РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ, СБРАСЫВАЕМАЯ С САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ, И СПОСОБ ЕЕ ЗАПУСКА В ВОЗДУХЕ И УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ Российский патент 1995 года по МПК B64D5/00 F42B15/00 

Описание патента на изобретение RU2026798C1

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.

Похожие патенты RU2026798C1

название год авторы номер документа
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМОЙ ДЛЯ ВЫВЕДЕНИЯ ПОЛЕЗНОГО ГРУЗА 1999
  • Карпов А.С.
  • Рачук В.С.
  • Иванов Р.К.
  • Монахов Ю.В.
  • Ковалевский М.М.
  • Борисов А.В.
RU2160214C1
ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ СО СМЕШАННЫМ РЕЖИМОМ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО И КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА И СПОСОБ ЕГО ПИЛОТИРОВАНИЯ 2007
  • Шаваньяк Кристоф
  • Бертран Жером
  • Лапорт-Вейвада Хуг
  • Пулен Оливье
  • Матаран Филипп
  • Лэн Робер
RU2441815C2
СПОСОБ ЗАПУСКА РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ НА ТРАЕКТОРИЮ ВЫВЕДЕНИЯ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ В КОСМОС 1999
  • Близнюк В.И.
  • Алешин Е.А.
  • Бендеров В.В.
  • Бондаренко Н.Н.
  • Клименко В.И.
  • Ростопчин В.В.
  • Чевардов С.Г.
RU2181684C2
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ 2011
  • Ахметов Равиль Нургалиевич
  • Кирилин Александр Николаевич
  • Минаев Михаил Михайлович
  • Новиков Валентин Николаевич
  • Солунин Владимир Сергеевич
  • Сторож Александр Дмитриевич
  • Широков Виталий Анатольевич
RU2482030C2
СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ НА ОКОЛОЗЕМНУЮ ОРБИТУ И МНОГОРАЗОВЫЙ СОСТАВНОЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ САМОЛЕТ-НОСИТЕЛЬ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ (АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА " НУР-САИД") 2001
  • Гашимов Мирсултан Исмаил Оглы
RU2232700C2
УПРОЩЕННЫЙ МНОГОРАЗОВЫЙ МОДУЛЬ ДЛЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ 2011
  • Прамполини Марко
RU2566597C2
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС, САМОЛЕТ, МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА И СПОСОБ ЗАПУСКА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА 2005
  • Дондуков Александр Николаевич
  • Новиков Валерий Викторович
  • Давидсон Борис Хаймович
  • Дробышевский Валерий Георгиевич
  • Микоян Ованес Артемович
  • Колмогоров Александр Александрович
  • Храмов Олег Владимирович
  • Казимиров Вячеслав Тимофеевич
  • Кулякин Василий Тимофеевич
  • Фесенко Валерий Николаевич
  • Гарелла Клаудио
  • Кабреле Сиро
  • Пакканелла Джузеппе
  • Гуанзироли Карло
RU2288136C1
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ МНОГОКРАТНОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ И МНОГОКОМПОНОВОЧНАЯ ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА 1991
  • Дэвид Р.Крисвелл[Us]
RU2035358C1
Многоразовая космическая система и способ ее управления 2019
  • Карелин Виктор Георгиевич
  • Карелин Георгий Викторович
  • Петухов Валерий Михайлович
  • Субботин Роман Владимирович
RU2717406C1
РАЗГОННЫЙ САМОЛЕТ-НОСИТЕЛЬ (ВАРИАНТЫ) 2019
  • Сушенцев Борис Никифорович
RU2715816C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 026 798 C1

Реферат патента 1995 года РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ, СБРАСЫВАЕМАЯ С САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ, И СПОСОБ ЕЕ ЗАПУСКА В ВОЗДУХЕ И УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ

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.

Формула изобретения RU 2 026 798 C1

РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ, СБРАСЫВАЕМАЯ С САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ, И СПОСОБ ЕЕ ЗАПУСКА В ВОЗДУХЕ И УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ.

1. Ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, содержащая ступени с двигательными установками, крыло, полезную нагрузку, отличающаяся тем, что, с целью повышения эффективности транспортирования полезной нагрузки и повышения надежности, она выполнена из трех соосных ступеней, снабжена устройствами их разделения, крыло установлено на первой ступени ракеты-носителя с возможностью его отделения, при этом устройство разделения ракеты-носителя с самолетом носителем установлено под фюзеляжем самолета носителя, или под крылом самолета-носителя, или внутри фюзеляжа самолета-носителя, при этом вторая и третья ступени снабжены устройствами регулирования тяги. 2. Ракета носитель по п.1, отличающаяся тем, что крыло содержит главное крыло подъема и вспомогательное крыло управления ориентацией. 3. Способ запуска в воздухе и управление полетом ракеты-носителя, сбрасываемой с самолета носителя, включающий 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, отличающийся тем, что, с целью повышения эффективности транспортировки полезного груза и повышения надежности, 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 при достижении плотности атмосферы расчетного значения, а аэродинамической нагрузки максимального значения изменяют траекторию полета ракеты-носителя с углом восхождения менее 45o с отрицательным углом атаки, после чего отделяют первую ступень вместе с крылом, а затем запускают вторую ступень.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 1995 года RU2026798C1

Аппарат для очищения воды при помощи химических реактивов 1917
  • Гордон И.Д.
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.

RU 2 026 798 C1

Авторы

Антонио Луи Элиас[Us]

Даты

1995-01-20Публикация

1989-03-11Подача