СРЕДСТВА, СПОСОБ И СИСТЕМА ЗАПУСКА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ НА ОСНОВЕ БУКСИРУЕМОГО ПЛАНЕРА (ИХ ВАРИАНТЫ) Российский патент 2001 года по МПК B64G1/00 B64G1/14 

Изобретение преимущественно относится к средствам запуска, предназначенным для вывода космических аппаратов на околоземную орбиту, в частности к средствам запуска, оснащенным поверхностями, обеспечивающими подъемную силу, достаточную для того, чтобы средства вывода могли в качестве планера буксироваться обычным самолетом. Средства вывода, выполненные подобным образом, могут считаться "выведенными в воздух" при помощи обычного самолета, или, в альтернативном варианте, могут рассматриваться как средства вывода, наращиваемые обычным самолетом, используемым в качестве "нулевой ступени".

В настоящее время для выведения космических аппаратов на околоземные орбиты насчитывается ограниченное число разновидностей средств вывода. По существу во всех случаях запуски осуществляются при помощи ракетных двигателей с неподвижных стартовых площадок. Это ограничивает скорость, с которой может быть выполнен запуск, временем, требуемым на подготовку стартовой позиции, сборку средств вывода на пусковом столе, установку космического аппарата на носитель, загрузку топлива в носитель, проверку правильности функционирования его систем и выполнение запуска. При необходимости вывода спутника на орбиту, плоскость которой определенным образом ориентирована относительно неподвижных звезд, подходящее для запуска время ограничено весьма коротким временным интервалом, в течение которого плоскость орбиты проходит через точку запуска. Это время, которое называют также окном запуска, может составлять всего несколько секунд, если нужная плоскость орбиты наклонена под большим углом к плоскости экватора, а точка старта находится в районе с небольшой географической широтой. При задержке любой из операций, предшествующих старту, окно запуска может быть пропущено и запуск должен быть отложен до следующего подходящего момента. Сложность предстартовых операций зачастую такова, что очередной проход через требуемую орбитальную плоскость происходит до того, как носитель удается подготовить к очередной попытке запуска. Необходимость содержания на стартовой позиции персонала, обслуживающего запуск, а также повторяющиеся предстартовые операции вносят значительный вклад в повышение стоимости вывода космических аппаратов на орбиту.

Средства запуска со стартовой позиции могут вывести космический аппарат только на орбиту с определенными наклонениями, зависящими от географического положения стартовой позиции. Соображения безопасности, связанные с полетами над густонаселенными районами, ограничивают направления, в которых носитель может быть запущен с данной стартовой позиции и, соответственно, ограничивают максимально достижимое наклонение орбиты. Минимальное наклонение орбиты, которое может быть обеспечено с неподвижной стартовой позиция, равняется географической широте района, в котором находится эта стартовая позиция. Несмотря на то, что после вывода спутника на орбиту могут быть проведены коррекции орбиты, направленные на изменение ее наклонения, масса топлива, необходимого для проведения такого маневра, является допустимой только при изменении наклонения не более, чем на пять градусов. Создание стартовой позиции имеет высокую стоимость, равно, как обслуживание стартовой позиции и проведение восстановительных работ после старта. Эта стоимость отражается на стоимости вывода спутников на орбиту. География Земли такова, что лишь некоторые удаленные позиции, экватор, например, пригодны для вывода спутников на орбиты с произвольным наклонением. Организации, обеспечивающие запуск космических аппаратов и не располагающие такими позициями, вынуждены создавать многочисленные стартовые позиции для того, чтобы выводить спутники на орбиты с различным наклонением. Стоимость множественных стартовых позиций может оказаться столь высока, что подобные организации оказываются не в состоянии содержать достаточное число позиций, необходимых для вывода спутников на орбиты с произвольным наклонением. Это приводит к ограничению целевых программ, которые могут обслуживаться той или иной организаций, обеспечивающей запуск космических аппаратов.

Выполненные в последнее время усовершенствования средств запуска космических аппаратов позволили размещать носитель непосредственно на борту обычного самолета. Самолет может вылететь в произвольный географический район, в котором носитель отделяется и выводит свою полезную нагрузку (космический аппарат) на орбиту. Такая операция называется "воздушный старт", а выполненные таким образом носители - "выведенными в воздух".

В качестве альтернативного варианта воздушного старта, который может быть использован применительно к носителям, стартующим с поверхности Земли, выводящий самолет может рассматриваться в качестве "нулевой ступени". Этот термин является общеиспользуемым при характеристике двигательных установок, добавляемых к существующим средствам вывода для наращивания их возможностей за счет вывода их на определенную высоту и разгона до определенной скорости к тому моменту, когда произойдет включение собственной двигательной установки средств вывода. Это сокращает общее количество энергии, которое носитель должен затратить при выводе спутника, и позволяет запускать более тяжелые полезные нагрузки или выводить прежние полезные нагрузки на более энергоемкие орбиты. Упоминание выводящего самолета как "нулевой ступени" будет использоваться в тех случаях, когда носитель или может стартовать с поверхности Земли при помощи своей собственной двигательной установки, или когда носитель не разрабатывался специально для запуска с воздуха.

Воздушный старт имеет многочисленные преимущества по сравнению с наземным стартом. Стартовая позиция может быть выбрана таким образом, что при полете носителя густонаселенные районы не будут подвергаться опасности даже в том случае, если вывод осуществляется на орбиту с любым требуемым наклонением. Таким образом, при использовании самолета в качестве стартовой платформы могут быть выполнены запуски в интересах значительно большего числа различных целевых программ, чем при использовании неподвижной стартовой платформы. Более того, закуплен должен быть всего один самолет, который будет вылетать с любого обычного аэропорта, позволяющего совершать подобные полеты. Это равноценно эксплуатации одной "стартовой площадки" (самолета), которая может быть легко перемещена в любой необходимый географический район. В альтернативном представлении такой системы в виде средства вывода с самолетом в качестве нулевой ступени, сравнение становится эквивалентным, если считать, что по всему миру создано множество стартовых площадок в виде упоминавшихся выше аэропортов.

Кроме того, при выводе космического аппарата на определенные орбиты с высоким наклонением стартовое окно носителя, запускаемого с самолета, ограничивается лишь интервалом времени, на протяжении которого самолет может оставаться в воздухе. Это обеспечивается при полете самолета в западном направлении на такой широте и с такой скоростью, которые позволяли бы самолету оставаться все время в плоскости орбиты по мере того, как Земля вращается под ним. При этом вероятность пропуска стартового окна существенно сокращается.

Как было отмечено выше, средства запуска должны придавать космическому аппарату меньшую потенциальную энергию, так как активный участок полета носителя начинается с большей высоты, чем при запуске спутника с наземной стартовой позиции. Скорость самолета также добавляется к скорости средств вывода, благодаря чему носитель не должен обеспечивать спутнику всю скорость, необходимую для его вывода на орбиту. Если носитель приводится в движение ракетным двигателем, то характеристики этого двигателя могут быть улучшены по сравнению со случаем наземного старта, благодаря тому, что на высоте старта на сопло оказывается меньшее обратное давление.

И, наконец, для заданного наклонения орбиты носитель может стартовать точно в восточном направлении из района с широтой, равной наклонению орбиты. Это позволяет с максимально возможной степенью добавлять скорость вращения Земли к начальной скорости средств вывода. Это является существенным для тех средств вывода, которые при заданной стартовой массе получают возможность выводить на орбиту более тяжелую полезную нагрузку по сравнению с наземным стартом, либо выводить прежнюю полезную нагрузку на более энергоемкие орбиты.

Еще более значительное улучшение характеристик носителя может быть обеспечено за счет добавления к нему плоскостей, обеспечивающих подъемную силу (lifting surfaces, подъемных плоскостей). При этом для увеличения тяги двигательной установки носителя используется аэродинамическая подъемная сила, которая эффективно компенсирует ухудшение качества характеристик двигательной установки, которой сперва нужно вынести вес средств запуска до фактического начала ускорения.

В единственной существующей системе с запуском с самолета (Pegasus^TM корпорации Orbital Sciences) площадь несущих плоскостей позволяет лишь частично нести вес средств запуска на скорости полета выводящего самолета. После начала ускорения носителя и по мере его облегчения при выходе топлива крыло, в конечном счете, обеспечивает подъем веса носителя. Таким образом, потенциальная возможность улучшения характеристик за счет применения крыла в данном случае используется не полностью.

Pegasus^TM выводится самолетом путем непосредственного присоединения к подкрыльному пилону или к специальной монтажной подвеске в нижней части фюзеляжа самолета. Все другие предлагаемые средства вывода, которые предполагается запускать при помощи самолета, рассчитаны на закрепление на самолете некоторым определенным образом: над самолетом, под крылом или внутри грузового отсека. В некоторых средствах вывода при этом используются поверхности, обеспечивающие подъемную силу, а в некоторых - нет, но во всех случаях отсутствует разработка, в которой аэродинамическая подъемная сила носителя равна или превышает стартовую массу носителя при заданной скорости, соответствующей скорости полета выводящего самолета.

Все перечисленные носители имеют один и тот же набор недостатков. Во-первых, предельный вес средств вывода ограничивается весом, который выводящий самолет может безопасно поднять на требуемую высоту. Это накладывает абсолютное верхнее ограничение на размеры и массу космического аппарата, который может быть выведен при помощи таких средств запуска. Предельный вес не обязательно равняется грузоподъемности выводящего самолета. Если средства вывода закрепляются с внешней стороны самолета, то для преодоления торможения самолета, возникающего из-за такого дополнительного привеска, требуется дополнительный расход мощности. Кроме того, нагрузка на конструкцию самолета превышает простой вес средств вывода. Сила торможения носителем и инерционная нагрузка существенно увеличивают нагрузку на выводящий самолет. Конструкционный предел может быть достигнут задолго до того, как будет исчерпана действительная грузоподъемность самолета.

Во-вторых, имеет место опасность, связанная с запуском средств вывода, содержащих большое количество взрывоопасного топлива, на или в пилотируемом самолете. Выделение взрывчатого вещества является приемлемо малым во время полета от взлетной полосы до точки запуска. Наибольшая вероятность взрыва имеет место во время или сразу после запуска двигательной системы средств вывода. И по этой, в частности, причине в большинстве систем с воздушным стартом предусмотрено свободное падение носителя после его отделения от самолета и до момента запуска двигателя. Это сокращает достижимую надежность запусков, когда носитель безвозвратно отсоединяется от самолета до того, как с уверенностью будет установлено, что двигательная система носителя функционирует нормально. Также ухудшение характеристик по сравнению с наземным стартом отмечается и в том случае, если носитель не имеет плоскостей, обеспечивающих подъемную силу, и набирает высокую скорость в процессе свободного падения.

В-третьих, отделение средств запуска от самолета может привести к динамической перегрузке на носитель, которая будет передана на космический аппарат. Эти перегрузки могут быть весьма значительными и могут потребовать излишнего усиления конструкции спутника.

В-четвертых, средства вывода с внешней подвеской к самолету подвержены воздействию шума самолетных двигателей, а также шума, вызываемого воздушным потоком, сдувающим носитель, в том случае, если носитель выдвинут в открытый воздушный поток. Это приводит к возрастанию случайных вибраций космического аппарата. Уровень вибраций может превышать значение, соответствующее запуску спутника с наземного стартового комплекса, а длительность воздействия этого шума во много сотен раз превышает длительность воздействия при наземном запуске. Как и прежде, может потребоваться усиление конструкции космического аппарата и полное переконструирование хрупкой бортовой аппаратуры.

В-пятых, стоимость и сложность модификации несущего самолета, необходимой для его использования при выводе средств запуска, значительно возрастает с увеличением размеров носителя. В действительности сложность и стоимость такой модификации могут превышать постройку стартовой площадки, снижая целесообразность самого воздушного старта.

И, наконец, экипаж самолета подвергается опасности при возникновении одной из многочисленных неисправностей, которая может произойти при отделении носителя от самолета. Одним из примеров является случай выхода из строя системы управления средств запуска при столкновении с выводящим самолетом, в котором потеряны будут как самолет, так и носитель.

Таким образом, наряду с известными преимуществами вывода средств запуска с помощью самолета по сравнению с наземным стартом, весьма значительными представляются и ограничения, присущие существующим разработкам. Наиболее существенным является ограничение, накладываемое существенными технологиями на размеры и массу космического аппарата. С целью более полной реализации преимуществ самолетного старта средств запуска космических аппаратов, а также для сокращения стоимости, опасности и снижения других ограничений необходимо новое конструкторское решение.

Краткое изложение сущности изобретения
Настоящее изобретение позволяет преодолеть недостатки существующей технологии самолетного старта средств вывода космических аппаратов на основе применения планерной технологии к средствам запуска. В упрощенном варианте эта технология предполагает добавление к носителю плоскостей, обеспечивающих подъемную силу, которые будут обеспечивать подъем веса носителя на скорости меньшей или равной взлетной скорости обычного самолета. При этом носитель может буксироваться на гибком тросе позади обычного самолета. Затем буксируемый носитель может быть выведен в любой требуемый географический район точно так же, как носитель, размещенный на или внутри самолета. В точке старта трос отсоединяется и двигательная система носителя запускается в безопасном, устойчивом режиме, выводя полезную нагрузку на орбиту.

Изобретение состоит либо из одного каркаса планера с одной или несколькими включенными в него двигательными ступенями, либо из носителя с одной или несколькими двигательными ступенями, к каждой из которых присоединены соответствующие плоскости, обеспечивающие подъемную силу. Носитель может быть полностью утрачиваемым, частично допускать повторное использование или полностью возвращаемым в зависимости от специфических требований к носителю. Носитель может быть оснащен посадочными приспособлениями для того, чтобы он мог быть возвращен в случае несостоявшегося старта. В любом варианте реализации в носителе предусматриваются точки присоединения и механизм отсоединения буксировочного троса, а также система управления, позволяющая совершать либо автономный полет, либо полет с дистанционным управлением.

Наземное обслуживание и взлет осуществляются путем установки носителя на платформе с колесами и тормозной системой, обеспечивающей безопасную остановку носителя в случае прерванного взлета. Платформа остается на земле, благодаря чему сокращается вес носителя, и автоматически останавливается при помощи встроенной системы торможения сразу же после отрыва носителя.

Буксирующий самолет обеспечивает только тягу, но не подъем средств запуска. Общая тяга двигателей коммерческих широкофюзеляжных транспортных реактивных самолетов намного превосходит лобовое сопротивление самолета. Разница между тягой двигателей и лобовым сопротивлением непосредственно прикладывается к средствам запуска, которые благодаря этому преодолевают собственную силу сопротивления. Максимальный вес планера при этом ограничивается только его отношением подъемной силы к силе лобового сопротивления (lift-to-drag ratio, L/D) и примерно равен нагрузке, приложенной к тросу, помноженной на отношение L/D. В характерном примере самолет 747-200В в полете имеет общую тягу 67500 фунтов при высоте полета 36000 футов. При полетном весе самолета 747 500000 фунтов и его отношении L/D, равном 12. сила лобового сопротивления при полете на неизменной высоте составляет 41667 фунтов, а оставшиеся 25900 фунтов могут быть приложены к буксирному тросу. Если средства запуска имеют отношение L/D, равное 10, то их общий вес может составлять 259000 фунтов. Отметим, что максимальный вес, который может быть перенесен путем жесткого подвешивания к самолету (эта возможность используется при навешивании запасных двигателей), составляет 50000 фунтов.

Смысл вышесказанного заключается в том, что значительно меньше доработок должно быть выполнено для того, чтобы самолет, предназначенный для перевозки легкой нагрузки, был способен перевозить тяжелую нагрузку. В данном примере самолетом будет буксироваться нагрузка весом 259000 фунтов, а прилагаемое усилие будет составлять всего 25900 фунтов. И это при том, что на самолетах уже предусмотрены точки подвески нагрузки с усилием 50000 фунтов.

В перспективе в буксируемых средствах вывода уже не будет требоваться тяжелая двигательная установка или топливо, обеспечивающие вывод носителя со стартовой позиции в точку активного ускоренного полета. Это упрощает средства запуска, перекладывает бремя вывода носителя из точки взлета в точку начала ускоренного движения на буксирующий самолет точно также, как в случае транспортировки носителя на борту самолета.

Благодаря тому, что средства запуска оснащены крыльями, которые позволяют осуществить взлет на взлетной скорости самолета, то очевидно, что средства вывода самостоятельно будут осуществлять взлет с поверхности Земли. Однако их летные характеристики будут несколько ухудшены вследствие того, что средствам вывода придется преодолевать большее лобовое сопротивление, гравитационное сопротивление и потери, связанные с обратным давлением. Это соответствует случаю, когда приемлемым является использование для буксирующего самолета термина "нулевая ступень". Соединение выводящего самолета и средств запуска посредством гибкого троса оказывается возможным благодаря подъемным аэродинамическим свойствам средств запуска и является существенным преимуществом для уровня техники, соответствующего области средств запуска.

Другие преимущества связаны с использованием описанных выше аэродинамических подъемных свойств. Использование в средствах запуска аппаратов с хорошими аэродинамическими подъемными свойствами позволяет выполнять их способом, невозможным для носителей с низкой подъемной силой типа Pegasus^TM. Носителям с низкой подъемной силой для преодоления земного притяжения требуется высокая тяга. Для заданного количества топлива продолжительность работы двигателя обратно пропорциональна его тяге. Двигатели с высокой тягой работают в течение непродолжительного интервала времени, за который носитель достигает относительно высокой скорости на относительно небольшой высоте. Это приводит к ухудшению характеристик из-за высокого лобового сопротивления именно в данном случае.

