СПОСОБ ЗАПУСКА МНОГОСТУПЕНЧАТОЙ КОСМИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ И МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ Российский патент 2005 года по МПК B64G1/00 F42B15/00 

Данное изобретение относится к космической технике и может быть использовано при разработке технологии запуска многоступенчатой космической ракеты-носителя и при разработке конструкции многоступенчатой космической ракеты-носителя.

В настоящее время ведущие космические державы и развивающиеся страны наращивают усилия в области освоения и использования космоса с помощью малых космических аппаратов (полезного груза).

Спрос на малые космические аппараты (МКА) предполагает объемы заказов на их запуски и расширение этого сектора мирового рынка.

Потребности рынка удовлетворяются запуском МКА со стационарного космодрома ракетой-носителем среднего или тяжелого классов в качестве дополнительной полезной нагрузки, при этом необходимым условием является наличие заказа на выведение крупногабаритной основной полезной нагрузки.

Недостатком этого способа запуска МКА является ограничение на их количество запусков, обусловленное наличием заказов на выведение крупногабаритных основных полезных нагрузок.

На практике в настоящее время решается задача обеспечения запуска МКА не только со стационарных космодромов, но и с территории страны заказчика или владельца КА.

Анализ инфраструктуры ракетно-космических комплексов (РКК), как стационарных, так и подвижных, показывает, что для обеспечения вывода полезного груза в околоземное пространство основные параметры комплекса определяют: способ вывода полезного груза в околоземное пространство, способ запуска и конструкция космической многоступенчатой ракеты-носителя. При всем этом в состав РКК входят: радиотехнические средства приема внешней информации и формирования программы полета ракеты-носителя, средства наземного обслуживания; система базирования (космодром, аэродром, стартовая площадка, подготовленная в инженерном отношении, подводный крейсер); средства транспортирования ракеты-носителя; измерительные пункты приема телеметрической информации о параметрах траектории движения ракеты носителя, отделения ступеней и отделения МКА.

Задача по выводу МКА в околоземное пространство с использованием РКК считается выполненной, если МКА отделился от ракеты-носителя на заданной высоте орбиты с точностью, оговоренной условиями договора. Дальнейшее обслуживание МКА обеспечивается службами, не входящими в инфраструктуру РКК.

Анализ баллистической схемы выведения МКА в околоземное пространство при помощи ракеты-носителя с двигательными установками на твердом топливе показывает, что максимальную массу полезного груза на заданную высоту орбиты можно вывести, используя баллистическую «паузу». При этом отделение МКА от ракеты-носителя оптимально должно проходить на достаточно большом расстоянии примерно на полувитке движения по орбите МКА. Это обстоятельство затрудняет осуществить вывод МКА в околоземное пространство с территории заказчика, так как требуется разместить элементы РКК (измерительные пункты) вне территории заказчика.

Решить поставленную задачу по выводу МКА в околоземное пространство с территории заказчика можно с использованием РКК, который является автономным (независимым от третьих лиц) и мобильным, для чего требуется решить ряд взаимосвязанных проблем, к которым относятся:

I. Разработка способа вывода МКА в околоземное пространство и разработка РКК.

II. Разработка способа запуска ракеты-носителя в системы базирования и разработка ракеты-носителя.

III. Разработка многоступенчатой космической ракеты-носителя.

Рассмотрение первой проблемы показало, что для поставленной цели на основе выбора соответствующих параметров движения ракеты-носителя и параметров ракеты-носителя, необходимо провести оптимизацию состава РКК, решить задачу по созданию автономного авиационного ракетно-космического комплекса (АРКК) и осуществлять запуск МКА с территории заказчика. Решению этой проблемы посвящена заявка под названием "Способ вывода полезного груза в околоземное пространство с использованием авиационного ракетно-космического комплекса и авиационный ракетно-космический комплекс " на выдачу патента на изобретение, которая подается совместно и одновременно с настоящей заявкой.

