Патент на изобретение №2159727
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ НА ОРБИТУ В КОСМОС
(57) Реферат: Изобретение относится к авиационно-космической технике и может использоваться для воздушного старта ракет-носителей. Согласно изобретению подготовку 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 выполняют “горку” и отделяют 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 выхода на заданную орбиту. После этого самолет возвращают на аэродром посадки. Изобретение направлено на увеличение массы полезной нагрузки, выводимой на околоземную орбиту заданного наклонения. 2 з.п. ф-лы, 1 ил. Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к способам выведения полезной нагрузки (объекта) в космос при помощи авиационной ракетно-космической системы (АРКС). Известен способ выведения воздушно-космического самолета на орбиту (RU N 2000257 C, B 64 G 1/14 от 15.10.91 [1]), включающий заправку топливных емкостей воздушно-космического самолета (ВКС) и его стыковку с самолетом-носителем, совместный старт, набор заданной высоты и полет в заданный район самолета-носителя и состыкованного с ним ВКС, отделение ВКС от носителя и его разгон до космической скорости, топливные емкости ВКС заправляют частично, а перед отделением ВКС осуществляют заправку от дополнительного самолета-танкера, в баки которого заправляют недостающую часть топлива, при этом осуществляют взлет и вывод самолета-танкера в район следования самолета-носителя с ВКС. При этом дозаправка ВКС осуществляется с использованием заправочных магистралей, размещенных на самолете-носителе. Существенным недостатком указанного технического решения является высокая удельная стоимость выведения полезной нагрузки на орбиту в космос [2]. Это обусловлено прежде всего тем, что подобный способ в принципе не позволяет снизить затраты ракетного топлива для вывода ВКС после старта на полетную траекторию, а также требует увеличения числа штатных единиц, обслуживающих полет ВКС. Известное техническое решение по выведению полезной нагрузки в космос с использованием транспортного самолета типа Ан-124 и ракеты-носителя “Полет” позволяет снизить удельные показатели запуска не более чем на 30% по сравнению с традиционным запуском [3]. Сложный процесс отделения ракеты-носителя и сильные знакопеременные нагрузки при этом привели к значительному увеличению массы конструкции ракеты-носителя. Реализация вертикального старта ракеты-носителя после отделения от самолета-носителя не позволяет использовать кинетическую энергию самолета-носителя, сообщенную ей при отделении. По этой причине такой способ не позволяет выводить на высокие орбиты полезные нагрузки массой около 1000 кг с одновременным снижением удельных затрат. Наиболее близким техническим решением является ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, способ ее запуска в воздухе и управление полетом (RU N 2026798 C1, 6 B 64 D 5/00, F 42 B 15/00 – [4], [5] – прототип). Однако такое техническое решение не обеспечивает выведения в космос на высокие орбиты полезных нагрузок массой более 500 кг. Целью изобретения является разработка способа выведения полезной нагрузки на орбиту в космос, при котором обеспечивается наименьшая удельная стоимость достижения технического результата: выведения наибольшей полезной нагрузки в космос на заданную орбиту с заданным наклонением. Сущностью изобретения является способ выведения полезной нагрузки на орбиту в космос, включающий подготовку к полету и взлет многорежимного самолета-разгонщика с ракетой-носителем с аэродрома, полет в зону запуска ракеты-носителя с дозаправкой в воздухе или без нее, разгон и набор высоты при подходе к зоне запуска ракеты-носителя, маневр самолета-разгонщика, отделение и запуск ракеты-носителя, перевод самолета-разгонщика в режим командно-измерительного пункта, сопровождение выводимого объекта до момента его выхода на орбиту с дозаправкой в воздухе или без нее и возврат на аэродром посадки. Указанный технический результат достигается тем, что для выведения полезной нагрузки применяется многорежимный самолет-разгонщик с