Способ авиационно-космического выведения на околоземную орбиту малых искусственных спутников Российский патент 2020 года по МПК B64C30/00 

Изобретение относится к технике динамического маневрирования сверхзвуковые 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 Земли (ИСЗ) и суборбитальных аппаратов.

Для оценки новизны и изобретательского уровня заявленного решения рассмотрим ряд известных технических средств аналогичного назначения. Уже в конце 1950-х годов в США испытывали систему воздушного пуска ракеты-носителя с истребителя NOTS-EV-1 Пилот, испытания не были удачны, но разработки продолжились для создания противоспутниковых ракет. Тогда же были созданы запускаемые с самолетов-носителей экспериментальные ракетопланы, в том числе первый гиперзвуковой самолет - суборбитальный пилотируемый космоплан North American X-15, также Bell X-1, Lockheed D-21, Boeing X-43 и др. Подобные (но не суборбитальные) системы были также во Франции (Ледюк) и других странах. Воздушный старт использовался для отработки космоплана Энтерпрайз в масштабной программе многоразовой транспортной космической системы Спейс шаттл.

Первым советским из детальных проектов АКС с воздушным стартом была переализованная система «Спираль» 1960-х-1970-х гг. из гиперзвукового самолета-разгонщика, РН и орбитального самолета. Воздушный старт использовался для полета дозвукового самолета-аналога ее орбитального самолета.

С 1990 года в США действует система Boeing B-52 Balls 8, в дальнейшем Stargazer на основе L-1011 (самолет), и РН Пегас, разрабатывается другая система и есть прочие проекты АКС

В последние годы данный способ запуска на низкие околоземные орбиты при соответствии некоторым условиям (для ИСЗ сравнительно небольших масс, выводимых на низкие орбиты) становится необходимым (есть реализованные проекты и еще больше проектов многих компаний рассматривает данный способ запуска) ввиду высокой экономической эффективности и мобильности (не требуется сооружение космодромов).

В России предложены детально разработанные проекты АКС МАКС и «Воздушный старт». В первом проекте космоплан с внешним топливным баком запускается с борта сверхтяжелого самолета Ан-225(325) «Мрия» Основным элементом второго проекта является специально переоборудованный тяжелый самолет Ан-124-100ВС «Руслан» с борта которого на высоте примерно 10 км по разработанной Государственным ракетным центром «КБ им Макеева» технологии осуществляется так называемый «минометный» старт ракеты-носителя, доставляющей на расчетную орбиту полезную нагрузку. Есть также проекты «Бурлак» и прочие, в которых РН с НСЗ запускается с борта разных самолетов-носителей Ту-160 Ан-124, Ту-22МЗ.

На Украине с использованием самолета-носителя Ан-225 разработаны проекты АКС «Свитязь» (РН Зенит) и «Лыбидь» (крылатый космоплан). Казахстан предлагает проект АКС «Ишим» (МИг-31+РН).

Проекты АКС с воздушным стартом космопланов были созданы в Германии (Зенгер-2), Японии (ASSTS), Китае (прототип Шэньлонг и АКС следующего поколения).

При помощи воздушного старта запускался частный суборбитальный космоплан SpaceShipOne; таким же способом планируется запускать и SpaceShipTwo. Также существует проект запуска космических аппаратов при помощи самолета М-55 «Геофизика». Воздушный старт с аэростата суборбитальном пилотируемой ракеты предусмотрен в проекте Stabilo ARCASPACE Румынии.

Известен способ выведении на околоземную орбиту искусственных спутников и иных орбитальных аппаратов с применением многоступенчатых ракет, в том числе и многоразового использования, патенты 2035358 B64G 1/14, 2046737, B44G 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 требую 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 выведении 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, 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, ʺЭнергомассовые характеристики ракетных комплексов авиационного стартаʺ, Труды XXIX чтений, посвященных разработке научного наследия и развития идей К.Э. Циолковского, Калуга, 1994 г.

Известен способ авиационно-космического выведения на околоземную орбиту малых спутников патент RU №2209744 от 07.03.2001 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 со спутником с самолета-носителя и выведения спутника на заранее заданную орбиту для реализации этого в точках сопряжения этапов включаются участки коррекции: участки установившегося полета на заданном режиме, длительностью которых можно компенсировать отклонения от программы полета на предыдущих этапах, а при выполнении предпускового маневра, который является существенно нестационарным, для компенсации отклонений от программы на основании предварительного расчета траектории выведения ракеты находится минимальная величина w, достаточная для выведения искусственного спутника на заданную орбиту, которая определяет «окно пуска», временной интервал, внутри которого при пуске обеспечиваются энергетические характеристики выведения, пуск ракеты производится, если текущий момент времени находится в пределах «окна пуска». Тогда программа маневра будет следующей - разгон до М=2,0, далее следует набор высоты с максимальной тягой, соответствующей форсированному режиму.

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

Согласно изобретения указанная выше задача решается за счет того, что для реализации траектории самолета-носителя в точках сопряжения этапов включаются участки коррекции: участки установившегося полета на заданном режиме, длительностью которых можно компенсировать отклонения от программы полета на предыдущих этапах, а при выполнении предпускового маневра, который является существенно нестационарным, для компенсации отклонений от программы на основании предварительного расчета траектории выведения ракеты находится минимальная величина w достаточная для выведения ИСЗ на заданную орбиту, которая определяет «окно пуска», временной интервал, внутри которого при пуске обеспечиваются энергетические характеристики выведения, пуск ракеты производится, если текущий момент времени находится в пределах «окна пуска». Скорректированная программа маневра будет следующей - разгон до М=2,0, далее набор высоты с максимальной тягой, соответствующей форсированному режиму.

