способ выведения полезной нагрузки на орбиту в космос

Формула изобретения

1. Способ выведения полезной нагрузки на орбиту в космос, включающий подготовку к полету и взлет многорежимного самолета-разгонщика с ракетой-носителем с аэродрома, полет в зону запуска ракеты-носителя с дозаправкой в воздухе или без нее, разгон и набор высоты при подходе к зоне запуска ракеты-носителя, маневр самолета-разгонщика, отделение и запуск ракеты-носителя, перевод самолета-разгонщика в режим командно-измерительного пункта, сопровождение выводимого объекта до момента его выхода на орбиту, с дозаправкой самолета-разгонщика или без нее, и возврат на аэродром посадки, отличающийся тем, что подготовку к полету и взлет осуществляют с аэродрома, обеспечивающего наименьшее расстояние до зоны запуска ракеты-носителя при самом безопасном маршруте полета, полет в указанную зону запуска осуществляют в режиме наибольшей дальности полета, а при подлете к заданному промежуточному пункту маршрута производят разгон до заданной или предельной сверхзвуковой скорости с набором высоты в заданном направлении до точки отделения ракеты-носителя, после достижения заданных скорости полета, высоты и географических координат выполняют самолетом-разгонщиком маневр "горка" и при достижении необходимого угла тангажа производят отделение ракеты-носителя, запуск ее двигательной установки и движение по оптимальной траектории, а самолет-разгонщик переводят в режим командно-измерительного пункта для сопровождения выводимой полезной нагрузки до выхода ее на заданную орбиту.

2. Способ выведения полезной нагрузки на орбиту в космос по п.1, отличающийся тем, что параметры маневра "горка" и момент отделения ракеты-носителя определяют, исходя из условий обеспечения нулевого угла атаки ракеты-носителя в момент старта и минимальной перегрузки, действующей на нее при осуществлении маневра и в течение всего времени выхода на заданную траекторию.

3. Способ выведения полезной нагрузки на орбиту в космос по п.1, отличающийся тем, что перевод самолета-разгонщика в режим командно-измерительного пункта для сопровождения выводимой полезной нагрузки осуществляют автоматически при отделении ракеты-носителя, при этом курс, высоту и скорость полета самолета-разгонщика определяют с учетом траектории выведения полезной нагрузки в космос.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к способам выведения полезной нагрузки (объекта) в космос при помощи авиационной ракетно-космической системы (АРКС).

Известен способ выведения воздушно-космического самолета на орбиту (RU N 2000257 C, B 64 G 1/14 от 15.10.91 [1]), включающий заправку топливных емкостей воздушно-космического самолета (ВКС) и его стыковку с самолетом-носителем, совместный старт, набор заданной высоты и полет в заданный район самолета-носителя и состыкованного с ним ВКС, отделение ВКС от носителя и его разгон до космической скорости, топливные емкости ВКС заправляют частично, а перед отделением ВКС осуществляют заправку от дополнительного самолета-танкера, в баки которого заправляют недостающую часть топлива, при этом осуществляют взлет и вывод самолета-танкера в район следования самолета-носителя с ВКС. При этом дозаправка ВКС осуществляется с использованием заправочных магистралей, размещенных на самолете-носителе. Существенным недостатком указанного технического решения является высокая удельная стоимость выведения полезной нагрузки на орбиту в космос [2]. Это обусловлено прежде всего тем, что подобный способ в принципе не позволяет снизить затраты ракетного топлива для вывода ВКС после старта на полетную траекторию, а также требует увеличения числа штатных единиц, обслуживающих полет ВКС.

Известное техническое решение по выведению полезной нагрузки в космос с использованием транспортного самолета типа Ан-124 и ракеты-носителя "Полет" позволяет снизить удельные показатели запуска не более чем на 30% по сравнению с традиционным запуском [3]. Сложный процесс отделения ракеты-носителя и сильные знакопеременные нагрузки при этом привели к значительному увеличению массы конструкции ракеты-носителя. Реализация вертикального старта ракеты-носителя после отделения от самолета-носителя не позволяет использовать кинетическую энергию самолета-носителя, сообщенную ей при отделении. По этой причине такой способ не позволяет выводить на высокие орбиты полезные нагрузки массой около 1000 кг с одновременным снижением удельных затрат.

Наиболее близким техническим решением является ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, способ ее запуска в воздухе и управление полетом (RU N 2026798 C1, 6 B 64 D 5/00, F 42 B 15/00 - [4], [5] - прототип). Однако такое техническое решение не обеспечивает выведения в космос на высокие орбиты полезных нагрузок массой более 500 кг.

Целью изобретения является разработка способа выведения полезной нагрузки на орбиту в космос, при котором обеспечивается наименьшая удельная стоимость достижения технического результата: выведения наибольшей полезной нагрузки в космос на заданную орбиту с заданным наклонением.

