Способ вывода полезного груза в околоземное пространство с использованием авиационного ракетно-космического комплекса и авиационный ракетно-космический комплекс

Группа изобретений относится к космической технике. Совместную сборку полезного груза и ракеты-носителя осуществляют с образованием космической ракеты-носителя (КРН), которую оснащают апогейной ступенью с двигательной установкой на твердом топливе. Самолет-носитель стыкуют с КРН, поднимают им КРН на заданную высоту, отделяют КРН, последовательно запускают двигательные установки на твердом топливе трех разгонных ступеней, выводят КРН на заданную околоземную орбиту, а в расчетной точке траектории отделяют полезный груз от КРН в заданном направлении. В процессе полета КРН по окончании работы двигательных установок разгонных ступеней и завершении первого разгонного участка осуществляют баллистическую паузу с движением КРН по баллистической траектории и набором требуемой высоты орбиты. По завершении баллистической паузы на втором разгонном участке запускают двигательную установку апогейной ступени, и на заданную околоземную орбиту выводят КРН при соответствующем приращении ее скорости и компенсации ошибки при работе разгонных ступеней. Авиационный ракетно-космический комплекс содержит аэродром 1-го класса, самолет-носитель и КРН. Массы разгонных и апогейной ступеней выбраны в определенных соотношениях. Для доставки на аэродром ракеты-носителя выполнен транспортно-эксплуатационный контейнер. Измерительные пункты слежения и обработки телеметрической информации размещены на самолетах, а также выполнены в виде мобильного радиотехнического органа приема внешней информации. Группа изобретений позволяет сократить расстояние от места старта КРН до места отделения полезного груза. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Данное изобретение относится к космической технике и может быть использовано при разработке технологии вывода полезного груза в околоземное пространство и при разработке авиационного ракетно-космического комплекса (РКК).

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 МКА.

Анализ инфраструктуры 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, а также измерительные пункты приема телеметрической информации о параметрах траектории движения ракеты-носителя, отделения ступеней и отделения МКА.

Задача РКК по выводу МКА на околоземное пространство 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 средствами РКК, так как требуется разместить 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.

Решению первого вопроса из комплекса проблем посвящено настоящее изобретение.

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 космической ракеты-носителя (КРН). Решению этой проблемы посвящена заявка под названием "Способ запуска многоступенчатой космической ракеты-носителя с использованием самолета-носителя и многоступенчатая космическая ракета-носитель" на выдачу патента на изобретение, которая подается совместно и одновременно с настоящей заявкой.

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.

Наиболее близким к предложенному способу вывода МКА на околоземную орбиту является способ вывода в околоземное пространство МКА с использованием РКК, основанный на транспортировании на стартовую площадку МКА и ракеты-носителя в контейнерах, совместной их стыковке, запуске КРН, сборе телеметрической информации измерительными пунктами слежения и обработке информации о параметрах траектории КРН, отделении ступеней и отделении полезного груза и отделении МКА от КРН в заданном направлении МКА (RU 93048257 С1, 1997.01.27).

Наиболее близким к предложенному РКК является комплекс, содержащий ракету-носитель с разгонными ступенями, имеющими двигательные установки на твердом топливе, МКА, средства наземного обслуживания, радиотехнический комплекс, измерительные пункты приема и обработки телеметрической информации о траектории полета ракеты-носителя, отделений ступеней и МКА (см. там же).

Недостатки указанного способа вывода полезного груза в околоземное пространство и РКК заключаются в потребности значительных территорий для размещения его инфраструктуры.

Задачей первого из группы изобретений является оптимизация состава РКК на основе выбора соответствующих параметров движения КРН.

Поставленная задача решается тем, что в способе вывода полезного груза в околоземное пространство с использованием авиационного ракетно-космического комплекса, согласно которому транспортируют на аэродром самолет-носитель, ракету-носитель, полезный груз, средства технического обслуживания и подготовки самолета-носителя и ракеты-носителя к полету, радиотехнические средства формирования программы полета самолета-носителя и ракеты-носителя, а также средства наземного оборудования, осуществляют совместную сборку полезного груза и ракеты-носителя с образованием космической ракеты-носителя, стыкуют самолет-носитель с КРН, поднимают КРН самолетом-носителем на заданную высоту, отделяют КРН от самолета-носителя, последовательно запускают двигательные установки на твердом топливе трех разгонных ступеней, выводят КРН на заданную околоземную орбиту, а в расчетной точке траектории отделяют полезный груз от КРН в заданном направлении, при этом предварительно определяют координаты места расположения аэродрома и параметры траектории полета КРН, устанавливают область отделения и падения всех ее отработавших ступеней и отделения полезного груза, а сбор телеметрической информации о параметрах траектории КРН, отделении отдельных ступеней и отделении полезного груза производят измерительными пунктами слежения и обработки информации, осуществляют оснащение КРН апогейной ступенью с двигательной установкой на твердом топливе, доставляют на аэродром ракету-носитель, снаряженную топливом и пиросредствами, в транспортно-эксплуатационном контейнере, в процессе полета КРН по окончании работы двигательных установок разгонных ступеней и завершении первого разгонного участка осуществляют баллистическую паузу с движением КРН по баллистической траектории и набором требуемой высоты орбиты, по завершении баллистической паузы на втором разгонном участке запускают двигательную установку апогейной ступени, и на заданную околоземную орбиту выводят КРН при соответствующем приращении ее скорости и компенсации ошибки при работе разгонных ступеней, при этом характеристическую скорость апогейной ступени устанавливают в диапазоне 14...16% от суммарной скорости по всем ступеням КРН, а сбор телеметрической информации осуществляют измерительными пунктами, размещенными на самолетах, а также мобильным радиотехническим органом приема внешней информации.

