СПОСОБ АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКОГО ВЫВЕДЕНИЯ НА ОКОЛОЗЕМНУЮ ОРБИТУ МАЛЫХ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ Российский патент 2003 года по МПК B64C30/00 B64G1/14 

Изобретение относится к технике динамического маневрирования сверхзвуковых самолетов на больших высотах вблизи статического потолка или на динамических режимах выше статического потолка и может быть использовано для решения ряда прикладных задач, таких как исследование физики атмосферы, запуск ракет-зондов и ракет, осуществляющих выведение на околоземную орбиту малых искусственных спутников и суборбитальных аппаратов.

Для оценки новизны и изобретательского уровня заявленного решения рассмотрим ряд известных технических средств аналогичного назначения.

Известен способ выведения на околоземную орбиту искусственных спутников и иных орбитальных аппаратов с применением многоступенчатых ракет, в том числе и многоразового использования, см. патенты 2035358, B 64 G 1/14, 2046737, B 64 G 1/40. Данный способ используется для вывода на орбиту массивных спутников, обитаемых космических аппаратов и других массивных объектов. Многоступенчатые баллистические ракеты наземного старта - наиболее типичный способ запуска на орбиту полезной нагрузки. Однако такие ракеты требуют сложных сооружений для обеспечения вертикального старта. Кроме того, они подвержены жестким эксплуатационным и географическим ограничениям, необходимость которых диктуется опасностью, связанной с ракетным топливом и полетами над населенными территориями. Для выведения на орбиту малых искусственных спутников данный способ неприменим ввиду больших энергетических затрат.

Для преодоления вышеуказанных недостатков разрабатываются способы выведения на околоземную орбиту искусственных спутников и иных орбитальных аппаратов путем запуска ракет с полезной нагрузкой с самолета, выходящего на большую высоту и развивающего высокую скорость полета. Запуск ракеты с находящегося в полете самолета обеспечивает существенное дополнительное преимущество за счет вклада кинетической и потенциальной энергии самолета (его скорость и высота) в энергию ракеты.

Известен способ авиационно-космического выведения на околоземную орбиту малых искусственных спутников массой 50-150 кг с использованием авиационно-космической системы на базе самолета МиГ-31, см. статью "МиГ-31 станет летающим космодромом", "Коммерсант - daily" 48, от 20.03.1998 г.

Известен способ авиационно-космического выведения на околоземную орбиту малых искусственных спутников с использованием крылатого носителя воздушного старта, работающего на ракетных двигателях, см. патент США 4901949. Воздушный старт позволяет независимо определять точку запуска и азимут, который в свою очередь, обеспечивает независимое определение наклонения орбиты.

Известен способ авиационно-космического выведения на околоземную орбиту малых искусственных спутников, включающий подъем самолета-носителя на высоту, соответствующую статическому потолку, разгон самолета-носителя до максимальной скорости, по достижении которой в условиях квазистационарного полета осуществляют пуск ракеты с малым искусственным спутником, которая выводит спутник на расчетную орбиту, см. Ц. В. Соловьев, Е.А. Хохлушин, "Энергомассовые характеристики ракетных комплексов авиационного старта", Труды XXIX чтений, посвященных разработке научного наследия и развития идей К.Э. Циолковского, Калуга, 1994 г.

По наибольшему количеству сходных признаков и достигаемому при использовании результату данное техническое решение выбрано за прототип настоящего изобретения.

Недостатками прототипа, не позволяющими достичь поставленной нами цели, является то, что в условиях квазистационарного полета на высоте статического потолка невозможно обеспечить оптимальные условия для старта ракеты со спутником с самолета-носителя.

В основу настоящего изобретения положено решение задачи создания оптимальных условий для старта ракеты со спутником с самолета-носителя и выведения спутника на заранее заданную орбиту с использованием динамических маневров самолета в нестационарных режимах полета, в процессе выполнения которых достигается изменение всех параметров траектории в точке пуска ракеты: высоты, скорости и угла ориентации вектора скорости.

Сущность заявляемого изобретения выражается в следующей совокупности существенных признаков, достаточной для достижения указанного выше технического результата.

Согласно изобретению указанная выше задача решается за счет того, что способ авиационно-космического выведения на околоземную орбиту малых искусственных спутников, включающий подъем самолета-носителя на высоту, соответствующую статическому потолку, разгон самолета-носителя до максимальной скорости, по достижении которой осуществляют пуск ракеты с малым искусственным спутником, характеризующийся тем, что осуществляют разгон самолета-носителя до сверхзвуковой скорости и обеспечивают его выход в начальные условия предпускового маневра по скорости и высоте, после чего осуществляют предпусковой динамический маневр в вертикальной плоскости, заключающийся в подъеме самолета-носителя по восходящей криволинейной траектории на высоту, обеспечиваемую полной удельной энергией динамического маневра и превышающую статический потолок, при этом пуск ракеты с малым искусственным спутником осуществляют в заданной точке восходящей криволинейной траектории динамического маневра со скоростью, высотой и углом наклона траектории, обеспечивающими выведение спутника на орбиту с заданными параметрами и оптимальными энергетическими характеристиками выведения, причем выбор момента пуска ракеты осуществляют с использованием навигационно-пилотажного комплекса самолета-носителя.