Сущностью изобретения является способ выведения полезной нагрузки на орбиту в космос, включающий подготовку к полету и взлет многорежимного самолета-разгонщика с ракетой-носителем с аэродрома, полет в зону запуска ракеты-носителя с дозаправкой в воздухе или без нее, разгон и набор высоты при подходе к зоне запуска ракеты-носителя, маневр самолета-разгонщика, отделение и запуск ракеты-носителя, перевод самолета-разгонщика в режим командно-измерительного пункта, сопровождение выводимого объекта до момента его выхода на орбиту с дозаправкой в воздухе или без нее и возврат на аэродром посадки.

Указанный технический результат достигается тем, что для выведения полезной нагрузки применяется многорежимный самолет-разгонщик с одной или несколькими ракетами-носителями. Подготовка самолета-разгонщика и ракет-носителей к полету и взлет осуществляются с аэродрома, находящегося на наименьшем при самом безопасном маршруте полета расстоянии до зоны запуска ракеты-носителя. После взлета для снижения километрового расхода топлива самолет-разгонщик осуществляет полет в зону запуска ракеты-носителя на режиме наибольшей дальности полета 1 (см. чертеж). При необходимости с целью увеличения дальности полета самолет-разгонщик осуществляет промежуточную посадку с дозаправкой или дозаправку в воздухе. При подлете к заданному промежуточному пункту маршрута (ППМ) 2 производится разгон до заданной или предельной сверхзвуковой скорости с набором высоты в заданном направлении до точки отделения ракеты-носителя 3. После достижения заданных скорости полета, высоты и географических координат самолет-разгонщик выполняет маневр "горка" 4. Параметры маневра самолета-разгонщика и момент отделения ракеты-носителя определяются исходя из условия обеспечения нулевого угла атаки ракеты-носителя в момент старта и минимальной перегрузки, действующей на нее как при осуществлении маневра самолетом-разгонщиком, так и в течение всего времени выхода на заданную траекторию. При достижении самолетом-разгонщиком необходимого угла тангажа производится отделение ракеты-носителя. Причем в момент отделения ракеты-носителя самолет-разгонщик обеспечивает нормальную перегрузку n_y не менее 1,2. Запуск двигательной установки ракеты-носителя производится при достижении ракетой-носителем заданного угла тангажа при свободном движении по баллистической траектории после отделения от самолета-разгонщика. Таким образом, указанный порядок событий при запуске ракеты-носителя обеспечивает ей минимальные потери кинетической энергии, обусловленные необходимой задержкой по времени для запуска двигательной установки и потребным угловым доворотом для выхода на траекторию полета. После включения двигательной установки ракета-носитель самостоятельно выводится по оптимальной траектории (критерий оптимальности: высота орбиты H=H_max при заданной массе полезной нагрузки) на заданную орбиту. После отделения ракеты- носителя самолет-разгонщик автоматически переводится в режим командно-измерительного пункта для сопровождения выводимой полезной нагрузки до выхода на заданную орбиту и одновременно осуществляет выход из маневра. В этом режиме курс, высота и скорость полета самолета-разгонщика определяются с учетом траектории выведения полезной нагрузки в космос. Совмещение функций самолета-разгонщика и самолетного командно-измерительного пункта в рамках одного летательного аппарата позволяет уменьшить количество штатных единиц в АРКС и упростить процесс выведения полезной нагрузки в космос. При необходимости после окончания маневра, не прерывая сопровождения объекта, самолет-разгонщик дозаправляется в воздухе для обеспечения требуемой продолжительности оставшейся части полета, осуществления возврата на аэродром и посадки.

Таким образом, указанный способ выведения полезной нагрузки в космос позволяет достичь вышеуказанный технический результат. При этом суммарный эффект снижения удельной стоимости выведения полезной нагрузки в космос достигается путем снижения затрат на каждом этапе и сокращения количества штатных единиц в АРКС.

Источники информации

1. RU N 2000257 C, B 64 G 1/14 от 15.10.91.

2. Новости зарубежной науки и техники. Cерия: Авиационная и ракетная техника. Состояние работ по перспективным воздушно-космическим летательным аппаратам за рубежом. ЦАГИ имени проф. Н.Е. Жуковского, N 13, 1988, с. 1-3.

3. Летающий космодром. "Наука и жизнь", N 11, 1999, с. 49.

4. RU N 2026798 C1, 6 N 64 D 5/00, F 42 В 15/00.

5. Новости зарубежной науки и техники. Серия: Авиационная и ракетная техника. Крылатая авиационная ракета-носитель "Пегас". ЦАГИ имени проф. Н.Е. Жуковского, N 20, 1989, с. 22-29.