Решению поставленной задачи способствуют частные существенные признаки изобретения.

Обеспечивают выводимую массу космического аппарата 50-150 кг, наклонение орбиты 45,8-90°, высоту орбиты 280-1000 км, а погрешности достижения высоты орбиты и наклонение орбиты составляют соответственно 1,8% и 0,7%.

Продолжительность баллистической паузы устанавливают в диапазоне 300...800 с.

Отделение полезного груза от апогейной ступени проводят на расстоянии 3300...3700 км от района старта.

КРН выполняют со стартовой массой 10...11 т, длиною 10...11 м и максимальным диаметром 1,3...1,4 м, при этом центр тяжести КРН располагают на расстоянии 6...6,3 м от носка головного обтекателя.

Для отработавшей двигательной установки третьей разгонной ступени точку падения по баллистической траектории устанавливают на расстоянии 5000...10000 км от района старта.

При транспортировании ракеты-носителя на аэродром в транспортно-эксплуатационном контейнере поддерживают температуру в диапазоне от +5°С до +30°С.

Транспортирование ракеты-носителя в транспортно-эксплуатационном контейнере на аэродром осуществляют в изотермическом вагоне или на самолете Ан-124.

Задачей второго из группы изобретений является создание автономного авиационного ракетно-космического комплекса, позволяющего обеспечивать безотказный запуск МКА полностью твердотопливной ракетой-носителем массой до 11 т с аэродрома 1-го класса.

Поставленная техническая задача решается тем, что в авиационном ракетно-космическом комплексе, содержащем аэродром 1-го класса, самолет-носитель, ракету-носитель и полезный груз, образующие в сборе космическую ракету-носитель с тремя разгонными ступенями, оборудованными двигательными установками на твердом топливе, средства технического обслуживания и подготовки самолета-носителя и ракеты-носителя к полету, радиотехнические средства формирования программы полета самолета-носителя и ракеты-носителя, средства наземного оборудования, а также измерительные пункты слежения и обработки телеметрической информации о параметрах траектории КРН, отделении отдельных ступеней и отделении полезного груза, КРН оснащена апогейной ступенью с двигательной установкой на твердом топливе, при этом массы двигательных установок m_{ДУI PC}, m_{ДУ II PC}, m_{ДУ III PC} и m_{ДУ АС} соответственно первой, второй, третьей и апогейной ступеней выбраны в соотношениях:

m_{ДУ I PC}/m_{ДУ II PC}=1,7...1,9,

m_{ДУ II PC}/m_{ДУ III PC}=2,1...2,4,

m_{ДУ III PC}/m_{ДУ AC}=4,0...4,2,

для доставки на аэродром ракеты-носителя, снаряженной топливом и пиросредствами, выполнен транспортно-эксплуатационный контейнер, а измерительные пункты слежения и обработки телеметрической информации размещены на самолетах, а также выполнены в виде мобильного радиотехнического органа приема внешней информации.

Решению поставленной задачи способствуют частные существенные признаки изобретения.

Транспортно-эксплуатационный контейнер выполнен в виде пенала цилиндрической формы и разделен двумя поперечными плоскостями разъема с узлами крепления на передний, средний и задний отсеки, передний и задний отсеки выполнены в виде цилиндрического стакана с плоским дном и разделены плоскостью продольного разъема с узлами крепления на верхнюю и нижнюю половины, средний отсек также разделен плоскостью продольного разъема с узлами крепления на основание и верхнюю панель, основание среднего отсека выполнено в виде цилиндрической панели с двумя ложементами, на внешней стороне ложементов выполнены узлы крепления контейнера к транспортным средствам и узлы для крановой перегрузки контейнера.

КРН оснащена комплектом механической связи КРН с подвеской самолета-носителя, содержащим два бандажа, состоящие из верхнего и нижнего полуколец, стыки полуколец соединены шарнирными механизмами с распадающимися узлами крепления, а к каждому верхнему полукольцу закреплена силовая рама, при этом силовая рама выполнена съемной.