Рассмотрение второй проблемы показало, что для поставленной цели необходимо использовать преимущества самолета-носителя с техническими характеристиками истребителя-перехватчика четвертого поколения типа МиГ-31 при запуске ракеты-носителя. Решению этой проблемы посвящена настоящая заявка на выдачу патента на изобретение.

Решение третьей проблемы показало, что для поставленной цели необходимо использовать твердотопливную многоступенчатую ракету, т.к. в этом случае отпадает потребность заправки ее компонентами жидкого топлива и тем самым упрощается наземное оборудование (отсутствует сложный комплекс по заправке), а также может быть обеспечена заводская готовность ракеты и, как следствие, высокая надежность, безопасность, удобство и простота эксплуатации.

Решению третьей задачи посвящена заявка под названием "Многоступенчатая космическая ракета-носитель" на выдачу патента на изобретение, которая подается совместно и одновременно с настоящей заявкой.

Важнейшим этапом функционирования РКК является старт ракеты с СН. При этом энергетические возможности КРН по выведению КА на околоземные орбиты в значительной мере зависят от того, насколько полно удастся использовать начальную скорость и высоту, обеспечиваемые самолетом-носителем на момент отделения от него ракеты.

В качестве аналога рассматривается схема с загрузкой в грузовой отсек самолета КРН, подъемом ее самолетом на заданную высоту, выбросом через хвостовой люк КРН, спуском КРН на парашюте с последующим его отстрелом перед запуском двигательной установки 1-ой ступени.

Недостатком этого способа запуска КРН является полная потеря кинетической энергии, сообщаемой КРН, и на момент включения двигательной установки 1-ой ступени КРН приобретает отрицательную вертикальную скорость, на компенсацию которой тратится часть энергетики КРН после запуска двигательной установки 1-ой ступени. Таким образом, в данной схеме используется, и то не полностью, только прирост высоты, сообщенный ракете самолетом.

Наиболее близким к предложенному способу вывода МКА на околоземную орбиту является способ с участком планирования КРН до запуска двигательной установки 1-ой ступени КРН, предусматривающий использование крыла для поддержания необходимого направления предстартовой траектории ракеты. Применение данной схемы реализовано в ракетно-космическом комплексе с авиационным стартом

- в американском проекте «Пегас» при использовании неманевренного дозвукового самолета-носителя.

Недостатком этого способа запуска КРН является существенное утяжеление конструкции 1-ой ступени в результате установки крыла и трудностей, связанных с компоновкой такого крыла.

Задачей первого из группы изобретений является расширение области применения КРН, способа ее запуска при обеспечении стабилизации на участке полета безопасного удаления от самолета-носителя до момента запуска двигательной установки 1-ой ступени.

Поставленная задача решается тем, что в способе запуска многоступенчатой космической ракеты-носителя с использованием самолета-носителя, состоящего в транспортировании КРН на стартовую позицию ракеты, подготовке КРН к запуску, подъеме КРН на заданную высоту самолетом-носителем, отделении КРН от самолета-носителя, стабилизации КРН и запуске двигательной установки первой разгонной ступени, осуществляют оснащение КРН отделяемым хвостовым обтекателем и закрепленными на нем сложенными решетчатыми стабилизаторами и транспортируют в сборе на стартовую позицию с помощью транспортно-эксплуатационного контейнера, перегружают краном транспортно-эксплуатационный контейнер с КРН на транспортно-монтажную тележку, снимают съемные отсеки транспортно-эксплуатационного контейнера и транспортируют КРН к самолету-носителю, осуществляют крепление КРН к самолету-носителю на замках самолета-носителя, а после подъема КРН самолетом-носителем на заданную высоту по команде на раскрытие замков самолета-носителя одновременно раскрывают решетчатые стабилизаторы хвостового обтекателя и после расчетной паузы после отделения КРН от самолета-носителя отделяют хвостовой обтекатель с решетчатыми стабилизаторами от КРН.

