Изобретение относится к ракетной технике, в частности к разворачиваемому в воздухе летательному аппарату с ракетной силовой установкой.
Известна система [1], в которой крылатый орбитальный летательный аппарат запускается с наземной взлетно-посадочной полосы с помощью многократно используемых турбореактивных крылатых ракет-носителей. Ракета-носитель доставляет орбитальную ракету на определенную высоту, затем разделяется с ней и возвращается на Землю для повторного использования.
Недостатками такой системы являются большие размеры, техническая сложность изготовления и испытания, а также неэкономичность при запуске полезных нагрузок менее 454 кг.
Наиболее близким техническим решением к изобретению, выбранным в качестве прототипа, является беспилотный малоразмерный космический самолет (мини-КС) [2] , запускаемый с самолета-разгонщика и предназначенный для экономичной доставки на низкую околоземную орбиту и возвращения обратно на Землю полезной нагрузки. Эта система предназначена для горизонтального запуска мини-КС с крыши обычного самолета.
К недостаткам такой системы следует отнести чрезвычайную опасность, что ограничивает ее широкое применение.
Способ запуска в воздухе и управления полетом ракеты-носителя в известном решении заключается в том, что самолет-носитель доставляет ракету-носитель на заданную высоту, включаются двигатели ракеты-носителя и происходит ее отделение от самолета-носителя. Недостатком этого способа является высокая опасность задействования ракеты-носителя до ее отделения от самолета-носителя.
Технической задачей изобретения является повышение эффективности транспортирования полезной нагрузки и повышение надежности.
Решение поставленной технической задачи достигается за счет того, что ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, содержащая ступени с двигательными установками, крыло, полезную нагрузку, выполнена из трех соосных ступеней, снабжена устройством их разделения, при этом крыло установлено на первой ступени ракеты-носителя с возможностью его отделения, устройство разделения ракеты-носителя с самолетом-носителем установлено под фюзеляжем самолета-носителя или под крылом самолета-носителя, или внутри фюзеляжа самолета-носителя, вторая и третья ступени снабжены устройствами регулирования тяги, кроме того, крыло содержит главное крыло подъема и вспомогательное крыло управления ориентацией.
Способ запуска в воздухе и управления полетом ракеты-носителя, сбрасываемой с самолета-носителя, заключается в том, что производят разгон ракеты-носителя к месту ее запуска на траектории полета самолета-носителя, причем направление полета самолета-носителя совпадает с направлением запуска ракеты-носителя, отделение ракеты-носителя от самолета-носителя, причем запуск двигательной установки первой ступени производят после отделения и отставания ракеты-носителя от самолета-носителя при горизонтальном положении ракеты-носителя, при этом изменение траектории полета ракеты-носителя производят с помощью вспомогательного крыла управления, устанавливают его на положительный угол атаки, измеряют плотность атмосферы и аэродинамическую нагрузку и по достижении плотности атмосферы расчетного значения, а аэродинамической нагрузки максимального значения изменяют траекторию полета ракеты-носителя с углом восхождения менее 45о с отрицательным углом атаки, после чего отделяют первую ступень вместе с крылом, а затем запускают вторую ступень.
На фиг. 1 показана ракета-носитель, вид сбоку; на фиг. 2 - то же, ракета-носитель, вид сверху; на фиг. 3, 4 и 5 - варианты размещения ракеты-носителя на самолете-носителе.
Ракета-носитель 1 содержит первую 2, вторую 3 и третью 4 ступени, содержащие ракетные двигатели 5, 6 и 7 соответственно. Первая 2 и вторая 3 ступени соединены между собой адаптером 8 с возможностью разделения. Вторая 3 и третья 4 ступени соединены аналогично с помощью адаптера 9. Аэродинамическое крыло 10 крепится к корпусу 11 первой ступени 2 и содержит главное крыло подъема и вспомогательное крыло управления ориентацией. Сопла 12, 13, 14 закреплены в кормовой части первой 2, второй 3 и третьей 4 ступеней соответственно. Сопло 12 установлено неподвижно, а сопла 13 и 14 смонтированы на карданном подвесе. Вторая 3 и третья 4 ступени снабжены механизмами управления положением в пространстве. Управление положением первой ступени 2 осуществляется аэродинамически.