Измерительные пункты слежения и обработки информации размещают на двух самолетах типа ИЛ-76МД.

В качестве средства транспортирования средств наземного оборудования используют самолет типа ИЛ-76МД.

В качестве самолета-носителя использован сверхзвуковой высотный истребитель-перехватчик четвертого поколения МиГ-31.

Заявляемый способ и заявляемый авиационный РКК объединены общим изобретательским замыслом, так в заявленном способе осуществляют вывод полезного груза на околоземную орбиту с использованием инфраструктуры автономного мобильного РКК.

Конкретный пример осуществления способа и состав авиационного РКК пояснены на Фиг.1-11.

На Фиг.1 изображен состав авиационного РКК.

На Фиг.2 изображен самолет-носитель в сборе с КРН.

На Фиг.3 представлены параметры траектория движения КРН и схема приема телеметрической информации измерительными пунктами, размещенными на самолетах.

На Фиг.4 изображена космическая многоступенчатая КРН с двигательными установками на твердом топливе.

На Фиг.5 изображен транспортно-эксплуатационный контейнер для ракеты-носителя.

На Фиг.6 изображен транспортно-эксплуатационный контейнер в сборе с ракетой-носителем.

На Фиг.7 приведено сечение АА на фиг.6.

На Фиг.8 изображена КРН в транспортно-эксплуатационном контейнере после демонтажа его съемных частей.

На Фиг.9 изображен передний пояс со съемной силовой рамой.

На Фиг.10 изображен задний пояс со съемной силовой рамой.

На Фиг.11 изображен шарнирный механизм с распадающимся узлом крепления полуколец бандажа.

Авиационный РКК, фиг.1, который используется для выведения МКА в околоземное пространство, состоит из ракеты-носителя I, самолета-носителя II, мобильного радиотехнического комплекса приема внешней информации и формирования программы полета самолета-носителя (СН) и ракеты-носителя III, мобильного комплекса средств наземного обслуживания IV, базового аэродрома 1-го класса V, средства транспортирования мобильного комплекса средств наземного технологического оборудования VI, самолетных командно-измерительных пунктов VII.

С использованием наземного технологического оборудования выполняется комплекс мероприятий по предстартовой подготовке КРН, оснащенной апогейной ступенью с двигательной установкой на твердом топливе, начиная от отправки КРН, снаряженной топливом и пиросредствами в транспортно-эксплуатационном контейнере с предприятий-изготовителей, до выхода СН с КРН на взлетную полосу для последующего взлета. Самолет-носитель 1 с комической ракетой-носителем 2 показаны на фиг.2.

После проведения стыковки МКА к ракете-носителю и электроиспытаний системы управления КРН и ввода полетного задания поднимают КРН самолетом-носителем на заданную высоту, отделяют КРН от самолета-носителя. При удалении КРН на безопасное расстояние от самолета-носителя запускают двигательную установку на твердом топливе 1-ой разгонной ступени, что соответствует точке А, фиг.3, на траектории движения КРН. Отделение 1-ой разгонной ступени 3 и запуск двигательной установки на твердом топливе 2-ой разгонной ступени соответствует точке В, фиг.3, на траектории движения КРН. Отделение 2-ой разгонной ступени 4, отделение головного обтекателя 5 и запуск двигательной установки на твердом топливе 3-ей разгонной ступени соответствует точке С, фиг.3, на траектории движения КРН. Отделение 3-ей разгонной ступени 6 и начало движения апогейной ступени 7, фиг.3, с длительной баллистической паузой соответствует точке D, фиг.3, на траектории движения КРН. Точка D на фиг.3 соответствует окончанию первого разгонного участка траектории движения КРН.

По завершении баллистической паузы на втором разгонном участке запускают двигательную установку апогейной ступени, точка Е на фиг.3, при этом характеристическую скорость апогейной ступени устанавливают в диапазоне 14...16% от суммарной скорости по всем ступеням КРН.

Проводят приращение скорости апогейной ступени и компенсацию ошибки при работе разгонных ступеней. В расчетной точке траектории движения КРН, точка Е на фиг.3, отделяют МКА от КРН в заданном направлении.

В связи с характерными для КРН с двигательными установками на твердом топливе относительно небольшими (менее минуты) временами работы двигательных установок каждой из разгонных (маршевых) ступеней, а также из-за отсутствия практической возможности осуществления многократного включения и регулирования уровня тяги твердотопливных двигателей высота завершения участка работы маршевых ступеней при их непрерывном последовательном задействовании составляет не более 150-250 км.

При отсутствии дополнительных мер данная величина лимитирует максимальное значение высоты круговой или перигея эллиптической орбиты выводимого МКА, недостаточное для продолжительного существования МКА из-за интенсивного торможения его движения атмосферой Земли.