Решению поставленной задачи способствуют частные существенные признаки изобретения.

Подъем КРН осуществляют на сверхзвуковом высотном истребителе-перехватчике четвертого поколения МиГ-31.

Отделяют КРН от самолета-носителя при кабрировании самолета на высоте 15...19 км, при этом удерживают скорость самолета 550...630 м/с и угол кабрирования 15...35°.

Запуск двигательной установки первой ступени осуществляют по истечении расчетной паузы 5...6 с после отделения КРН от самолета-носителя.

Технической задачей второго из группы изобретений в части конструкции КРН является расширение области ее применения за счет уменьшения стартовой массы и обеспечение стабилизации на участке полета безопасного удаления от самолета-носителя до момента запуска двигательной установки 1-ой ступени.

Поставленная техническая задача решается тем, что многоступенчатая космическая ракета-носитель, содержащая разгонные ступени, связанные последовательно посредством соединительных отсеков и снабженные двигательными установками на твердом топливе, а также устройство стабилизации и узлы крепления к самолету-носителю, отличается тем, что она оснащена отделяемым хвостовым обтекателем и закрепленными на нем решетчатыми стабилизаторами, выполненными в виде цилиндрической панели, при этом хвостовой обтекатель выполнен с усеченной конической оболочкой, подкрепленной торцевыми шпангоутами, со стороны меньшего основания коническая оболочка замкнута сферическим сегментом, на большем торцевом шпангоуте размещены распадающиеся узлы крепления хвостового обтекателя к свободному торцу первой разгонной ступени, а на меньшем торцевом шпангоуте установлены узлы фиксации, поворота и крепления решетчатых стабилизаторов, на боковой поверхности конической оболочки имеются полости, совпадающие по форме и габаритам с решетчатыми стабилизаторами, в сложенном и зафиксированном состоянии каждый решетчатый стабилизатор размещен в своей полости и утоплен.

Решению поставленной задачи способствуют частные существенные признаки изобретения.

Угол полраствора конической обечайки хвостового обтекателя составляет 15...20°.

Радиус сферического сегмента хвостового обтекателя составляет 200...300 мм.

Эффективная площадь решетчатых стабилизаторов составляет 2,5...3,5 м².

Заявляемый способ запуска многоступенчатой КРН и заявляемая многоступенчатая КРН объединены общим изобретательским замыслом, так в заявленном способе осуществляют запуск многоступенчатой КРН, при этом снижается стартовая масса КРН и обеспечивается стабилизация КРН на участке полета безопасного удаления от самолета-носителя до момента запуска двигательной установки 1-ой ступени.

Конкретный пример осуществления способа запуска и конструкции КРН пояснен на Фиг.1-5.

На Фиг.1 изображен транспортно-эксплуатационный контейнер для ракеты-носителя.

На Фиг.2 изображен транспортно-эксплуатационный контейнер в сборе с ракетой-носителем без съемных отсеков транспортно-эксплуатационного контейнера.

На Фиг.3 изображен самолет-носитель в сборе с КРН.

На Фиг.4 изображена многоступенчатая КРН со сбрасываемым хвостовым обтекателем и установленными на нем решетчатыми стабилизаторами в сложенном положении.

На Фиг.5 изображена многоступенчатая КРН со сбрасываемым хвостовым обтекателем и установленными на нем решетчатыми стабилизаторами в раскрытом положении.

С использованием наземного технологического оборудования ракету-носитель, снаряженную топливом и пиросредствами, в транспортно-эксплуатационном контейнере, фиг.1, транспортируют с предприятия-изготовителя на базовый аэродром.

Транспортно-эксплуатационный контейнер, фиг.1, выполнен в виде пенала цилиндрической формы и разделен двумя поперечными плоскостями разъема 1 на передний 2, средний 3 и задний 4 отсеки. Передний и задний отсеки выполнены в виде цилиндрического стакана с плоским дном и разделены плоскостью 5 продольного разъема с узлами крепления (узлы крепления на фигурах не показаны) на верхнюю и нижнюю половины, средний отсек также разделен плоскостью 5 продольного разъема с узлами крепления (узлы крепления на фигурах не показаны) на основание 6 и верхнюю панель 7.

Механическую связь ракеты с самолетом-носителем осуществляют посредством двух поясов крепления, каждый из которых выполнен в виде бандажа, состоящего из двух полуколец (на фигурах не показаны). В стыках полуколец размещены пиротолкатели, с помощью которых половины поясов расталкиваются при их сбросе после отделения КРН от самолета. Передний пояс крепления оснащен съемными силовыми рамами. Силовые рамы соединяются с захватами на самолете. При наземной эксплуатации для размещения ракеты в транспортно-эксплуатационном контейнере силовые рамы снимаются (на фигурах не показаны).

Комплект механической связи (на фигурах не показан) обеспечивает укладку КРН на ложементы транспортно-эксплуатационного контейнера, закрепление КРН в контейнере от осевого перемещения и скрутки в процессе транспортировки, проведение цеховых погрузо-разгрузочных работ с КРН, закрепление КРН к подвеске самолета и отделение элементов механической связи от КРН после отстыковки от самолета.

На базовом аэродроме транспортно-эксплуатационный контейнер с ракетой-носителем устанавливают и закрепляют на транспортно-монтажной тележке (на фигурах не показана). На транспортно-монтажной тележке КРН транспортируют в пределах технической зоны аэродрома и осуществляют работы, предшествующие подвеске КРН под самолет-носитель. Транспортирование транспортно-монтажной тележки с КРН под самолет производят после демонтажа съемных элементов транспортно-эксплуатационного контейнера: переднего и заднего отсеков, верхней панели среднего отсека, при этом КРН закреплена на основании 6, фиг.2, среднего отсека.

При подвеске КРН к самолету транспортно-монтажная тележка вывешивается на домкратах (на фигурах не показано). После подвески КРН к самолету производится проверка надежности закрытия замков, КРН открепляется от фиксаторов транспортно-монтажной тележки и рама тележки опускается вниз для обеспечения вывешивания КРН на замках самолета (на фигурах не показано).

Самолет-носитель 8 с КРН 9 показан на фиг.3.

Для снижения аэродинамического сопротивления КРН на подвеске под самолетом КРН содержит хвостовой обтекатель 10, фиг.4, со сложенными решетчатыми стабилизаторами 11.

Для стабилизации движения КРН после отделения от самолета-носителя решетчатые стабилизаторы 11, фиг.5, принудительно раскрываются.

После подъема КРН самолетом-носителем на заданную высоту по команде на раскрытие замков самолета-носителя (на фигурах не показаны) одновременно раскрывают решетчатые стабилизаторы хвостового обтекателя и после расчетной паузы перед запуском двигательной установки 1-ой разгонной ступени КРН отделяют хвостовой обтекатель с решетчатыми стабилизаторами от КРН.

Схемно-конструктивные решения по системе отделения КРН от самолета-носителя и стартовому участку КРН выбраны исходя из необходимости осуществления включения двигательной установки 1-ой ступени КРН на расстоянии более 60 м от самолета для обеспечения его безопасности (через ˜5 с после отделения КРН). Статическая устойчивость КРН на неуправляемом участке полета после отделения от самолета до включения двигательной установки 1-ой ступени обеспечивается за счет раскрываемых решетчатых стабилизаторов, расположенных на хвостовом обтекателе КРН, сбрасываемом перед включением ее двигателя.

Условия отделения КРН от СН:

- высота - 15...19 км;

- скорость самолета - 550...630 м/с;

- поперечная перегрузка самолета в момент отделения - +2,4...+2,5.

Значительная поперечная перегрузка самолета позволяет без применения специальных устройств обеспечить безударное отделение КРН. Команда на раскрытие решетчатых стабилизаторов подается по факту разрыва механической связи КРН с самолетом.

В указанных условиях через 0,3 с после отделения КРН от самолета-носителя расстояние между ними превысит 1 м, что позволяет к этому времени завершить раскрытие решетчатых стабилизаторов. После раскрытия стабилизаторов КРН имеет положительный запас статической устойчивости и совершает слабозатухающие угловые колебания относительно центра масс. При минимально допустимом запасе статической устойчивости 7-8% эффективная площадь решетчатых стабилизаторов составит 2,8 - 3,0 м². После отделения от самолета бортовая система управления КРН по текущим параметрам движения, исходя из условий отхода от самолета на требуемое расстояние и возможности последующего управления полетом, определяет момент сброса хвостового обтекателя и запуска двигательной установки 1-ой ступени КРН.

После отделения хвостового обтекателя от КРН производят запуск.

Конкретный пример исполнения многоступенчатой космической ракеты-носителя пояснен на Фиг.1-5.

Для реализации способа запуска многоступенчатой КРН с использованием самолета-носителя разработана космическая ракета-носитель, приведенная на фиг.4.

Исходя из высокого значения потребной конечной скорости (-8000 м/с), необходимой для КРН, с учетом того, что часть этой скорости сообщается перед стартом ракете самолетом, для КРН выбрана схема с тремя маршевыми ступенями и апогейной ступенью 12, фиг.4, с двигательной установкой на твердом топливе 13.

Для снижения аэродинамического сопротивления ракеты на подвеске под самолетом и придания ракете статической устойчивости на участке неуправляемого движения от момента ее отделения от самолета до запуска двигателя при удалении на безопасное расстояние от самолета, ракета содержит хвостовой обтекатель 10, фиг.4, со сложенными решетчатыми стабилизаторами 11, принудительно раскрываемыми после сброса КРН с самолета. Хвостовой обтекатель отделяется непосредственно перед запуском двигательной установки 1-ой ступени КРН (на фигурах не показано).

Хвостовой обтекатель выполнен в виде усеченной конической оболочки, подкрепленной торцевыми шпангоутами. Со стороны меньшего основания коническая оболочка замкнута сферическим сегментом 14, фиг.4, на большем торцевом шпангоуте размещены распадающиеся узлы (на фигурах не показаны) крепления хвостового обтекателя 10 к свободному торцу первой разгонной ступени. На меньшем торцевом шпангоуте установлены узлы фиксации, поворота и крепления (на фигурах не показаны) решетчатых стабилизаторов 11. На боковой поверхности конической оболочки имеются полости 15, фиг.5, совпадающие по форме и габаритам с решетчатыми стабилизаторами 11. В сложенном и зафиксированном состоянии каждый решетчатый стабилизатор размещен в своей полости и утоплен.

Таким образом, показано, что предлагаемый способ запуска многоступенчатой КРН с использованием самолета-носителя и разработанная конструкция многоступенчатой КРН позволяют уменьшить стартовую массу КРН и использовать преимущества самолета-носителя с техническими характеристиками истребителя-перехватчика четвертого поколения типа МиГ-31 при запуске ракеты-носителя.