одной или несколькими ракетами-носителями. Подготовка самолета-разгонщика и ракет-носителей к полету и взлет осуществляются с аэродрома, находящегося на наименьшем при самом безопасном маршруте полета расстоянии до зоны запуска ракеты-носителя. После взлета для снижения километрового расхода топлива самолет-разгонщик осуществляет полет в зону запуска ракеты-носителя на режиме наибольшей дальности полета 1 (см. чертеж). При необходимости с целью увеличения дальности полета самолет-разгонщик осуществляет промежуточную посадку с дозаправкой или дозаправку в воздухе. При подлете к заданному промежуточному пункту маршрута (ППМ) 2 производится разгон до заданной или предельной сверхзвуковой скорости с набором высоты в заданном направлении до точки отделения ракеты-носителя 3. После достижения заданных скорости полета, высоты и географических координат самолет-разгонщик выполняет маневр “горка” 4. Параметры маневра самолета-разгонщика и момент отделения ракеты-носителя определяются исходя из условия обеспечения нулевого угла атаки ракеты-носителя в момент старта и минимальной перегрузки, действующей на нее как при осуществлении маневра самолетом-разгонщиком, так и в течение всего времени выхода на заданную траекторию. При достижении самолетом-разгонщиком необходимого угла тангажа производится отделение ракеты-носителя. Причем в момент отделения ракеты-носителя самолет-разгонщик обеспечивает нормальную перегрузку ny не менее 1,2. Запуск двигательной установки ракеты-носителя производится при достижении ракетой-носителем заданного угла тангажа при свободном движении по баллистической траектории после отделения от самолета-разгонщика. Таким образом, указанный порядок событий при запуске ракеты-носителя обеспечивает ей минимальные потери кинетической энергии, обусловленные необходимой задержкой по времени для запуска двигательной установки и потребным угловым доворотом для выхода на траекторию полета. После включения двигательной установки ракета-носитель самостоятельно выводится по оптимальной траектории (критерий оптимальности: высота орбиты H=Hmax при заданной массе полезной нагрузки) на заданную орбиту. После отделения ракеты- носителя самолет-разгонщик автоматически переводится в режим командно-измерительного пункта для сопровождения выводимой полезной нагрузки до выхода на заданную орбиту и одновременно осуществляет выход из маневра. В этом режиме курс, высота и скорость полета самолета-разгонщика определяются с учетом траектории выведения полезной нагрузки в космос. Совмещение функций самолета-разгонщика и самолетного командно-измерительного пункта в рамках одного летательного аппарата позволяет уменьшить количество штатных единиц в АРКС и упростить процесс выведения полезной нагрузки в космос. При необходимости после окончания маневра, не прерывая сопровождения объекта, самолет-разгонщик дозаправляется в воздухе для обеспечения требуемой продолжительности оставшейся части полета, осуществления возврата на аэродром и посадки. Таким образом, указанный способ выведения полезной нагрузки в космос позволяет достичь вышеуказанный технический результат. При этом суммарный эффект снижения удельной стоимости выведения полезной нагрузки в космос достигается путем снижения затрат на каждом этапе и сокращения количества штатных единиц в АРКС. Источники информации 1. RU N 2000257 C, B 64 G 1/14 от 15.10.91. 2. Новости зарубежной науки и техники. Cерия: Авиационная и ракетная техника. Состояние работ по перспективным воздушно-космическим летательным аппаратам за рубежом. ЦАГИ имени проф. Н.Е. Жуковского, N 13, 1988, с. 1-3. 3. Летающий космодром. “Наука и жизнь”, N 11, 1999, с. 49. 4. RU N 2026798 C1, 6 N 64 D 5/00, F 42 В 15/00. 5. Новости зарубежной науки и техники. Серия: Авиационная и ракетная техника. Крылатая авиационная ракета-носитель “Пегас”. ЦАГИ имени проф. Н.Е. Жуковского, N 20, 1989, с. 22-29. Формула изобретения
РИСУНКИ
MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Дата прекращения действия патента: 08.12.2003
Извещение опубликовано: 20.12.2004 БИ: 35/2004
|
||||||||||||||||||||||||||