Носитель с высокой подъемной силой может подниматься на угол опустошения (shallower angle) за более длительное время, так как такой носитель поднимается в основном за счет аэродинамической силы. Тяга требуется только для набора или поддержания скорости в отличие от случая носителя с низкой подъемной силой, для которого требуется значительная тяга при выводе веса носителя. Средства вывода с высокой подъемной силой, сжигая то же самое количество топлива, могут подняться на большую высоту до набора столь высокой скорости, как у носителей с низкой подъемной силой, благодаря чему сокращаются расходы на преодоление любого сопротивления. Имея в своем распоряжении столь значительную силу, можно оптимизировать траекторию для минимизации гравитационных потерь и даже изменить азимут полета после набора значительной силы без сопутствующего ухудшения характеристик.

На конечном участке полета в том случае, если применяется планер, высокая подъемная сила может способствовать снижению тепловой нагрузки на носитель и увеличить его радиус действия. После израсходования топлива первой ступени нагрузка на крылья носителя становится столь низкой по сравнению с нагрузкой при взлете, что нагрев и нагрузки при маневрировании являются более мягкими, чем это возможно при использовании носителя с малой подъемной силой.

Особенности средств вывода, буксируемых в виде планера, связанные с их высокой подъемной силой, выделяют их из ряда других вариантов носителей с воздушным стартом или с аэродинамической поддержкой. Они работают в полетном режиме, отличном от режима носителей с малой подъемной силой, благодаря чему обеспечиваются некоторые преимущества. Кроме того, носители в виде буксируемого планера на практике обеспечивают некоторые дополнительные преимущества, связанные с упрощением вышеупомянутой доработки самолета.

Краткое описание чертежей
Фиг. 1A-1D - иллюстрация варианта реализации средств запуска описываемого типа. На фиг. 1A показан вид сверху, фиг. 1B - вид сбоку, на фиг. 1C и фиг. 1D - виды сбоку, иллюстрирующие шарнирный носовой люк. Фиг. 2A-2D - размещение топливных баков в данном варианте реализации носителя. Фиг. 3A-3D - последовательность взлета средств запуска и буксирующего самолета. Фиг. 4A-4C - способ отделения верхних ступеней от первой ступени в данном варианте реализации средств запуска.

Подробное описание изобретения
В одном варианте реализации настоящего изобретения, фиг. 1, показан планерный самолет (1) с крыльями (2) и рулем (3), в который встроена ракетная двигательная установка, проиллюстрированная соплом (4), выступающим из хвостовой части планера. На фиг. 1A показан вид сверху, на котором видно, что крылья имеют изогнутую дельтавидную конфигурацию. Такая форма крыльев была выбрана для того, чтобы обеспечить оптимальный баланс между дозвуковым отношением подъемной силы к лобовому сопротивлению и сверхзвуковым коэффициентом лобового сопротивления, благодаря чему обычным самолетом может буксироваться максимальный вес с минимальными потерями на преодоление лобового сопротивления на высоких скоростях. Также могут быть использованы другие платформы с переменным размахом крыла и Х-образными крыльями.

На фиг. 1B показан вид сбоку, на котором отчетливо виден руль (3). На фиг. 1C и фиг. 1D проиллюстрирован один возможный вариант реализации средств загрузки и развертывания верхних ступеней и космического аппарата при помощи шарнирного носового люка (5). Эта конструкция аналогична грузовому люку в обычных транспортных самолетах с носовой загрузкой типа 747-100F и C-5A Galaxy. На фиг. 1C показан частично приоткрытый люк, а на фиг. 1D - полностью открытый.

На фиг. 2A показан носитель в разрезе, где видна встроенная двигательная установка (6-9), ниша для размещения верхних ступеней и космического аппарата (10), а также переходная конструкция для верхних ступеней и полезной нагрузки (11). Размещенный в носовой части топливный бак (6) содержит в данном варианте реализации жидкий кислород, равно, как и кормовой бак (8). Центральный тoптивный бак (7) содержит керосин. Размещение выбрано таким образом, чтобы обеспечить подачу топлива вдоль носителя так, чтобы во всех полетных режимах обеспечивать удаление его центра масс от центра давления. При переходе от полета с дозвуковой к полету со сверхзвуковой скоростью центр давления существенно смещается вперед. Если центр масс не будет находиться в определенном положении относительно центра давления, то летательный аппарат окажется неустойчивым. За счет расходования жидкого кислорода в первую очередь их топливного бака (8), можно обеспечить смещение центра масс вперед по мере расхода топлива. В случае отсечки двигателя (9) аппарат сбавляет скорость. Последующее смещение центра давления может быть скомпенсировано перекачкой остаточного топлива из носового топливного бака (6) в кормовой бак (8), благодаря чему сохраняется стабильное соотношение между положениями центра давления и центра масс.

На фиг. 2B показаны элементы сборки верхних ступеней и космического аппарата. Большой твердотопливный двигатель (12) служит второй ступенью носителя. Малый твердотопливный двигатель (13) служит третьей и оконечной ступенью. Два двигателя объединены при помощи ферменной или другой конструкции (14). Космический аппарат (15) присоединяется к третьей ступени в результате чего получается показанная на фиг. 2C сборка, состоящая из космического аппарата и последних ступеней (16). Эта сборка устанавливается на первую ступень, как показано на фиг. 2D. В процессе выполнения наземных операций объединенная сборка, состоящая из последних ступеней и космического аппарата, может быть в горизонтальном положении загружена в средства запуска через открытый носовой люк, исключая необходимость в кранах или других крупнотоннажных подъемниках, которые обычно используются для сборки средств запуска с наземных площадок. Это существенно сокращает стоимость оборудования, а также сложность и время выполнения предстартовых операций. Так как жидкое топливо заливается непосредственно перед запуском, носовой топливный бак (6) пуст при загрузке сборки, состоящей из космического аппарата и последних ступеней (16), благодаря чему шарнирная конструкция и открывающий механизм не должны быть избыточно мощными и прочными.