Группа изобретений относится к космической технике. Способ состоит в транспортировании космической ракеты-носителя (КРН) на стартовую позицию, подготовке ее к запуску, подъеме на заданную высоту самолетом-носителем, отделении от самолета-носителя, стабилизации КРН и запуске двигательной установки первой разгонной ступени. КРН транспортируют в сборе на стартовую позицию с помощью транспортно-эксплуатационного контейнера. Далее перегружают краном контейнер с КРН на транспортно-монтажную тележку, снимают съемные отсеки и транспортируют КРН к самолету-носителю. Крепление КРН к самолету-носителю осуществляют на замках самолета-носителя. КРН содержит разгонные ступени, снабженные двигательными установками на твердом топливе, а также устройство стабилизации и узлы крепления к самолету-носителю. Она также оснащена отделяемым хвостовым обтекателем и закрепленными на нем решетчатыми стабилизаторами, выполненными в виде цилиндрической панели. После подъема КРН на заданную высоту по команде на раскрытие замков самолета-носителя одновременно раскрывают решетчатые стабилизаторы хвостового обтекателя. После расчетной паузы перед отделением КРН отделяют хвостовой обтекатель с решетчатыми стабилизаторами от КРН. Группа изобретений позволяет расширить область применения КРН за счет уменьшения стартовой массы и обеспечивает стабилизацию на участке полета безопасного удаления от самолета-носителя до момента запуска двигательной установки первой ступени. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Способ запуска многоступенчатой космической ракеты-носителя (КРН) с использованием самолета-носителя, состоящий в транспортировании КРН на стартовую позицию ракеты, подготовке КРН к запуску, подъеме КРН на заданную высоту самолетом-носителем, отделении КРН от самолета-носителя, стабилизации КРН и запуске двигательной установки первой разгонной ступени, отличающийся тем, что КРН оснащают отделяемым хвостовым обтекателем и закрепленными на нем сложенными решетчатыми стабилизаторами и транспортируют в сборе на стартовую позицию с помощью транспортно-эксплуатационного контейнера, перегружают краном транспортно-эксплуатационный контейнер с КРН на транспортно-монтажную тележку, снимают съемные отсеки транспортно-эксплуатационного контейнера и транспортируют КРН к самолету-носителю, осуществляют крепление КРН к самолету-носителю на замках самолета-носителя, а после подъема КРН самолетом-носителем на заданную высоту по команде на раскрытие замков самолета-носителя одновременно раскрывают решетчатые стабилизаторы хвостового обтекателя и после расчетной паузы перед отделением КРН от самолета-носителя отделяют хвостовой обтекатель с решетчатыми стабилизаторами от КРН.2. Способ по п.1, отличающийся тем, что запуск двигательной установки первой ступени осуществляют по истечении расчетной паузы 5-6 с после отделения КРН от самолета-носителя.3. Способ по п.1, отличающийся тем, что отделяют КРН от самолета-носителя при кабрировании самолета на высоте 15-19 км, при этом удерживают скорость самолета 550-630 м/с и угол кабрирования 20-40°.4. Многоступенчатая космическая ракета-носитель, содержащая разгонные ступени, связанные последовательно посредством соединительных отсеков и снабженные двигательными установками на твердом топливе, а также устройство стабилизации и узлы крепления к самолету-носителю, отличающаяся тем, что она оснащена отделяемым хвостовым обтекателем и закрепленными на нем решетчатыми стабилизаторами, выполненными в виде цилиндрической панели, при этом хвостовой обтекатель выполнен с усеченной конической оболочкой, подкрепленной торцевыми шпангоутами, со стороны меньшего основания коническая оболочка замкнута сферическим сегментом, на большем торцевом шпангоуте размещены распадающиеся узлы крепления хвостового обтекателя к свободному торцу первой разгонной ступени, а на меньшем торцевом шпангоуте установлены узлы фиксации, поворота и крепления решетчатых стабилизаторов, на боковой поверхности конической оболочки имеются полости, совпадающие по форме и габаритам с решетчатыми стабилизаторами, в сложенном и зафиксированном состоянии каждый решетчатый стабилизатор размещен в своей полости и утоплен.5. Ракета-носитель по п.4, отличающаяся тем, что угол полраствора конической обечайки хвостового обтекателя составляет 15-20.6. Ракета-носитель по п.4, отличающаяся тем, что радиус сферического сегмента хвостового обтекателя составляет 200-300 мм.7. Ракета-носитель по п.4, отличающаяся тем, что эффективная площадь решетчатых стабилизаторов составляет 2,5-3,5 м.