В этом заключается совокупность существенных признаков, обеспечивающая получение технического результата во всех случаях, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны.

Кроме этого, заявленное решение имеет факультативные признаки, характеризующие его частные случаи, конкретные формы его материального воплощения либо особые условия его использования, а именно:
- в начале предпускового динамического маневра может быть осуществлено снижение самолета-носителя для сокращения времени разгона до необходимой скорости,
- момент пуска ракеты может быть определен путем предварительного расчета траектории выведения ракеты, на основании которого определяют максимальную величину горизонтальной составляющей скорости ракеты, при выполнении предпускового динамического маневра рассчитывают разность центральных углов самолета и точки на орбите Δξ и горизонтальную составляющую скорости ракеты в момент выхода ее на промежуточную орбиту.

Заявителем не выявлены источники, содержащие информацию о технических решениях, идентичных настоящему изобретению, что позволяет сделать вывод о его соответствии критерию "новизна".

Непосредственный (первичный) технический эффект при использовании заявленной совокупности существенных признаков заявленного решения заключается в том, что в заявленном способе в полной мере реализована зависимость высоты, которую может набрать самолет-носитель при динамическом маневре от скорости, а следовательно, кинетической энергии, динамического маневра. За счет реализации отличительных признаков изобретения (в совокупности с признаками, указанными в ограничительной части формулы) достигаются важные новые свойства объекта. В предложенном техническом решении обеспечивается возможность произведения пуска ракеты со спутником в точке, требуемой меньших энергетических затрат на выведение спутника на заданную околоземную орбиты, либо возможность выведения спутника на орбиту с параметрами, недостижимыми при использовании известных способов авиационно-ракетного запуска спутников.

Заявителю не известны какие-либо публикации, которые содержали бы сведения о влиянии отличительных признаков изобретения на достигаемый технический результат. В связи с этим, по мнению заявителя, можно сделать вывод о соответствии заявляемого технического решения критерию "изобретательский уровень".

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 представлена структура траектории выведения искусственного спутника Земли (ИСЗ) на орбиту, на фиг. 2 - график влияния угла пуска ракеты (θ^°) на величину горизонтальной составляющей вектора скорости ракеты (W) в точке выхода на промежуточную орбиту, на фиг.3 - геометрическая интерпретация выведения ИСЗ на орбиту с заданной фазой движения.

Траекторию авиационно-космического выведения спутника на околоземную орбиту можно разбить на два участка:
- участок выхода самолета-носителя в точку пуска ракеты (участок 0-1 на фиг.1),
- участок выведения ракеты со спутником на орбиту, который включает в себя участок выведения ракеты на промежуточную орбиту в процессе работы двигателей I и II ступеней (участок 1-3), движение в пассивном режиме по промежуточной орбите (участок 3-4) и разгон до орбитальной скорости в апогее промежуточной орбиты с помощью двигателя III ступени (участок 4-4).

Способ авиационно-космического выведения на околоземную орбиту малых искусственных спутников осуществляют следующим образом. Самолет-носитель с прикрепленной к нему ракетой со спутником поднимают на высоту, соответствующую статическому потолку. Затем производят разгон самолета-носителя до максимальной приборной скорости (2,5-3.0 М). Авиационно-космическая система выведения спутников имеет важнейшее преимущество перед системами наземного старта, заключающееся в возможности выбора географической точки запуска, что позволяет сократить до минимума время ожидания условий пуска. При этом важной задачей является оптимизация предпускового маневра самолета-носителя с целью выхода в оптимальные условия пуска ракеты. Значительное влияние на величину выводимой на орбиту полезной массы оказывает угол наклона траектории в точке пуска. Поскольку оптимальный угол пуска не достигается в условиях квазистационарного полета, реализация оптимальных условий требует выполнения самолетом предпускового динамического маневра. Динамические маневры являются существенно нестационарными режимами полета. В процессе их выполнения изменяются все параметры траектории: высота, скорость и угол ориентации вектора скорости самолета-носителя. Особенностью их является то, что процесс необратим и ошибки управления на начальной стадии маневра не могут быть полностью компенсированы на последующих его стадиях.