Как показано на фиг. 3A-3D, все наземные операции выполняются, когда средства запуска установлены на тележке (17), предназначенной для поддержки и обеспечения взлета средств запуска. Механическое присоединение носителя (1) к тележке (17) выполняется с использованием разрывных болтов или других приспособлений, обеспечивающих надежное соединение двух частей с рассоединением по команде. Средство запуска должно быть присоединено к буксирующему самолету при помощи гибкого троса (18). Этот трос должен быть снабжен соответствующим механизмом крепления и отсоединения, размещенным на средствах запуска (1), и должен быть присоединен к буксирующему самолету (19) через лебедку, расположенную в обтекателе (20) в или вблизи центра масс буксирующего самолета. Это делается для минимизации переворачивающего момента, который прикладывается к самолету по тросу.

На фиг. 3A показана система во время разбега перед взлетом. Оба летательных аппарата остаются на поверхности Земли до тех пор, пока буксирующий аппарат не пройдет скорость разбега и не достигнет взлетной скорости. Современная техника полета требует, чтобы реактивные самолеты, достигнув взлетной скорости, взлетали в любом случае, даже если с самолетом возникнут серьезные механические неисправности. В этой точке, как показано на фиг. 3B, гидравлический подъемник (21) на тележке поднимает носовую часть средств запуска на угол их взлета. Затем механическое соединение между тележкой и средствами вывода нарушается и средства вывода взлетают, как это показано на фиг. 3C. После того, как средства вывода достигнут необходимой высоты, буксирующий самолет может пойти на взлет, как показано на фиг. 3D.

Взлет выполняется именно таким образом по следующим двум причинам. Первая причина заключается в том, что как только средства запуска оказываются в воздухе, буксирующий самолет также должен будет взлететь, даже если будут обнаружены проблемы, не позволяющие ему дальше выполнять полет.

В такой ситуации топливо быстро выбрасывается из средств запуска для облегчения их веса при последующем возвращении. Буксирующий самолет может совершить разворот для захода опять на взлетно-посадочную полосу и выполнения безопасной посадки, причем оба летательных аппарата остаются исправными, пригодными для последующих полетов.

Вторая причина, по которой первыми взлетают средства запуска, состоит в необходимости надежного предотвращения попадания средств запуска в мощные краевые вихревые потоки, образующиеся при взлете большого самолета или при его полете с большим углом атаки. В процессе выведения в точку старта средства запуска продолжают лететь над буксирующим самолетом, чтобы избежать попадания в эти вихревые потоки.

Средства запуска буксируются в необходимую точку старта, причем в процессе этого полета выполняются необходимые предстартовые проверочные операции путем телеметрирования при помощи стартового пульта, размещенного в буксирующем самолете. Средства запуска также дистанционно пилотируются оператором, находящимся в выводящем самолете, с использованием стандартных технологий дистанционного управления летательными аппаратами (RPV, Remotely Piloted Vehicle). При выходе в требуемый район запускается ракетный двигатель первой ступени и после проверки его функционирования буксировочный трос отсоединяется от средств запуска.

Средства запуска поднимаются на необходимую высоту и достигают необходимой скорости, а затем переходят в свободный полет. В приведенном варианте реализации топливо первой ступени заканчивается на высоте около 350000 футов и при скорости около 14000 футов в секунду. Полетный угол при отсечке первой ступени таков, что первая ступень может достигнуть высоты 600000 футов или более. После того, как высота превысит 400000 футов, летательный аппарат выйдет из плотных слоев атмосферы. Аэродинамические силы и свободное молекулярное нагревание могут в дальнейшем не учитываться и шарнирный носовой люк может быть открыт для вывода сборки, состоящей из космического аппарата и верхних ступеней. На фиг. 4A-4C показано отделение первой ступени от сборки космического аппарата и верхних ступеней в процессе полета.

На фиг. 4A носитель находится в свободном полете. На фиг. 4B носовой люк показан в открытом состоянии. На фиг. 4C сборка космического аппарата и последних ступеней показана после ее вывода из первой ступени. Это может быть выполнено при помощи подходящего пружинного механизма разделения, гидравлического плунжера или других подходящих механизмов.

После отделения сборка космического аппарата и последних ступеней отбрасывается от первой ступени на некоторое расстояние, достаточное для того, чтобы не повредить первую ступень при запуске реактивного двигателя. Затем, при выводе спутника на орбиту, поочередно запускаются двигатели второй и третьей ступеней. Люк планера должен быть закрыт и планер возвращается в плотные слои атмосферы с последующим планированием на подготовленную посадочную позицию.

Выше был приведен вариант, предпочтительный для начальной разработки, так как этот вариант представляет собой наиболее эффективное в стоимостном выражении решение, в котором минимизированы подготовительные и эксплуатационные расходы. Коммерчески применимыми являются невозвращаемые верхние ступени, не требующие дополнительных затрат на их разработку. Разработка возвращаемого планера с ракетным двигателем осуществляется на основе существующих корпусов самолетов и двигательных систем. Существуют коммерческие системы управления и навигации, предназначенные для управления носителем во всех полетных режимах, включая автоматическую посадку первой ступени и выведение третьей ступени на орбите.

На возвращаемой ракете желательно применение двигательной установки на жидком топливе, так как двигатель такого типа проще восстанавливается и перезаправляется после очередного запуска, чем твердотопливная или гибридная система. Безопасность полета также возрастает, так как в случае прерывания полета жидкое топливо может быть выброшено из носителя, облегчая его перед посадкой и сокращая количество взрывоопасных веществ. Такая процедура не может быть выполнена с твердотопливным двигателем и лишь частично возможна для гибридных двигателей. Тем не менее, изобретение не ограничивается какой-либо определенной двигательной системой. Преимущества изобретения не зависят от типа используемой двигательной установки, а выбор той или иной установки определяется только заданным набором требований. В предпочтительном варианте основной задачей, решаемой настоящим изобретением, является сокращение стоимости запуска космического аппарата, и выбор двигательной установки направлен на решение этой основной задачи.

