
RU2750558C2 true RU2750558C2 (ru) | 2021-06-29 |
Family
ID=74212709
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019124207A RU2750558C2 (ru) | 2019-07-25 | 2019-07-25 | Аэростатный ракетно-космический комплекс |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2750558C2 (ru) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2229155B (en) * | 1989-03-13 | 1992-06-10 | Vladimir Mihajlovic | Sky platform |
US20080283659A1 (en) * | 2007-05-16 | 2008-11-20 | Jared Scott Hornbaker | Buoyancy launch vehicle |
RU2682893C1 (ru) * | 2017-10-11 | 2019-03-22 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "4 Центральный научно-исследовательский институт" Министерства обороны Российской Федерации | Аэростатный ракетно-космический комплекс |
-
2019
- 2019-07-25 RU RU2019124207A patent/RU2750558C2/ru active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2229155B (en) * | 1989-03-13 | 1992-06-10 | Vladimir Mihajlovic | Sky platform |
US20080283659A1 (en) * | 2007-05-16 | 2008-11-20 | Jared Scott Hornbaker | Buoyancy launch vehicle |
RU2682893C1 (ru) * | 2017-10-11 | 2019-03-22 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "4 Центральный научно-исследовательский институт" Министерства обороны Российской Федерации | Аэростатный ракетно-космический комплекс |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2019124207A3 (ru) | 2021-01-27 |
RU2019124207A (ru) | 2021-01-25 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2647220B2 (ja) | ロケット推進で、空中配置され、揚力を助長される、軌道飛行、超軌道飛行および低軌道飛行するためのブースタ飛行体 | |
US8662441B2 (en) | Unmanned aerial vehicle launch system | |
US8047472B1 (en) | Ram booster | |
RU2175933C2 (ru) | Средства, способ и система запуска космических аппаратов на основе буксируемого планера (их варианты) | |
US7252270B2 (en) | System and method for launching a missile from a flying aircraft | |
US6029928A (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
US20130206915A1 (en) | Vertical take-off and landing multimodal, multienvironment, gyropendular craft with compensatory propulsion and fluidic gradient collimation | |
US3289974A (en) | Manned spacecraft with staged re-entry | |
AU2991297A (en) | Two-stage reusable earth-to-orbit aerospace vehicle and transport system | |
JPH10505560A (ja) | 再使用型打ち上げプラットフォームおよび再使用型宇宙機 | |
US8727264B1 (en) | Dynamic tow maneuver orbital launch technique | |
US3001739A (en) | Aerial capsule emergency separation device | |
RU2750558C2 (ru) | Аэростатный ракетно-космический комплекс | |
US6932302B2 (en) | Reusable launch system | |
RU2401779C1 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
CN113573981A (zh) | 用于从高空发射太空火箭的浮动平台及用于将刚性壁气球发射到太空中的方法 | |
RU2682893C1 (ru) | Аэростатный ракетно-космический комплекс | |
Kerzhanovich et al. | Mars aerobot validation program | |
RU2353546C2 (ru) | Мобильная авиационная ракетная космическая система | |
RU2526633C1 (ru) | Многоцелевая аэростатная система ускоренного вывода на заданную высоту | |
RU2636447C2 (ru) | Авиационный ракетно-космический комплекс, формируемый на базе ракеты космического назначения, адаптируемой из МБР ТОПОЛЬ-М, и самолёта-носителя ИЛ-76МФ по выведению малых КА на целевые орбиты путём десантирования РКН из самолёта с применением комбинированной транспортно-пусковой платформы и подъёмно-стабилизирующего парашюта | |
RU2314975C1 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2317923C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2319643C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2355601C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс |