Способ старта ракеты с самолета для выведения полезного груза на орбиту

Способ старта ракеты с самолета для выведения полезного груза на орбиту

Реферат

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для выведения полезного груза на орбиту с помощью баллистических ракет, стартующих с самолета. Участок старта начинается с момента отделения ракеты с полезным грузом от самолета и заканчивается началом реализации ее программного движения для выведения полезного груза на орбиту.

Реализация способа старта ракеты с самолета, при котором на орбиту выводится более тяжелый полезный груз, является целью предложенного изобретения.

Масса стартующей ракеты зависит от варианта ее размещения на самолете.

Известен ряд способов старта ракет с самолета, при которых они размещаются в грузовом отсеке самолета или под его фюзеляжем.

В патентах №2068169 с приоритетом от 24.08.1992 г, №2160214 с приоритетом от 29.07.1999 г. изложены способы старта ракет из грузового отсека самолета.

В патенте №2068169 ракета на специальной платформе извлекается из грузового отсека с помощью вытяжного парашюта, затем платформа отделяется и уводится от ракеты с помощью парашюта, запускается двигатель первой ступени ракеты и при помощи его органов управления ракета стабилизируется на заданной траектории.

В патенте №2160214 после заданного маневра самолета ракета катапультируется из грузового отсека, запуск маршевого двигателя первой ступени осуществляется на безопасном от самолета расстоянии, при этом ракета после отделения разворачивается в вертикальной плоскости с помощью маршевого двигателя после его включения или с помощью дополнительной реактивной установки до запуска маршевого двигателя в заданное угловое положение в направлении выведения полезного груза на орбиту.

Способы старта ракет, расположенных под фюзеляжем самолета, приведены в патентах №2159727 с приоритетом от 07.12.1999 г., №2265558 и №2265559 с приоритетом от 06.09.2005 г., в которых после доставки ракеты самолетом в зону пуска она отделяется от самолета, затем запускается маршевый двигатель первой ступени, осуществляется стабилизация ракеты относительно заданной траектории и вывод полезного груза на орбиту.

Приведенные способы старта имеют существенный недостаток, заключающийся в том, что используемые в них схемы размещения ракет на самолете накладывают жесткие ограничения на величины размеров и, следовательно, стартовой массы ракеты, при которых сохраняется достаточный запас по энергетическим возможностям самолета, позволяющий за счет реализации схемы размещения с более тяжелой ракетой увеличить массу выводимого полезного груза.

Эта задача может быть разрешена предлагаемым способом старта, при котором ракета размещается сверху на фюзеляже самолета.

Такое размещение позволяет использовать ракету большего размера и массы.

Ракеты, расположенные под фюзеляжем самолета, имеют, как правило, по сравнению с другими схемами размещения значительно меньшие размеры и массы. Поэтому сравнение способов старта проводится между известными для ракеты, размещенной в грузовом отсеке самолета, и предлагаемым с ракетой, установленной сверху на его фюзеляже.

В качестве прототипа может быть принят изложенный выше способ старта ракеты из грузового отсека самолета по патенту №2160214 с приоритетом от 29.07.1999 г. с названием "Способ управления авиационно-космической системой для выведения полезного груза".

Предлагаемый способ старта включает доставку ракеты самолетом в заданную зону пуска, отделение ракеты от самолета, стабилизацию ракеты и запуск маршевого двигателя первой ступени на безопасном от самолета расстоянии.

Перед стартом ракету оснащают парашютом-крылом и устанавливают сверху на фюзеляже самолета.

В зоне пуска ракеты выполняют маневр "горка".

Перед разделением ракеты самолетом осуществляют раскрытие парашюта-крыла.

В момент окончания наполнения купола парашюта-крыла снимают жесткие связи между самолетом и ракетой. С помощью дополнительной подъемной силы парашюта-крыла, сил инерции, обусловленных маневром "горка", отделяют и уводят ракету от самолета. Одновременно с отделением ракеты изменяют направление движения самолета в сторону от траектории ракеты.

К моменту запуска маршевого двигателя отцепляют от ракеты парашют-крыло.

С помощью маршевого двигателя стабилизируют ракету относительно программной траектории.

К настоящему времени накоплен достаточный опыт по размещению грузов сверху на фюзеляже самолета, например на самолете АН-225 "Мрия", который был создан для транспортировки нестандартных, крупногабаритных грузов, в частности космического корабля "Буран", блоков ракеты-носителя "Энергия" и других грузов.

Ракета устанавливается в специальный пусковой установке на верхней поверхности фюзеляжа самолета так, чтобы ее центр масс находился над центром масс самолета. Парашют-крыло крепится к ракете с помощью строп. Точки крепления строп и их длины выбираются из условия, чтобы при отделении ракеты аэродинамическая подъемная сила парашюта-крыла практически не создавала возмущающий момент, т.е. ее линия действия будет проходить близко к центру масс ракеты.

Выбор величины площади (подъемной силы) парашюта-крыла обеспечивает безударное разделение ракеты с самолетом. При этом подъемная сила самой ракеты (без использования дополнительных несущих поверхностей) значительно меньше ее веса.

Купол парашюта-крыла представляет собой многосекционное мягкое крыло с воздухозаборниками в передней части профиля, служащими для заполнения воздухом внутренних полостей купола и поддержания в них повышенного давления за счет скоростного напора.

Без использования парашюта-крыла для отделения ракеты необходимо выполнить системой "самолет-ракета" маневр "горка", при котором отрицательная нормальная перегрузка на момент отделения должна быть в пределах -0,4...-0,6.