Преимуществом жидкотопливных или гибридных двигательных установок является возможность изменения, при желании, тяги. Это позволяет полностью использовать преимущество, связанное с возможностью минимизации потерь на преодоление силы тяжести путем подъема на углы опустошения за более длительный период времени, в течение которого двигатель работает с прикрытой дроссельной заслонкой или в режиме экономии топлива. Двигательные установки на жидком двухкомпонентном топливе являются несколько более опасными по сравнению с гибридными системами, что объясняется наличием в первом случае двух жидких топлив. Однако баки для жидкого топлива могут распределяться вдоль носителя таким образом, что полезный объем будет использоваться наиболее оптимальным образом, а также будет обеспечиваться управление положением центра масс носителя.

В процессе буксировки расстояние между средствами запуска и буксирующим самолетом может варьироваться при помощи лебедочного механизма. Изменение удаления носителя от буксирующего самолета позволяет минимизировать случайные вибрации, передаваемые на космический аппарат вследствие воздействия шума двигателей самолета, а также аэродинамических ударов в кильватере буксирующего самолета. Эта возможность резко отличает изобретение от остальных способов внешней подвески носителей с воздушным стартом, в которых шумы двигателя и аэродинамические удары оказывают более значительное воздействие на космический аппарат, чем отраженный шум ракетных двигателей носителя при запуске с наземной стартовой площадки.

Средства запуска должны находиться также достаточно далеко и над самолетом, чтобы запуск двигательной системы носителя мог осуществляться еще при неотцепленном буксирном тросе и при этом не создавалось опасности для экипажа буксирующего самолета. Это увеличивает надежность средств запуска, так как правильность функционирования двигательной установки носителя может быть проверена до безвозвратного отсоединения буксирующего троса. Если двигательная установка носителя не запускается в штатном режиме, то она может быть заглушена, после чего буксирующий самолет и носитель могут безопасно возвратиться на посадочную позицию. Даже при катастрофических поломках носителя в процессе запуска его двигательной установки буксирующий самолет может находиться достаточно далеко, чтобы избежать повреждений взрывной волной или осколками. Безопасность буксирующего самолета увеличивается также и тем, что между двумя летательными аппаратами в направлении носителя дует относительный ветер со скоростью в сотни миль в час.

Использование невозвращаемых последних ступеней в данной реализации упрощает разработку средств запуска. Частичное задействование коммерческих двигателей позволяет избежать экстенсивной разработки последних ступеней. Более важным, однако, является то, что это упрощает задачу защиты возвращаемой первой ступени от аэродинамического нагревания во время подъема и, особенно, во время спуска.

В процессе подъема планер, движимый ракетным двигателем, не достигает в плотных слоях атмосферы скорости, при которой аэродинамическое нагревание представляет серьезную проблему. Применение дросселирования в двигательной установке первой ступени также способствует снятию проблемы, так как без ухудшения характеристик двигателя в течение длительного периода времени может поддерживаться низкая скорость. Это позволяет носителю подниматься на высоту, подходящую для открытия дроссельной заслонки, и "проскакивать" сверхзвуковой участок полета за относительно короткое время.

Нагревание при спуске для планера значительно ниже, чем для носителя, возвращающегося в атмосферу с орбиты, по двум причинам. Первая причина состоит в том, что максимальная скорость первой ступени не превышает половины скорости, необходимой для вывода спутника на орбиту. В свою очередь это означает, что носитель рассеивает не более 25% энергии, которой обладает выведенное на орбиту тело, при снижении скорости полета до дозвуковой. Кроме того, масса планера при взлете в три-пять раз больше его массы после расходования всего топлива. Таким образом, нагрузка на крылья составляет от одной трети до одной пятой от взлетной нагрузки. Это позволяет рассеивать энергию по большей площади благодаря меньшему коэффициенту теплопередачи на корпус носителя. При этом защита от тепловых нагрузок может быть обеспечена путем применения простых, прочных изоляционных материалов в основной части конструкции и огнеупорных материалов в застойных (stagnation) участках.

В целом приведенный вариант реализации представляет собой оптимальный компромисс стоимости и риска разработки, а также стоимости и риска эксплуатации любой близкой к окончанию системы, для которой необходимо минимизировать стоимость и риск. Возможны также другие варианты реализации, в которых используются другие типы двигательных установок, включая размещаемые на планере системы, потребляющие атмосферный воздух, а также применяются возвращаемые последние ступени. Описанный выше вариант реализации является предпочтительным в основном в том смысле, что в нем не требуется разработки новых устройств, неизвестных в области самолетостроения или космических носителей, а используются существующие компоненты, объединение которых позволяет получить значительное преимущество над известным уровнем техники.

Изобретение относится к космической технике, в частности к способам и средствам обеспечения воздушного старта верхних ступеней носителей космических аппаратов (КА). Согласно изобретению средства запуска КА содержат планер 1, буксируемый с помощью троса 18 обычным (дозвуковым) самолетом 19. Аэродинамические поверхности планера обеспечивают его взлет вместе с размещенным в нем КА со скоростью, меньшей скорости отрыва самолета 19 от взлетно-посадочной полосы. Для транспортировки и разбега планера используется отделяемое средство поддержки (шасси) 17. В районе воздушного старта запускается двигательная установка планера 1, последний отцепляется от троса 18 и выводится в заатмосферное космическое пространство. После отделения от планера КА этот планер снижается над атмосферой и совершает посадку. Изобретение обеспечивает снижение сложности и стоимости стартовых комплексов различных КА, а также повышает безопасность запуска КА на орбиту. 12 с. и 21 з.п. ф-лы., 4 ил.