Для обеспечения оптимальных условий пуска ракеты после разгона самолета-носителя до сверхзвуковой скорости осуществляют динамический маневр в вертикальной плоскости, заключающийся в снижении самолета-носителя, после чего осуществляют подъем по восходящей криволинейной траектории на высоту, обеспечиваемую полной удельной энергией динамического маневра. В предположении, что уровень полной удельной энергии при маневре самолета-носителя (Е= h+V²/2g= const), высоту можно считать неявной функцией скорости. Производная dh/dV линейна по скорости, т.е. изменение высоты при изменении скорости на одну и ту же величину при скорости М=3 втрое превосходит ее изменение при М= 1, Поэтому для высокоскоростных (сверхзвуковых и гиперзвуковых) самолетов энергия его движения накапливается в форме кинетической энергии, а затем за счет незначительного уменьшения скорости можно получить значительный прирост высоты сверх статического потолка. Поле оптимальных траекторий динамического маневра должно удовлетворять основным ограничениям на фазовые координаты, на угол атаки (или коэффициент подъемной силы), а также на нормальную перегрузку, определяемую прочностью самолета-носителя. Наибольший интерес с точки зрения оценки предельных возможностей самолета-носителя представляет определение максимально достижимой высоты полета. При достижении в динамическом маневре больших высот силы, действующие на самолет-носитель, значительно меньше его веса. На высоте, значительно превышающей статический потолок (на 7-10 км и более) движение самолета происходит по траектории, близкой к баллистической, и в каждый момент времени по текущим значениям скорости и высоты может быть определена максимальная высота подъема h_max, достигаемая в некоторый фиксированный момент времени.

Структура оптимального управления позволяет сформулировать простые правила пилотирования самолета-носителя, обеспечивающие выход как на динамический потолок, так и на любую заданную высоту ниже динамического потолка:
- тяга - максимальная форсажная,
- управление углом атаки (подъемной силой) соответствует движению по ограничениям α_min≤α≤α_max
Важным условием выполнения поставленной задачи является оптимизация предпускового динамического маневра самолета-носителя с целью выхода в оптимальные условия пуска с самолета-носителя ракеты с ИСЗ. Оптимальная траектория выведения ракеты включает три участка: активные участки в начале и в конце траектории и пассивный участок в середине траектории. Оптимальная схема выведения ИСЗ на орбиту с помощью стартующей с самолета-носителя ракеты представляется следующим образом:
- выведение ракеты на промежуточную орбиту, апогей которой находится на высоте заданной круговой орбиты,
- движение в пассивном режиме по промежуточной орбите,
- разгон до орбитальной скорости в апогее ее промежуточной орбиты. Выход на промежуточную орбиту обеспечивается в процессе работы двигателей l и II, которые работают без паузы, а разгон до орбитальной скорости - с помощью двигателя III ступени. Для реализации такой траектории необходимо обеспечить оптимальные условия пуска ракеты в области режимов полета самолета-носителя, в частности оптимальные значения горизонтальной составляющей скорости ракеты W, которая зависит от трех параметров точки пуска: высоты, скорости и угла наклона траектории. Вариации высоты незначительно влияют на конечную W. В значительно большей степени на W влияет угол наклона траектории в момент пуска ракеты θ^° При вариации θ^° от 0^o до оптимальной величины, которая составляет 21^o, изменение W составляет 95 м/сек. На статическом потолке самолета-носителя угол квазистационарного набора высоты приближается к нулю, при этом значения W значительно меньше оптимальных. Увеличение угла наклона траектории возможно за счет выполнения самолетом-носителем динамического маневра.

В качестве примера может быть приведен расчет оптимальных траекторий предпускового динамического маневра для начальных условий, соответствующих квазиустановившемуся набору высоты в точке пересечения ограничений по максимальной скорости и максимальному скоростному напору: h₀=13000 м, V₀=3000 км/час, θ_o = 7^° Время динамического маневра варьируется от 5 до 13 секунд. При времени динамического маневра до 9 секунд величина W монотонно увеличивается. Конечная величина W достигает максимума при времени маневра 9 секунд. Увеличение W происходит за счет увеличения угла наклона траектории и при θ^° = 21^° на 39 м/сек превышает ее значения в условиях квазистационарного полета.

Момент пуска ракеты определяют путем предварительного расчета траектории выведения ракеты, на основании которого определяют максимальную величину горизонтальной составляющей скорости ракеты, при выполнении предпускового динамического маневра рассчитывают разность Δξ центральных углов самолета-носителя и точки на орбите ИСЗ и горизонтальную составляющую скорости ракеты в момент выхода ее на промежуточную орбиту. Пуск ракеты с малым искусственным спутником осуществляют в заданной точке восходящей криволинейной траектории динамического маневра, обеспечивающей выведение спутника на орбиту с заданными параметрами при минимальных энергетических затратах. Выбор момента пуска ракеты осуществляют с использованием навигационно-пилотажного комплекса самолета-носителя, возможности которого повышают точность выведения ИСЗ на орбиту.