Подъем самолета-носителя осуществляется на высоту, соответствующую статическому потолку, разгон самолета-носителя производится до сверхзвуковой скорости и обеспечивается 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 спутников производится, если текущий момент времени находится в пределах «окна пуска», внутри которого обеспечиваются энергетические характеристики 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 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 возможность компенсации отклонения от программы полета на предыдущих этапах, в том числе при выполнении предпускового маневра, и обеспечиваются энергетические характеристики выведения, если пуск ракеты производится в момент времени в пределах «окна пуска». 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 выведении 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, на фиг. 4 общий вид пуска ИСЗ.

Траекторию авиационно-космического выведения спутника на околоземную орбиту можно разбить на два участка: - участок выхода самолета-носителя в точку пуска ракеты (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 (фиг. 1), движение в пассивном режиме по промежуточной орбите (фиг. 1) и разгон до орбитальной скорости в апогее промежуточной орбиты с помощью двигателя III ступени (фиг. 1).

Способ авиационно-космического выведении 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 производит разгон самолета-носителя до максимальной приборной скорости М=2,0.

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 «окно пуска» для пуска ракеты с необходимыми энергетическими характеристиками выведения. 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. Предпусковой маневр является существенно нестационарным. В окрестности момента пуска изменяются скорость, высота и угол наклона траектории, поэтому включение участка установившегося полета невозможно. В этом случае надо использовать следующее свойство траекторий маневра - малое изменение по времени пуска величины горизонтальной составляющей скорости ракеты в момент выхода на промежуточную орбиту. Алгоритм определения момента пуска ракеты-носителя следующий:

- на основании предварительного расчета траекторий выведения ракеты находится минимальная величина w, достаточная для выведения ИСЗ на заданную орбиту; эта величина определяет «окно пуска» - временном интервал, внутри которого при пуске обеспечиваются необходимые энергетические характеристики выведении;

- при выполнении предпускового маневра рассчитываются две величины - разность центральных углов самолета и точки на орбите и горизонтальная составляющая скорости ракеты в момент выхода на промежуточную орбиту w;

- в процессе предварительных расчетов траекторий выведения ракеты-носителя определяется величина точки на орбите, при которой обеспечивается выведение с заданной фазой;

- при достижении точки на орбите заданного значения производится пуск ракеты, если текущий момент времени находится в пределах «окна пуска». В имитаторе КПИ моделируется одна функция прибора: расчет в реальном масштабе времени w и прогнозирование момента достижения ее максимума. Время, оставшееся до достижения максимума w, визуализируется в виде столбика уменьшающейся высоты. Уменьшение высоты до нуля соответствует моменту пуска ракеты.

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 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 находятся 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 I 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° до оптимальной величины, которая составляет 21°, 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 маневра для начальных условий, соответствующих квазиустановившемуся на набору высоты в точке пересечения ограничений по максимальной скорости и максимальному скоростному напору: h₀=13000 м, V₀=2000 км/час, θ₀=7°. Время предпускового маневра варьируется от 5 до 13 секунд. При времени предпускового 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 выполнения 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 производится, если текущий момент времени находится в пределах «окна пуска» внутри которого обеспечиваются необходимые энергетические характеристики выведения.

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:

- компенсацию отклонения от программы полета на предыдущих этапах,

- создания оптимальных условий для старта ракеты со спутником с самолета-носителя и выведения спутника на заранее заданную орбиту,

- произведение пуска ракеты со спутником в пределах «окна пуска» внутри которого обеспечиваются необходимые энергетические характеристики выведения спутника на заданную околоземную орбиту, либо возможность выведения спутника на орбиту с параметрами, недостижимыми при использовании известных способов авиационно-ракетного запуска спутников,

- повышение точности выведении спутника за счет использования возможностей навигационно-пилотажного комплекса самолета-носителя.

Изобретение относится к способу авиационно-космического выведения на околоземную орбиту малых искусственных спутников Земли (ИСЗ). Для реализации траектории самолета-носителя в точках сопряжения этапов включаются участки коррекции: участки установившегося полета на заданном режиме, длительностью которых можно компенсировать отклонения от программы полета на предыдущих этапах. При выполнении предпускового маневра для компенсации отклонений от программы на основании предварительного расчета траектории выведения ракеты находится минимальная величина горизонтальной составляющей скорости ракеты (W), достаточная для выведения ИСЗ на заданную орбиту, определяющая окно пуска. Пуск ракеты производится, если текущий момент времени находится в пределах окна пуска: совершается предпусковой маневр, включающий разгон до М=2,0, набор высоты с максимальной тягой, соответствующей форсированному режиму, переход в режим набора высоты с заданным значением перегрузки и производится пуск ракеты. Техническим результатом является обеспечение оптимальных условий для старта ракеты с ИСЗ. 4 ил.

Способ авиационно-космического выведения на околоземную орбиту малых искусственных спутников, отличающийся тем, что для реализации траектории самолета-носителя в точках сопряжения этапов включаются участки коррекции: участки установившегося полета на заданном режиме, длительностью которых можно компенсировать отклонения от программы полета на предыдущих этапах, а при выполнении предпускового маневра, который является существенно нестационарным, для компенсации отклонений от программы на основании предварительного расчета траектории выведения ракеты находится минимальная величина горизонтальной составляющей скорости ракеты (W), достаточная для выведения искусственного спутника на заданную орбиту, которая определяет окно пуска, временной интервал, внутри которого при пуске обеспечиваются энергетические характеристики выведения, пуск ракеты производится, если текущий момент времени находится в пределах окна пуска, совершается предпусковой маневр, включающий разгон до М=2,0, набор высоты с максимальной тягой, соответствующей форсированному режиму, переход в режим набора высоты с заданным значением перегрузки и производится пуск ракеты.