Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ВЫПОЛНЕНИЯ СТАРТА РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ С САМОЛЕТА С ПРИМЕНЕНИЕМ ПОДЪЕМНО-СТАБИЛИЗИРУЮЩЕГО ПАРАШЮТА

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при пусках с самолета ракет-носителей (РН) для вывода на орбиту спутников.

Известен способ выполнения старта РН с самолета, описанный в журнале «Новости космонавтики» №1 за 2006 г. для РН «Quick Reach» США. В этом способе РН, размещенная внутри самолета, катится своим корпусом по рольгангу из специальных колес с надувными шинами двигателем вперед к грузовому люку. Вытягивание РН из самолета и ее стабилизация в воздухе в положении, близком к вертикальному, производится специальной парашютной системой. После отстрела парашютной системы производится запуск двигателей ракеты.

Для указанного способа положительными моментами являются - выход РН из самолета носителя носом против потока (хвостовым отсеком вперед), вытягивание и стабилизация РН в вертикальном положении специальной парашютной системой. При этом РН получает положительный траекторный угол при переваливании через грузовой люк, который увеличивается до вертикального за счет воздействия боковой аэродинамической нагрузки на корпус РН. Стабилизирующая парашютная система после выполнения своей задачи отстреливается и производится запуск. Отсутствие платформы упрощает последовательность операций при запуске двигателя, подготовку и уменьшает потерю высоты.

Отрицательные моменты: существенная боковая нагрузка и неопределенность положения газовых пузырей в баках РН, влияющая на надежность запуска двигателей, а также «просадка» системы РН-платформа с потерей высоты. Кроме того, для данного бесплатформенного способа десантирования РН необходимо дополнительное упрочнение корпуса РН, чтобы он смог противостоять существенному увеличению сосредоточенных нагрузок от колес рольганга, а это в свою очередь уменьшает массу груза, выводимого РН на орбиту.

Базовым, по отношению заявляемому - выбран способ выполнения старта РН с самолета, описанный в а.с. №2062189 с приоритетом от 24.08.1992. Он заключается в том, что ракету, уложенную на платформе, усилием вытяжного парашюта разворачивают в канале тангажа до положения, при котором воздушный поток начинает набегать на ракету со стороны, противоположной платформе, отделяют платформу от ракеты и уводят ее при помощи вытяжного парашюта, запускают двигатели ракеты и при помощи органов управления стабилизируют ее на заданной траектории.

Как показала оценка различных способов старта РН с самолета - ключевыми моментами являются: безопасность самолета в момент запуска двигателей РН, минимальная потеря высоты РН после выхода из самолета до момента ее начальной ориентации и запуска двигателей, гарантированное положение топлива в баках на момент запуска двигателей РН с жидкостным ракетным двигателем.

В базовом способе старта РН с самолета положительными моментами являются: отработанное при десантировании грузов - вытягивание из самолета посредством вытяжной парашютной системы (ВПС) и применение десантной платформы - минимизирующей поперечные перегрузки на корпус РН в момент переваливания ее через грузовой люк самолета и при развороте РН посредством ВПС в канале тангажа.

Как недостатки базового способа следует отметить: выход РН по потоку на неоптимальном угле атаки, носом вниз, и связанную с этим потерю высоты при развороте РН носом вверх на угол более 90° относительно угла выхода из самолета, а также существенную боковую нагрузку от воздушного потока, многократно превышающую максимально допустимый ветер при наземном старте РН. Кроме того, РН находится в состоянии свободного неустановившегося падения, и если на ней применен жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), то существенным недостатком является неопределенность положения в баках - пузырей газовой среды, попадание которых в тракты подачи компонентов может привести к неустойчивой работе двигателей при запуске.

Требование минимальной потери высоты РН после выброса из самолета до запуска ее двигателей входит в противоречие с требованиями максимально возможного удаления самолета от стартующей РН для обоих указанных способов.

В заявляемом способе старта РН с самолета с применением подъемно-стабилизирующего парашюта отмеченные недостатки аналога и базового сведены к минимуму.

Способ выполнения старта РН с самолета состоит в том, что ракету, уложенную на платформе, усилием вытяжной парашютной системы (ВПС) вытягивают из самолета и стабилизируют носом против набегающего потока с последующей перецепкой и вводом вытяжной парашютной системой подъемно-стабилизирующего парашюта (ПСП), обладающего аэродинамическим качеством, которым доворачивают РН в канале тангажа до положения, близкого к траекторному углу старта, и уводят от самолета с набором высоты за счет кинетической энергии РН и аэродинамического качества от набегающего потока, с одновременным гашением горизонтальной составляющей скорости, при котором воздушный поток набегает на РН со стороны платформы, отделяют и уводят платформу от РН до достижения апогейной точки траектории посредством отстрела двух из четырех соединительных звеньев ПСП, запускают двигатели ракеты и при помощи органов управления стабилизируют ее на заданной траектории.

Таким образом, заявляемый способ выполнения старта РН с самолета в полной мере отвечает всем требованиям безопасного удаления самолета от точки включения двигателя PH. При использовании ПСП происходит доворот платформы с ракетой на угол атаки, примерно совпадающий с оптимальным траекторным углом положения продольной оси РН к горизонту в момент запуска двигателя, и интенсивный набор высоты с одновременным уменьшением горизонтальной составляющей скорости системы РН-платформа и отставанием от самолета. Кроме того, положительный угол атаки α создает на корпусе РН дополнительную подъемную силу и силу сопротивления, складывающуюся с этими же силами на ПСП. Следовательно, ПСП придает РН ускорение вверх за счет аэродинамического качества и, кроме набора высоты, обеспечивает гарантированное положение уровня топлива в баках РН, что благоприятно сказывается на надежности запуска двигателя, а положение заправленной РН в потоке помогает ПСП обеспечивать эти параметры и аэродинамическими составляющими и относительно малым углом доворота θ с ≈30° до ≈60°.

Как показали расчеты баллистики движения системы РН с платформой-ПСП массой 43 т при выбросе из самолета Ил-76МД на скорости 800 км/час и применении ПСП площадью 200 м² с качеством 1 происходит: подъем РН на высоту 800 м относительно высоты сброса 11500 м за время 15 с, при этом самолет за 15 с удаляется только по горизонтали на 2,5 км от РН. Боковая перегрузка на платформу с РН в начальный момент достигает 3,4 единиц, но корпус РН лежит на нескольких ложементах платформы и эта перегрузка равномерно распределена по зонам опор в районе силовых шпангоутов и промежуточных опор для неподкрепленной ничем обечайки топливных баков 1 и 2 ступени РН и полезного груза - спутника. При ПСП площадью 100 м² примерно в 2 раза уменьшаются высота траектории, расстояние самолета от вершины траектории и боковая перегрузка на РН.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг.1 изображены: самолет - 1, РН - 2, платформа - 3, бандажи - 4, ВПС - 5, ПСП - 6 - в момент выхода платформы 3 с РН 2 из самолета 1 при помощи ВПС 5 и перецепки ВПС 5 на вытягивание ПСП 6. РН 2 - удерживается на платформе 3 бандажами 4.

На фиг.2 изображены: РН - 2, платформа - 3, бандажи - 4, ВПС - 5 с чехлом - 7, ПСП - 6 - в момент ввода ПСП 6 в действие и доворота платформы 3 с РН 2 при помощи ПСП 6 на угол атаки α, примерно соответствующий траекторному углу 9 положения РН 3 при запуске двигателя.

На фиг.3 изображены: самолет - 1, РН - 2, платформа - 3, бандажи - 4, ВПС - 5, ПСП - 6, звенья ПСП - 8, расчетная траектория - 9 (центра масс системы РН 2 на платформе 3), вершина траектории - 10. На траектории отмечены положения центра масс системы РН-платформа по секундным меткам. Положение центра масс самолета 1 на 5 с также соответствует расчетному.