Возможность промышленного применения заявленного технического решения подтверждается успешными результатами опытных испытаний и моделирования на пилотажных стендах. Предложенный способ может быть реализован промышленным способом с использованием известных авиационных и ракетно-космических технологий и технических средств (сверхзвуковой самолет-носитель с навигационно-пилотажным комплексом), что обуславливает, по мнению заявителя, его соответствие критерию "промышленная применимость".

Использование заявленного решения по сравнению со всеми известными средствами аналогичного назначения обеспечивает следующие преимущества:
- создания оптимальных условий для старта ракеты со спутником с самолета-носителя и выведения спутника на заранее заданную орбиту,
- произведение пуска ракеты со спутником в точке, требующей меньших энергетических затрат на выведение спутника на заданную околоземную орбиту, либо возможность выведения спутника на орбиту с параметрами, недостижимыми при использовании известных способов авиационно-ракетного запуска спутников,
- повышение точности выведения спутника за счет использования возможностей навигационно-пилотажного комплекса самолета-носителя.

Изобретение относится к технике динамического маневрирования сверхзвуковых самолетов на больших высотах вблизи статического потолка или на динамических режимах выше него и может быть использовано для решения ряда прикладных задач, таких как исследование физики атмосферы, запуск ракет-зондов и ракет, осуществляющих выведение на околоземную орбиту малых искусственных спутников (ИСЗ) и суборбитальных аппаратов. Способ включает в себя соответственно подъем самолета-носителя (СН) на высоту, соответствующую статическому потолку, разгон СН до максимальной скорости и пуск ракеты с малым ИСЗ. При этом после разгона до сверхзвуковой скорости осуществляют динамический маневр в вертикальной плоскости, заключающийся в подъеме СН по восходящей криволинейной траектории на высоту, обеспечиваемую полной удельной энергией динамического маневра и превышающую статический потолок. Пуск ракеты с ИСЗ осуществляют в заданной точке восходящей криволинейной траектории со скоростью, высотой и углом наклона траектории, обеспечивающими выведение ИСЗ на орбиту с заданными параметрами и оптимальными характеристиками выведения. Выбор момента пуска ракеты осуществляют с использованием навигационно-пилотажного комплекса СН. Причем в начале предпускового динамического маневра осуществляют снижение СН с максимально допустимой скоростью. Кроме того, момент пуска ракеты определяют путем предварительного расчета траектории выведения ракеты, на основании которого определяют максимальную величину горизонтальной составляющей скорости ракеты, а при выполнении предпускового динамического маневра рассчитывают разность центральных углов СН и точки на орбите ИСЗ и горизонтальную составляющую скорости ракеты в момент выхода ее на промежуточную орбиту. Использование данного способа позволяет создать оптимальные условия для старта ракеты с ИСЗ, уменьшить энергетические затраты, повысить точность выведения. 2 з.п.ф-лы, 3 ил.

1. Способ авиационно-космического выведения на околоземную орбиту малых искусственных спутников, включающий подъем самолета-носителя на высоту, соответствующую статическому потолку, разгон самолета-носителя до максимальной скорости, по достижении которой осуществляют пуск ракеты с малым искусственным спутником, отличающийся тем, что посредством разгона самолета-носителя до сверхзвуковой скорости обеспечивают выход в начальные условия предпускового маневра по скорости и высоте, после чего осуществляют предпусковой динамический маневр в вертикальной плоскости, заключающийся в подъеме самолета-носителя по восходящей криволинейной траектории на высоту, обеспечиваемую полной удельной энергией динамического маневра и превышающую статический потолок, при этом пуск ракеты с малым искусственным спутником осуществляют в заданной восходящей криволинейной траектории динамического маневра со скоростью, высотой и углом наклона траектории, обеспечивающими выведение спутника на орбиту с заданными параметрами и оптимальными энергетическими характеристиками выведения, причем выбор момента пуска ракеты осуществляют с использованием навигационно-пилотажного комплекса самолета-носителя. 2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в начале предпускового динамического маневра осуществляют снижение самолета-носителя с максимально допустимой скоростью. 3. Способ по любому из пп. 1 и 2, отличающийся тем, что момент пуска ракеты определяют путем предварительного расчета траектории выведения ракеты, на основании которого определяют максимальную величину горизонтальной составляющей скорости ракеты, а при выполнении предпускового динамического маневра рассчитывают Δξ - разность центральных углов самолета и точки на орбите искусственного спутника Земли и горизонтальную составляющую скорости ракеты в момент выхода ее на промежуточную орбиту.