При таком маневре ракета в момент отделения от самолета приобретает значительную отрицательную угловую скорость в канале тангажа (до -8°/сек на пикирование), что при наличии продолжительного неуправляемого участка движения (5-6 сек) нарушается стабилизация ракеты (как правило, статически неустойчивой) к моменту запуска маршевого двигателя. При этом не исключается соударение ракеты с конструкцией самолета в процессе их разделения. Использование парашюта-крыла позволяет исключить эти недостатки, т.к. требуемый маневр "горка" реализуется при существенно меньших по модулю отрицательных нормальных перегрузках.

С помощью парашюта-крыла можно реализовать пуск ракеты и из горизонтального полета самолета, но с использованием маневра "горка" требуется парашют-крыло существенно меньшей площади.

Сравнение способов старта ракеты по прототипу и предлагаемому рассматривается на примере расчетов пусков одной из баллистических ракет космического назначения с самолета типа АН-124 ВС.

Пуски осуществлялись на высоте 10 км при скорости самолета 650 км/ч. Самолет перед пуском ракеты совершает маневр "горка".

На ракете не используется дополнительные несущие поверхности.

Оценки по способу старта в соответствии с прототипом показали следующее.

В грузовом отсеке самолета ракета размещена в горизонтальном положении, головной частью против направления полета самолета и катапультируется с помощью специальных энергетических средств (например, за счет пневматической системы выталкивания).

Возможности грузового отсека самолета позволяют расположить в нем ракету со стартовой массой равной ˜100 т.

Вышедшую из самолета ракету необходимо развернуть с помощью дополнительной реактивной установки из практически горизонтального положения с направлением против выведения полезного груза в заданное угловое положение в вертикальной плоскости, необходимое для начала формирования программной траектории.

Для безопасности самолета запуск маршевого двигателя первой ступени осуществляется через 6 сек от момента выхода ракеты из самолета.

В процессе разворота ракеты на участке старта возникают потери величин кинематических параметров движения ракеты, тем самым увеличивая затраты топлива при работе маршевого двигателя для компенсации этих потерь, что снижает массу выводимого полезного груза на орбиту, например выводимый полезный груз на круговую орбиту составил 3 т.

Оценки по предлагаемому способу старта показали следующее.

Сверху на фюзеляже самолета в специальном пусковом контейнере может быть размещена аналогичная ракета со стартовой массой 115 т (за счет возможности увеличения ее размеров).

Ракета располагается головной частью по направлению полета самолета, что существенно снижает потери по величинам параметров движения ракеты на участке старта по сравнению с аналогичными потерями в способе по прототипу.

Без парашюта-крыла старт ракеты может быть реализован за счет выполнения маневра "горка" с нормальной перегрузкой -0,53. Но при этом к моменту запуска маршевого двигателя ракета приобретает значительные угловые отклонения по всем каналам стабилизации, что приводит к затяжному процессу разворота ракеты на заданные угловые параметры, к энергетическим потерям ракеты и, как следствие, к снижению массы выводимого полезного груза на орбиту.

Отделение и увод ракеты от самолета в режиме его горизонтального полета возможны при использовании парашюта-крыла площадью ˜460 м².

Надежный старт ракеты может быть обеспечен с меньшей площадью парашюта-крыла ˜94 м² при реализации маневра "горка" с нормальной перегрузкой -0,2 (такая же перегрузка реализуется и в способе старта по прототипу).

Запуск маршевого двигателя и отделение парашюта-крыла осуществляется на 5-й секунде полета ракеты (от момента разрыва жестких связей).

В момент запуска маршевого двигателя ракета занимает в пространстве угловое положение, близкое к горизонтальному, а ее центр масс при движении отстает в горизонтальном направлении от центра масс самолета на ˜27 м и находится выше на ˜100 м, что позволяет обеспечить безопасность самолета при запуске двигателя.

Относительное расстояние между самолетом и ракетой в момент запуска маршевого двигателя возрастает, если с момента начала разделения объектов самолет изменяет направление своего движения в сторону от траектории ракеты.

В предложенном способе старта масса выводимого полезного груза возрастает по сравнению с известным на ˜40%.

Следует заметить, что если использовать в предложенном способе старта такую же ракету, как в прототипе, то выводимая масса полезного груза увеличивается на ˜19% за счет меньших потерь по величинам параметров движения ракеты на участке старта.

Таким образом, предложенный способ старта ракеты с самолета по сравнению с известным позволяет увеличит массу выводимого полезного груза на орбиту.

Способ старта ракеты для выведения полезного груза на орбиту с самолета, включающий доставку ракеты самолетом в заданную зону пуска, отделение ракеты от самолета, стабилизацию ракеты и запуск ее маршевого двигателя первой ступени на безопасном от самолета расстоянии, при этом одновременно с отделением ракеты изменяют направление движения самолета в сторону от траектории ракеты, отличающийся тем, что ракету до старта оснащают парашютом-крылом и устанавливают ее сверху на фюзеляже самолета, в зоне пуска ракеты выполняют самолетом маневр "горка", перед разделением ракеты с самолетом осуществляют раскрытие парашюта-крыла с обеспечением в момент окончания наполнения его купола, снятие жестких связей между самолетом и ракетой за счет подъемной силы парашюта-крыла и силы инерции, обусловленной маневром "горка", а к моменту запуска маршевого двигателя первой ступени ракеты отцепляют от нее парашют-крыло, после чего стабилизируют ракету относительно заданной траектории с помощью маршевого двигателя.