Для обеспечения возможности выведения МКА на орбиты с перигеем от 300 до 1000 км для КРН предусмотрена схема функционирования с участком длительной баллистической «паузы», в ходе которой производится набор требуемой высоты орбиты. Пауза начинается по окончании первого разгонного участка - точка D, фиг.3, и завершается перед началом второго разгонного участка - точка Е, фиг.3, начало работы двигательной установки апогейной ступени.

В состав апогейной ступени наряду с двигательной установкой входит доводочный двигатель малой тяги, обеспечивающий необходимую точность выведения МКА на заданную орбиту, а также газореактивная система ориентации, предназначенная для удержания углового положения КРН на участке «паузы» в пределах необходимой по условиям работоспособности бортовой аппаратуры.

Принятое для КРН в предлагаемом изобретении значение характеристической скорости апогейной ступени 14-16% от суммарной скорости по всем ступеням КРН многократно превышает аналогичную величину для теоретически оптимальной схемы с доразгоном по завершении полувитка переходной эллиптической орбиты и обеспечивает:

- приближение точек отделения МКА и разгонных ступеней к району старта в 3-5 раз, чем обеспечивается надежный прием информации, передаваемой с борта КРН измерительным пунктам;

- сокращение втрое длительности баллистической «паузы» с -45 до -15+20 мин, чем достигается облегчение массы источников электропитания для бортовых систем и ГРСО на величину, равную 10-15% массы выводимого КА, а также улучшение точности выведения КА;

- выведение отработавшей последней маршевой ступени на баллистическую траекторию с удалением точки падения до - 10000 км, а не на эллиптическую орбиту с непредсказуемым районом падения.

Расчет расстояний отделения ступеней КРН и МКА показал:

1. Отделение 1-ой разгонной ступени происходит на расстоянии S=50 км от места старта, на t=45 с от времени старта, на высоте Н=36 км, точка А на траектории движения КРН, фиг.3.

2. Отделение 2-ой разгонной ступени происходит на расстоянии S=205 км от места взлета, на t=100 с от времени старта, на высоте Н=88 км, точка В на траектории движения КРН, фиг.3.

3. Отделение 3-ей разгонной ступени и начало длительной баллистической паузы происходит на расстоянии S=452 км от места взлета, на t=151 с от времени старта, на высоте Н=141 км, точка D на траектории движения КРН, фиг.3.

4. Длительная баллистическая пауза заканчивается на расстоянии S=3111 км от места взлета, на t=600 с от времени старта, на высоте Н=426 км, точка Е на траектории движения КРН, фиг.3.

5. Отделение МКА от КРН происходит на расстоянии S=3441 км от места взлета, на t=648 с от времени старта, на высоте Н=426 км точка G на траектории движения КРН, фиг.3.

Этим примером показано, что с использованием предлагаемого способа вывода полезного груза в околоземное пространство отделение МКА от КРН можно проводить на расстоянии 3700 км от места старта, а отделение 1-ой, 2-ой и 3-ей разгонных ступеней соответственно на расстояниях 50 км, 205 км, 452 км от места старта КРН. Это в свою очередь обеспечивает возможность приема информации с КРН о ее траектории движения и об отделении всех ее ступеней и МКА с использованием измерительных пунктов, размещенных на самолетах, обозначенных буквами Х и Y на фиг.3, в пределах территории заказчика. При этом взлет самолетов с измерительными пунктами производится с базового аэродрома заказчика. После установления факта отделения МКА от КРН средствами автономного РКК задача РКК по выводу МКА в околоземное пространство считается выполненной.

Таким образом, вся инфраструктура РКК, включая измерительные пункты, полностью может быть размещена на территории заказчика в составе автономного авиационного РКК с использованием разработанного способа вывода МКА в околоземное пространство.

Конкретный пример авиационного ракетно-космического комплекса показан на Фиг.1-7.

Авиационный РКК, фиг.1, который используется для выведения МКА в околоземное пространство, состоит из ракеты-носителя I, самолета-носителя II, мобильного радиотехнического комплекса приема внешней информации и формирования программы полета самолета-носителя (СН) и ракеты-носителя III, мобильного комплекса средств наземного обслуживания IV, базового аэродрома 1-го класса V, средства транспортирования мобильного комплекса средств наземного технологического оборудования VI, самолетные командно-измерительные пункты VII.

Для реализации способа вывода полезного груза в околоземное пространство с использованием автономного авиационного РКК разработана КРН, 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 КРН самолетом, для КРН выбрана схема с тремя маршевыми (разгонными) ступенями, которая содержит апогейную ступень 8, фиг.4, с двигательной установкой на твердом топливе 9.

При трехступенчатом исполнении ракеты за счет массы топлива двигательной установки 10, фиг.4, 1-ой разгонной ступени достигается уровень скоростного напора при разделении 1-ой и 2-ой ступеней 1300 кг/м², позволяющий использовать на 2-ой разгонной ступени 11, фиг.4, легкое поворотное сопло 12 с углом отклонения 3°, фиг.4.