Ракета-носитель 1 крепится к самолету-носителю 15 либо под крылом, либо под фюзеляжем, либо внутри фюзеляжа самолета-носителя.
Способ запуска ракеты-носителя 2 с самолета-носителя 15 заключается в том, что самолет-носитель разгоняет ракету-носитель к месту запуска на траектории полета, ракета-носитель отделяется от самолета-носителя, отстает от него при горизонтальном положении ракеты-носителя, затем запускается двигательная установка 5 первой ступени 2. Изменение траектории полета ракеты-носителя производят с помощью вспомогательного крыла управления, устанавливая его на положительный угол атаки, затем измеряют плотность атмосферы и аэродинамическую нагрузку и по достижении плотности атмосферы расчетного значения, а аэродинамической нагрузки максимального значения изменяют траекторию полета ракеты-носителя с углом восхождения менее 45о с отрицательным углом атаки, после чего отделяют первую ступень вместе с крылом 10, а затем запускают последовательно вторую ступень 3 и третью ступень 4.
название | год | авторы | номер документа |
---|---|---|---|
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМОЙ ДЛЯ ВЫВЕДЕНИЯ ПОЛЕЗНОГО ГРУЗА | 1999 |
|
RU2160214C1 |
ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ СО СМЕШАННЫМ РЕЖИМОМ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО И КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА И СПОСОБ ЕГО ПИЛОТИРОВАНИЯ | 2007 |
|
RU2441815C2 |
СПОСОБ ЗАПУСКА РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ НА ТРАЕКТОРИЮ ВЫВЕДЕНИЯ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ В КОСМОС | 1999 |
|
RU2181684C2 |
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ | 2011 |
|
RU2482030C2 |
СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ НА ОКОЛОЗЕМНУЮ ОРБИТУ И МНОГОРАЗОВЫЙ СОСТАВНОЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ САМОЛЕТ-НОСИТЕЛЬ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ (АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА " НУР-САИД") | 2001 |
|
RU2232700C2 |
УПРОЩЕННЫЙ МНОГОРАЗОВЫЙ МОДУЛЬ ДЛЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ | 2011 |
|
RU2566597C2 |
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС, САМОЛЕТ, МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА И СПОСОБ ЗАПУСКА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА | 2005 |
|
RU2288136C1 |
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ МНОГОКРАТНОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ И МНОГОКОМПОНОВОЧНАЯ ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА | 1991 |
|
RU2035358C1 |
Многоразовая космическая система и способ ее управления | 2019 |
|
RU2717406C1 |
РАЗГОННЫЙ САМОЛЕТ-НОСИТЕЛЬ (ВАРИАНТЫ) | 2019 |
|
RU2715816C1 |
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к разворачиваемому в воздухе летательному аппарату с ракетной силовой установкой. Технической задачей изобретения является повышение эффективности транспортирования полезной нагрузки и повышение надежности. Ракета-носитель крепится к самолету-носителю и сбрасывается с него на высоте запуска, при этом запуск первой ступени производят после отставания ракеты-носителя от самолета-носителя на безопасное расстояние. 2 с. и 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ, СБРАСЫВАЕМАЯ С САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ, И СПОСОБ ЕЕ ЗАПУСКА В ВОЗДУХЕ И УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ.
Аппарат для очищения воды при помощи химических реактивов | 1917 |
|
SU2A1 |
Концепция многоразового беспилотного мини-КС, стартующего с самолета В-747 | |||
Teledyne Brown defines reusable spacceplaue concept | |||
"Aviat.Week and Space Technol.", 1987, 127, N 6, 141. |
Авторы
Даты
1995-01-20—Публикация
1989-03-11—Подача