1. Средства запуска космического аппарата на основе планера, приспособленного к буксировке самолетом, причем планер содержит аэродинамические поверхности, подъемная сила которых достаточна для его подъема на заданную высоту полета при буксировке на тросе самолетом, двигательную установку для выведения планера с указанной высоты полета на высоту, с которой планер может снижаться над атмосферой, средство для поддержки на поверхности Земли и обеспечения взлета указанного планера и держатель для поддержки космического аппарата. 2. Средства запуска по п.1, в которых аэродинамические поверхности обеспечивают поддержание полета планера в атмосфере со скоростью меньшей, чем скорость взлета буксирующего самолета. 3. Средства запуска по п.1, в которых двигательная установка способна выводить планер на высоту около 110 000 м. 4. Средства запуска по п.1, дополнительно содержащие двигательную установку последней ступени, присоединенную к космическому аппарату. 5. Средства запуска по п.1, дополнительно включающие в себя фюзеляжный отсек, вмещающий отсек объединенной полезной нагрузки, носовую часть, приспособленную для закрытия основной части корпуса указанного фюзеляжного отсека, а также средства для шарнирного перемещения носовой части между первым закрытым положением и вторым открытым положением, причем во втором открытом положении космический аппарат имеет возможность выхода из отсека полезной нагрузки. 6. Средства запуска космического аппарата на основе планера, приспособленного к буксировке на тросе самолетом, содержащие планер для размещения космического аппарата, снабженный дельтавидными крыльями, обеспечивающими полет указанного планера в атмосфере и его подъем на заданную высоту при буксировке на тросе самолетом, а также двигательную установку для выведения планера с указанной высоты полета на высоту, с которой планер может снижаться над атмосферой. 7. Способ запуска космического аппарата на основе буксировки, включающий в себя этапы, на которых осуществляют размещение космического аппарата на буксируемых самолетом средствах запуска, снабженных ракетной двигательной установкой для выведения указанных средств на высоту полета, с которой возможно их снижение над атмосферой, и аэродинамическими поверхностями, присоединение буксирного троса от буксирующего самолета к указанным средствам запуска, разгон буксирующего самолета для отрыва от взлетной полосы, контроль за взлетом средств запуска и буксирующего самолета, полет буксирующего самолета в заданный район запуска, управление средствами запуска до набора заданных высоты и скорости полета, запуск указанной ракетной двигательной установки, отсоединение буксирного троса от средств запуска, управление средствами запуска для набора заданной высоты полета, отделение космического аппарата от средств запуска, причем указанный взлет средств запуска осуществляют с помощью аэродинамических поверхностей, подъемная сила которых достаточна для поддержания атмосферного полета средств запуска во время буксировки. 8. Способ запуска космического аппарата на основе буксировки, включающий в себя этапы, на которых осуществляют размещение космического аппарата на буксируемых самолетом средствах запуска, снабженных ракетной двигательной установкой для выведения указанных средств на высоту, с которой эти средства могут снижаться над атмосферой, и аэродинамическими поверхностями, присоединение буксирного троса от буксирующего самолета к средствам запуска, разгон буксирующего самолета для отрыва от взлетной полосы, контроль за взлетом средств запуска и буксирующего самолета, полет буксирующего самолета к заданному месту запуска на дозвуковой скорости, управление средствами запуска для набора заданных высоты и скорости полета, запуск ракетной двигательной установки средств запуска, отсоединение буксирного троса от средств запуска, контроль средств запуска для набора заданных высоты и скорости полета, отделение космического аппарата от средств запуска, причем указанный взлет средств запуска осуществляют с помощью аэродинамических поверхностей, подъемная сила которых достаточна для поддержания атмосферного полета средств запуска во время буксировки. 9. Способ запуска космического аппарата на основе буксировки, включающий в себя этапы, на которых осуществляют размещение космического аппарата на буксируемых самолетом средствах запуска, снабженных ракетной двигательной установкой для выведения этих средств на высоту, с которой возможно их снижение над атмосферой, и аэродинамическими поверхностями, присоединение буксирного троса от буксирующего самолета к средствам запуска, разгон буксирующего самолета для отрыва от взлетной полосы, разворот буксирующего самолета для его взлета после достижения указанными средствами запуска заданной высоты, полет буксирующего самолета в заданный район запуска на дозвуковой скорости, запуск указанной ракетной двигательной установки средств запуска, отсоединение буксирного троса от средств запуска, управление средствами запуска до набора заданных высоты и скорости полета, отделение космического аппарата от средств запуска, причем указанный взлет средств запуска осуществляется с помощью аэродинамических поверхностей, подъемная сила которых достаточна для поддержания атмосферного полета средств запуска во время буксировки. 10. Способ по пп.7-9, в котором увеличивают длину буксирного троса после взлета средств запуска. 11. Способ по пп.7-9, в котором дополнительно регулируют положение средств запуска относительно буксирующего самолета, создавая возможность запуска указанной ракетной двигательной установки, в то время как буксирный трос остается соединенным без угрозы безопасности буксирующего самолета. 12. Способ по пп.7-9, в котором средства запуска с помощью двигательной установки выводят на высоту, с которой возможно снижение этих средств над атмосферой. 13. Средства запуска космического аппарата на основе планера, приспособленного к буксировке самолетом, содержащие планер для размещения космического аппарата, снабженный дельтавидными аэродинамическими поверхностями, подъемная сила которых достаточна для подъема и поддержания атмосферного полета планера на высоте запуска при буксировке на тросе самолетом, а также средство для поддержки на поверхности Земли и обеспечения взлета указанного планера с размещенным на нем космическим аппаратом, причем указанный планер снабжен ракетной двигательной установкой для его выведения на высоту, с которой возможно его снижение над атмосферой. 14. Средства запуска космических аппаратов по п.13, в которых аэродинамические поверхности обеспечивают подъемную силу, достаточную для поддержания атмосферного полета планера на высоте запуска при буксировке на дозвуковой скорости. 