Исходя из результатов оптимизационных расчетов распределения топлива по двигательным установкам маршевых ступеней КРН, массы двигательных установок (ДУ) m_{ДУI PC}, m_{ДУ II PC}, m_{ДУ III PC} и m_{ДУ АС} 1-ой, 2-ой, 3-ей и апогейной ступеней соответственно 10, 13, 14 и 9, фиг.4, выбраны в соотношениях:

m_{ДУ I PC}/m_{ДУ II PC}=1,7...1,9,

m_{ДУ II PC}/m_{ДУ III PC}=2,1...2,4,

m_{ДУ III PC}/m_{ДУ AC}=4,0...4,2.

Это позволяет с использованием двигательных установок 10, 13, 14 и 9, фиг.4, реализовать значение характеристической скорости апогейной ступени 14-16% от суммарной скорости по всем ступеням КРН, при этом отделение МКА от КРН проводят на расстоянии 3700 км от места старта. Отделение 1-ой, 2-ой и 3-ей разгонных ступеней проводят соответственно на расстояниях 50 км, 205 км, 452 км от места старта КРН. Прием информации с КРН о ее траектории движения и об отделении всех ее ступеней и МКА проводят с использованием измерительных пунктов, размещенных на самолетах, обозначенных буквами Х и Y на фиг.3, в пределах территории заказчика. Взлет самолетов с измерительными пунктами производят с базового аэродрома заказчика, а факт отделения МКА от КРН проводят средствами автономного РКК. Задача РКК по выводу МКА в околоземное пространство считается выполненной.

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 15, фиг.4, со сложенными решетчатыми аэродинамическими стабилизаторами 16, принудительно раскрываемыми после сброса КРН с самолета (на фигурах не показано). Хвостовой обтекатель отделяется непосредственно перед запуском двигательной установки 1-ой ступени КРН (на фигурах не показано).

На весь период эксплуатационного цикла, начинающийся с загрузки на заводе-изготовителе и заканчивающийся пристыковкой КРН к самолету-носителю, разработан транспортно-эксплуатационный контейнер, фиг.5.

Транспортно-эксплуатационный контейнер, фиг.5, выполнен в виде пенала цилиндрической формы и разделен двумя поперечными плоскостями разъема 17 и 18 с узлами крепления (узлы крепления на фигурах не показаны) на передний 19, средний 20 и задний 21 отсеки. Передний и задний отсеки выполнены в виде цилиндрического стакана с плоским дном и разделены плоскостью продольного 22 разъема с узлами крепления (узлы крепления на фигурах не показаны) на верхнюю и нижнюю половины, средний отсек также разделен плоскостью 22 продольного разъема с узлами крепления (узлы крепления на фигурах не показаны) на основание 23 и верхнюю панель 24. Основание 23 среднего отсека выполнено в виде цилиндрической панели с ложементами 24 и 25. На внешней стороне ложементов выполнены узлы для крановой перегрузки контейнера 26, фиг.5 и фиг.7, узлы крепления контейнера к транспортным средствам 27, фиг.7.

Благодаря наличию слоя теплоизоляции внутри транспортно-эксплуатационного контейнера и герметизации его стыков (на фигурах не показано) при подключении холодильно-нагревательного агрегата обеспечивается необходимый для КРН температурно-влажностный режим (от +5 до +30°С, от +10 до +25°С в районе приборного отсека). При отключенном агрегате теплоизоляция контейнера обеспечивает сохранение указанного температурного режима изделия в течение 4 часов при температуре окружающего воздуха -40°С и начальной температуре изделия +25°С и на протяжении 30 часов при температуре окружающего воздуха +40°С и начальной температуре изделия +10°С.

Ложементы 24 и 25, фиг.5 и фиг.6, основания 23 среднего отсека 20 служат для укладки КРН и размещены в зонах силовых шпангоутов КРН 28 и 29, фиг.6. На внешней стороне ложементов выполнены опорные поверхности 30, фиг.7, для установки и закрепления контейнера с КРН на транспортных средствах (транспортные средства на фигурах не показаны). Верхние панели переднего отсека, среднего и заднего отсеков являются съемными. На верхней панели среднего отсека (на фигурах не показан) выполнен люк для доступа к разъемам электрической стыковки КРН.

При эксплуатации транспортно-эксплуатационного контейнера с КРН возможно как поэлементное, так и одновременное снятие отсеков переднего 19 и заднего 21, а также верхних половин этих отсеков совместно с верхней панелью среднего отсека 24.

Закрепление КРН в транспортно-эксплуатационном контейнере в осевом и радиальном направлениях при транспортировании, а также от скрутки производится посредством контакта пояса (из состава комплекта механической связи КРН) с проточкой на переднем ложементе (на фигурах не показано) и установкой стяжной ленты 31, фиг.7, крепящихся к каждому ложементу. Ленты снимаются на этапе подготовки к соединению КРН с самолетом-носителем.

КРН, закрепленная в транспортно-эксплуатационном контейнере, со снятыми передним и задним отсеками в сборе с основанием 23 и стяжными лентами 31 показана на фиг.8.

КРН оснащена комплектом механической связи КРН, состоящим из двух поясов крепления: переднего, фиг.9, и заднего, фиг.10.

Комплект механической связи 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 перед пуском после отделения ее от самолета.

На КРН предусмотрены проточки под установку поясов (на фигурах не показаны).

Каждый пояс выполнен в виде бандажа, состоящего из верхнего и нижнего полуколец: передний пояс - 32 и 33 соответственно, фиг.9, а задний пояс - 34 и 35 соответственно, фиг.10. Стыки полуколец соединены двумя шарнирными механизмами 36, фиг.9 и фиг.10. Шарнирный механизм, фиг.11, выполнен с распадающимся узлом соединения 37, фиг.11, например, в виде пироболта, с помощью которого полукольца отделяются от КРН после ее отделения от самолета-носителя.

К верхнему полукольцу 32 переднего пояса, фиг.9, закреплена силовая рама 38, а к верхнему полукольцу 35 заднего пояса, фиг.10, закреплен бугель 39 для стыковки с замками подвески самолета-носителя.

Нижние полукольца поясов имеют два винтовых упора 40 и 41, расположенных под углом 90°. Упоры предназначены для исключения скрутки поясов относительно ракеты за счет контакта с упорами, расположенными на посадочном шпангоуте КРН (на фигурах не показаны).

Силовая рама переднего пояса и бугель заднего пояса имеют узлы крепления (на фигурах не показаны), что позволяет их снимать для удобства размещения КРН в транспортно-эксплуатационном контейнере при наземной эксплуатации.

Наземное технологическое оборудование КРН предназначено для выполнения комплекса мероприятий по предстартовой подготовке, начиная от отправки КРН и МКА с предприятий-изготовителей до выхода СН с КРН на взлетную полосу для последующего взлета.

В состав наземного технологического оборудования входят:

- Транспортная машина, предназначенная для временного хранения и транспортирования транспортно-эксплуатационного контейнера с КРН в пределах аэродрома, которая представляет собой несамоходный автоприцеп. Погрузка транспортно-эксплуатационного контейнера с КРН на транспортную машину осуществляется краном достаточной грузоподъемности, аттестованным для работы с разрядными грузами. Буксировку транспортной машины производят автомобильным тягачом типа КрАЗ-255Б, имеющим соответствующие быстроразъемные соединения для подключения тормозной системы и электрооборудования транспортной машины.

- Транспортно-монтажная тележка предназначена для транспортирования КРН в пределах технической зоны аэродрома, закрепления КРН при выполнении финишного объема работ, предшествующих подвеске КРН под самолет - контрольно-проверочных работ, демонтажа отсеков транспортно-эксплуатационного контейнера, закрепления КРН при выполнении финишного объема работ, предшествующих подвеске КРН под самолет, транспортирования КРН к СН и установки ее под самолет. Погрузка КРН с транспортно-эксплуатационным контейнером на ложементы транспортно-монтажной тележки осуществляется автомобильным краном грузоподъемностью >20 т, аттестованным для работ с разрядными грузами. Транспортирование транспортно-монтажной тележки с КРН под самолет (под узлы подвески) производится после демонтажа автокраном съемных элементов транспортно-эксплуатационного контейнера переднего и заднего отсеков, верхней панели среднего отсека. Транспортирование осуществляется с помощью автотягача со стороны хвостовой части самолета. При подвеске КРН к самолету транспортно-монтажная тележка вывешивается на домкратах. Последовательным включением тех или иных систем оператор с помощью выносного пульта управления осуществляет подъем КРН, добивается точного совмещения узлов подвески КРН и замков самолета. Затем осуществляется дальнейший подъем КРН на минимальной скорости домкратов до момента закрытия замков. 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. Далее следует опускание транспортно-монтажной тележки на колеса, стыковка ее с тягачом и ее выкатка из-под самолета.

- Железнодорожный изотермический вагон (ЖИВ) обеспечивает транспортирование КРН в транспортно-эксплуатационном контейнере в автономном режиме по железным дорогам в составе грузовых поездов и с отдельным локомотивом со скоростями не более 120 км/ч. Системы и оборудование ЖИВ обеспечивают: размещение и закрепление транспортно-эксплуатационного контейнера с КРН на выдвижной раме грузового отделения; автоматическое поддержание ТВР внутри грузового отделения от +5 до +35°С и относительной влажности не более 80% при температуре окружающего воздуха от -50 до +50°С; обнаружение и ликвидацию очагов пожара в отделениях вагона; дистанционный контроль за работой систем электроснабжения, термостатирования, противопожарной защиты и сигнализации из вагона сопровождения; снабжение систем вагона от собственных источников электропитания (дизельный электроагрегат и подвагонная аккумуляторная батарея) или от вагона сопровождения; двухстороннюю телефонную связь с вагоном сопровождения.