15. Способ запуска космических аппаратов на основе буксировки, включающий в себя этапы, при которых осуществляют размещение космического аппарата на буксируемых самолетом средствах запуска, снабженных ракетной двигательной установкой для выведения этих средств на высоту, с которой возможно их снижение над атмосферой, и дельтавидными крыльями, присоединение буксирного троса от буксирующего самолета к средствам запуска, разгон буксирующего самолета для отрыва от взлетной полосы, осуществление взлета средств запуска и буксирующего самолета, перелет буксирующего самолета в заданный район запуска, управление средствами запуска до набора заданных высоты и скорости полета, запуск указанной ракетной двигательной установки средств запуска, отсоединение буксирного троса от средств запуска, управление средствами запуска для подъема на заданную высоту, отделение космического аппарата от средств запуска, причем указанный взлет средств запуска осуществляют с помощью дельтавидных крыльев, подъемная сила которых достаточна для поддержания атмосферного полета средств запуска во время буксировки. 16. Способ по п.15, в котором средства запуска с помощью указанной двигательной установки переводят на высоту, с которой возможно снижение этих средств над атмосферой. 17. Способ по п.15, в котором космический аппарат снабжают двигательной установкой последней ступени, которую включают для выведения космического аппарата на орбиту. 18. Способ по п.15, в котором осуществляют этап полета средств запуска на дозвуковой скорости. 19. Способ по п.15, в котором дополнительно регулируют положение средств запуска относительно буксирующего самолета, создавая возможность запуска указанной ракетной двигательной установки в то время, как буксирный трос остается соединенным с буксирующим самолетом без угрозы для этого самолета. 20. Способ запуска космических аппаратов на основе буксировки, включающий этапы, на которых осуществляют размещение космического аппарата на буксируемых самолетом средствах запуска, снабженных ракетной двигательной установкой для выведения этих средств на высоту, с которой возможно их снижение над атмосферой, и дельтавидными крыльями, присоединение буксирного троса от буксирующего самолета к средствам запуска, разгон буксирующего самолета по взлетной полосе до отрыва от нее и взлета средств запуска, разворот буксирующего самолета для его взлета после достижения указанными средствами запуска заданной высоты, полет буксирующего самолета в заданный район запуска, управление средствами запуска до набора заданных высоты и скорости полета, запуск указанной ракетной двигательной установки, отсоединение буксирного троса от средств запуска, управление средствами запуска для набора заданной высоты, отделение космического аппарата от средств запуска, причем указанный взлет средств запуска осуществляют с помощью аэродинамических поверхностей, подъемная сила которых достаточна для поддержания атмосферного полета средств запуска. 21. Способ по п.20, в котором полет буксирующего самолета до заданного места включает в себя этап полета на дозвуковой скорости. 22. Способ по п.20, в котором космический аппарат снабжают двигательной установкой последней ступени, которую включают для выведения космического аппарата на орбиту. 23. Способ по п.20, в котором средства запуска с помощью указанной двигательной установки переводят на высоту, с которой возможно снижение этих средств над атмосферой. 24. Способ запуска космических аппаратов на основе буксировки, включающий в себя этапы, на которых осуществляют размещение космического аппарата на буксируемых самолетом средствах запуска и снабжают ракетной двигательной установкой для выведения этих средств на высоту, с которой возможно их снижение над атмосферой, и аэродинамическими поверхностями, присоединение буксирного троса от буксирующего самолета к средствам запуска, разгон буксирующего самолета на взлетной полосе, управление взлетом средств запуска, полет буксирующего самолета к заданному району запуска на дозвуковой скорости, запуск ракетной двигательной установки средств запуска, управление средствами запуска для набора определенных высоты и скорости полета, отсоединение космического аппарата от средств запуска, причем указанный взлет средств запуска осуществляют с помощью аэродинамических поверхностей, подъемная сила которых достаточна для поддержания атмосферного полета средств запуска. 25. Способ по п.24, в котором указанные средства запуска вместе с указанной ракетной двигательной установкой выводятся на высоту, с которой возможно их снижение над атмосферой. 26. Система запуска космического аппарата на основе буксируемого планера, состоящая из космического аппарата, средств запуска, приспособленных для буксировки на тросе самолетом и содержащих планер для размещения космического аппарата, снабженный аэродинамическими поверхностями, подъемная сила которых достаточна для обеспечения атмосферного полета планера, причем указанный планер снабжен ракетной двигательной установкой для увеличения его скорости при запуске, выполненной с возможностью выведения планера на высоту, с которой возможно его снижение над атмосферой, а буксирующий самолет обеспечивает тягу для указанных средств запуска и буксирует на тросе эти средства на заданную высоту запуска. 27. Система запуска по п.26, в которой указанные аэродинамические поверхности выполнены с возможностью подъема на заданную высоту запуска. 28. Система запуска по п.27, в которой аэродинамические поверхности выполнены с обеспечением подъемной силы, необходимой для полета средств запуска на указанной высоте. 29. Система запуска по п.27, содержащая двигательную установку последней ступени, присоединенную к космическому аппарату. 30. Система запуска по п.27, в которой аэродинамические поверхности выполнены в виде дельтавидных крыльев. 31. Система запуска по любому из пп.27 и 28, в которой буксирующий самолет обеспечивает буксировку средств запуска на дозвуковой скорости. 32. Система запуска космического аппарата на основе буксируемого планера, состоящая из космического аппарата, средств запуска, приспособленных для буксировки на тросе самолетом и содержащих планер для размещения космического аппарата, снабженный Х-образными крыльями, подъемная сила которых достаточна для обеспечения атмосферного полета планера и поддержания этого полета со скоростью меньшей, чем скорость взлета буксирующего самолета, при этом указанный планер снабжен ракетной двигательной установкой для увеличения его скорости при запуске, выполненной с возможностью выведения планера на высоту, с которой возможно его снижение над атмосферой, а буксирующий самолет обеспечивает тягу для указанных средств запуска. 33. Система запуска космического аппарата на основе буксируемого планера, состоящая из космического аппарата, средств запуска, приспособленных для буксировки на тросе самолетом и содержащих планер для размещения космического аппарата, имеющий переменный размах крыльев, подъемная сила которых достаточна для обеспечения атмосферного полета планера и поддержания этого полета со скоростью меньшей, чем скорость взлета буксирующего самолета, при этом указанный планер снабжен ракетной двигательной установкой для увеличения его скорости при запуске, выполненной с возможностью выведения планера на высоту, с которой возможно его снижение над атмосферой, а буксирующий самолет обеспечивает тягу для указанных средств запуска.