- Для поддержания температурно-влажностного режима КРН при выполнении работ на территории аэродрома используется агрегат осушки, подогрева и охлаждения воздуха. Технические характеристики агрегата позволяют обеспечивать не только температурно-влажностный режим КРН в транспортно-эксплуатационном контейнере, но и поддерживать, при необходимости, тепловой режим в зоне рабочих мест или размещения аппаратуры и оборудования технического комплекса. Оборудование агрегата установлено в специальном кузове-фургоне. Управление агрегатом автоматизированное или дистанционно-ручное.

- Комплект сборки и обслуживания головного блока (сборка адаптера, МКА и носового обтекателя - головной блок) с КРН, транспортирования головного блока, в помещение для работы с МКА и обратно, стыковки и расстыковки адаптера, носового обтекателя, установки головного блока на КРН.

- Для пристыковки КРН к самолету-носителю и проведения совместных проверок систем КРН и навигационной аппаратуры самолета-носителя на территории аэродрома монтируют легко возводимый ангар. На время выполнения работ в ангаре организуются: место для размещения транспортно-монтажной тележки с КРН в транспортно-эксплуатационном контейнере; места для размещения необходимого оборудования комплекта сборки и обслуживания КРН, кузова-прицепа с радиотехнической аппаратурой и оборудования, обеспечивающего необходимую подготовку самолета; рабочее место для стыковки КРН и СН. Ангар имеет размеры пола не менее 35×20 м и высоту от поверхности пола до потолка по оси ангара не менее 7,5 м. Пол ангара имеет твердое и ровное покрытие, выдерживающее удельное давление от колес транспортно-монтажной тележки и шасси самолета-носителя. Ангар оснащен: торцевыми раздвижными или распашными воротами с тепловой завесой и размерами 4,5×6 м и 16×7 м для пропуска транспортно-монтажной тележки и шасси самолета-носителя соответственно; временными или постоянными вводами (не менее двух) 50 кВт, 380/220 В, 50 Гц от системы гарантированного электропитания аэродрома; системой освещения; поддержания необходимого температурного режима (температура от +15 до +25°С); вентиляции; средствами пожаротушения.

Измерительные пункты слежения и обработки телеметрической информации размещены на двух самолетах типа ИЛ-76МД и транспортируются на базовый аэродром.

Средства наземного технологического оборудования транспортируют самолетом типа ИЛ-76МД.

1. Способ вывода полезного груза в околоземное пространство с использованием авиационного ракетно-космического комплекса, согласно которому транспортируют на аэродром самолет-носитель, ракету-носитель, полезный груз, средства технического обслуживания и подготовки самолета-носителя и ракеты-носителя к полету, радиотехнические средства формирования программы полета самолета-носителя и ракеты-носителя, а также средства наземного оборудования, осуществляют совместную сборку полезного груза и ракеты-носителя с образованием космической ракеты-носителя (КРН), стыкуют самолет-носитель с КРН, поднимают КРН самолетом-носителем на заданную высоту, отделяют КРН от самолета-носителя, последовательно запускают двигательные установки на твердом топливе трех разгонных ступеней, выводят КРН на заданную околоземную орбиту, а в расчетной точке траектории отделяют полезный груз от КРН в заданном направлении, при этом предварительно определяют координаты места расположения аэродрома и параметры траектории полета КРН, устанавливают область отделения и падения всех ее отработавших ступеней и отделения полезного груза, а сбор телеметрической информации о параметрах траектории КРН, отделении отдельных ступеней и отделении полезного груза производят измерительными пунктами слежения и обработки информации, отличающийся тем, что КРН оснащают апогейной ступенью с двигательной установкой на твердом топливе, доставляют на аэродром ракету-носитель, снаряженную топливом и пиросредствами, в транспортно-эксплуатационном контейнере, в процессе полета КРН по окончании работы двигательных установок разгонных ступеней и завершении первого разгонного участка осуществляют баллистическую паузу с движением КРН по баллистической траектории и набором требуемой высоты орбиты, по завершении баллистической паузы на втором разгонном участке запускают двигательную установку апогейной ступени и на заданную околоземную орбиту выводят КРН при соответствующем приращении ее скорости и компенсации ошибки при работе разгонных ступеней, при этом характеристическую скорость апогейной ступени устанавливают в диапазоне 14-16% от суммарной скорости по всем ступеням КРН, а сбор телеметрической информации осуществляют измерительными пунктами, размещенными на самолетах, а также мобильным радиотехническим органом приема внешней информации.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что обеспечивают выводимую массу космического аппарата 50-150 кг, наклонение орбиты 45,8-90°, высоту орбиты 280-1000 км.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что обеспечивают погрешность достижения высоты орбиты 1,8%, погрешность наклонения орбиты 0,7%.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что при транспортировании ракеты-носителя на аэродром в транспортно-эксплуатационном контейнере поддерживают заданный диапазон температуры.

5. Способ по п.4, отличающийся тем, что в транспортно-эксплуатационном контейнере поддерживают температуру от 5 до 30°С.

6. Способ по п.4, отличающийся тем, что транспортирование ракеты-носителя в транспортно-эксплуатационном контейнере на аэродром осуществляют в изотермическом вагоне.

7. Способ по п.4, отличающийся тем, что транспортирование ракеты-носителя в транспортно-эксплуатационном контейнере на аэродром осуществляют на самолете типа Ан-124.

8. Способ по п.1, отличающийся тем, что продолжительность баллистической паузы устанавливают в диапазоне 300-800 с.

9. Способ по п.1, отличающийся тем, что отделение полезного груза от апогейной ступени проводят на расстоянии 3300-3700 км от района старта.

10. Способ по п.1, отличающийся тем, что КРН выполняют со стартовой массой 10-11 т, длиною 10-11 м и максимальным диаметром 1,3-1,4 м, при этом центр тяжести КРН располагают на расстоянии 6-6,3 м от носка головного обтекателя.

11. Способ по п.1, отличающийся тем, что для отработавшей двигательной установи третьей разгонной ступени точку падения по баллистической траектории устанавливают на расстоянии 6000-10000 км от района старта.

12. Авиационный ракетно-космический комплекс, содержащий ракету-носитель и полезный груз, образующие в сборе космическую ракету-носитель (КРН) с тремя разгонными ступенями, оборудованными двигательными установками на твердом топливе, аэродром 1-го класса, самолет-носитель, средства технического обслуживания и подготовки самолета-носителя и ракеты-носителя к полету, радиотехнические средства формирования программы полета самолета-носителя и ракеты-носителя, средства наземного оборудования, а также измерительные пункты слежения и обработки телеметрической информации о параметрах траектории КРН, отделении отдельных ступеней и отделении полезного груза, отличающийся тем, что КРН оснащена апогейной ступенью с двигательной установкой на твердом топливе, при этом массы m_{ДУI PC}, m_{ДУII PC}, m_{ДУIII PC} и m_ДУAC соответственно первой, второй, третьей и апогейной ступеней выбраны в соотношениях:

m_{ДУ I PC}/m_{ДУ II РС}=1,7...1,9,

m_{ДУ II PC}/m_{ДУ III PC}=2,1...2,4,

m_{ДУIII PC}/m_ДУАС=4,0...4,2,

для доставки на аэродром ракеты-носителя, снаряженной топливом и пиросредствами, выполнен транспортно-эксплуатационный контейнер, а измерительные пункты слежения и обработки телеметрической информации размещены на самолетах, а также выполнены в виде мобильного радиотехнического органа приема внешней информации.

13. Комплекс по п.12, отличающийся тем, что транспортно-эксплуатационный контейнер выполнен в виде пенала цилиндрической формы и разделен двумя поперечными плоскостями разъема с узлами крепления на передний, средний и задний отсеки, передний и задний отсеки выполнены в виде цилиндрического стакана с плоским дном и разделены плоскостью продольного разъема с узлами крепления на верхнюю и нижнюю половины, средний отсек также разделен плоскостью продольного разъема с узлами крепления на основание и верхнюю панель, основание среднего отсека выполнено в виде цилиндрической панели, по криволинейным торцам которой закреплены ложементы, на внешней стороне ложементов выполнены узлы крепления контейнера к транспортным средствам и узлы для крановой перегрузки контейнера.

14. Комплекс по п.12, отличающийся тем, что КРН оснащена комплектом механической связи КРН с подвеской самолета-носителя, содержащей два бандажа, каждый из которых состоит из верхнего и нижнего полуколец, стыки полуколец соединены шарнирными механизмами с распадающимися узлами крепления, а к каждому верхнему полукольцу прикреплена силовая рама.

15. Комплекс по п.14, отличающийся тем, что силовая рама выполнена съемной.

16. Комплекс по п.12, отличающийся тем, что измерительные пункты слежения и обработки информации размещены на двух самолетах типа ИЛ-76МД.

17. Комплекс по п.12, отличающийся тем, что в качестве средства транспортирования средств наземного оборудования использован самолет типа ИЛ-76МД.

18. Комплекс по п.12, отличающийся тем, что в качестве самолета-носителя использован сверхзвуковой высотный истребитель-перехватчик четвертого поколения МиГ-31.