Система запуска и установка запуска



Система запуска и установка запуска
Система запуска и установка запуска
Система запуска и установка запуска
Система запуска и установка запуска
Система запуска и установка запуска
Система запуска и установка запуска
Система запуска и установка запуска
Система запуска и установка запуска
Система запуска и установка запуска
Система запуска и установка запуска
Система запуска и установка запуска
Система запуска и установка запуска
Система запуска и установка запуска
Система запуска и установка запуска
Система запуска и установка запуска

 


Владельцы патента RU 2438940:

МИЦУБИСИ ХЭВИ ИНДАСТРИЗ, ЛТД. (JP)

Изобретение относится к авиации, а именно к установке для запуска летательного объекта, к системе для запуска летательного объекта и к способам запуска летательного объекта. Система для запуска содержит летательный аппарат, буксирующий установку для запуска. Установка для запуска содержит летательный объект, смонтированный посредством стропов с возможностью отделения на крыльевом корпусе таким образом, чтобы обеспечить возможность расположения головной части летательного объекта в направлении вверх при включении его двигателей в воздухе путем последовательного отсечения сначала одной, а затем оставшейся части стропов. Способ запуска летательного объекта в воздухе по первому варианту заключается в том, что летательный аппарат выполняет взлет со смонтированной на его верхней поверхности или нижней поверхности установкой для запуска. Установка для запуска отсоединяется от летательного аппарата после подъема ее на высоту запуска. После чего происходит отсоединение летательного объекта от крыльевого корпуса и производится его запуск. Способ запуска летательного объекта в воздухе по второму варианту заключается в том, что установка для запуска устанавливается в грузовом пространстве летательного аппарата. Достигается упрощение запуска летательных объектов. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 13 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к системе запуска для запуска летательного объекта в воздухе и к ее установке запуска.

Известный уровень техники

Как способ для запуска летательного объекта (в дальнейшем называемого «ракета») в воздухе были исследованы и разработаны: как показано на фиг.10, способ для отсоединения от летательного аппарата 1 ракеты 2, смонтированной на верхней поверхности летательного аппарата 1, как показано на фиг.11, способ для сброса и запуска в воздухе ракеты 3, закрепленной на нижней поверхности летательного аппарата 1, или как показано на фиг.12, способ для извлечения ракеты 4 из грузового пространства летательного аппарата 1 с использованием парашюта 5 и последующего запуска ракеты 4 в воздухе.

Что касается ракеты, то ракета, имеющая дополнительные крылья 4, смонтирована, с возможностью отделения, сзади крыльев 3 рулевого управления, описана в патентном документе № 1.

Другая ракета, имеющая отделяемое устойчивое крыло в момент, когда действие движущей силы ракеты прекращено, раскрыта в патентной литературе № 2. Однако эти ракеты не являются подходящими для способа запуска ракеты в воздухе.

Список библиографических ссылок

Патентная литература № 1

Публикация патента, без экспертизы, Японии No.5-079798,

Патентная литература № 2

Публикация патента, без экспертизы, Японии No.5-231800,

Сущность изобретения

Область техники

Для разработки других новых способов для запуска ракеты в воздухе необходимо разработать летательный аппарат 1 в качестве летательного аппарата-носителя и ракет 2, 3 и 4.

Однако описанные выше способы имеют недостаток, то есть такие способы не могут быть применены для создания летательного объекта типа спутника, подходящего для быстрого проведения визуального контроля недавно произошедшего бедствия.

Настоящее изобретение выполнено для устранения вышеупомянутого недостатка. Цель настоящего изобретения состоит в предложении системы запуска и установки запуска, где может быть произведен запуск ракеты в воздухе без разработки специального летательного аппарата-носителя для ракеты.

Решение проблемы

Для достижения вышеупомянутой цели в установке запуска упомянутая установка запуска по п.1 отличается тем, что летательный объект, запускаемый в воздухе, смонтирован с возможностью отделения, на крыльевом корпусе.

Для достижения вышеупомянутой цели в установке запуска по п. 1 установка запуска по п.2 отличается тем, что крыльевой корпус содержит колесный элемент для разбега.

Для достижения вышеупомянутой цели в установке запуска по п. 1 установка запуска по п.3 отличается тем, что крыльевой корпус содержит основное крыло и вертикальное крыло.

Для достижения вышеупомянутой цели в установке запуска по п.3 установка запуска по п.4 отличается тем, что основное крыло является треугольным крылом для создания подъемной силы.

Для достижения вышеупомянутой цели в установке запуска по п.3 установка запуска по п.5 отличается тем, что основное крыло является составным крылом для создания подъемной силы.

Для достижения вышеупомянутой цели в установке запуска по п.1 установка запуска по п.6 отличается тем, что летательный объект содержит головную часть, в которой установлен небольшой искусственный спутник.

Для достижения вышеупомянутой цели в установке запуска по п.1 установка запуска по п.7 отличается тем, что крыльевой корпус имеет подвесное средство, и летательный объект подвешен посредством подвесного средства, при этом подвесное средство является отделяемым от крыльевого корпуса.

Для достижения вышеупомянутой цели в установке запуска по п.1, установка запуска по п.8 отличается тем, что летательный объект подвешен, по меньшей мере, посредством двух стропов крыльевого корпуса, при этом, по меньшей мере, два стропа являются отделяемыми от крыльевого корпуса, одна часть стропов отсекается так, чтобы расположить головную часть летательного объекта в направлении вверх, а затем оставшаяся часть стропов отсекается так, чтобы отсоединить летательный объект от крыльевого корпуса, и после этого производятся зажигание и запуск летательного объекта в воздухе.

Для достижения вышеупомянутой цели система запуска по п.9 отличается тем, что установка запуска по п.2 буксируется летательным аппаратом посредством троса для разбега и взлета.

Для достижения вышеупомянутой цели в системе запуска по п.9 установка запуска по п.10 отличается тем, что установку запуска поднимают на высоту запуска летательного объекта с помощью летательного аппарата, буксирующего установку запуска, а затем летательный объект отсоединяется от крыльевого корпуса в воздухе и после этого производятся зажигание и запуск летательного объекта в воздухе.

Для достижения вышеупомянутой цели в системе запуска по п.10 система запуска по п.11 отличается тем, что небольшой искусственный спутник, установленный в головной части, отсоединяется после запуска летательного объекта в воздухе.

Для достижения вышеупомянутой цели в системе запуска по п.9 система запуска по п.12 отличается тем, что крыльевой корпус содержит датчик для «захвата» летательного аппарата, при этом датчик установлен в крыльевом корпусе, и устройство самонаведения для автоматического управления поверхностью управления крыльевого корпуса с тем, чтобы удерживать крыльевой корпус в соответствующем положении относительно летательного аппарата в соответствии с данными, полученными датчиком.

Для достижения вышеупомянутой цели в системе запуска по п. 9 система запуска по п.13 отличается тем, что в крыльевом корпусе установлен датчик для «захвата» летательного аппарата-буксировщика, и летательный аппарат содержит устройство самонаведения для автоматического управления поверхностью управления, чтобы удерживать крыльевой корпус в соответствующем положении относительно летательного аппарата в соответствии с данными, полученными датчиком, при этом крыльевой корпус управляется дистанционно способом управления по проводной линии связи или способом радиоуправления.

Для достижения вышеупомянутой цели в системе запуска по п.9 система запуска по п.14 отличается тем, что крыльевой корпус, отсоединенный от летательного объекта, планирует в воздухе и возвращается на ближайший аэродром после отсекания троса, связанного с летательным аппаратом.

Для достижения вышеупомянутой цели в системе запуска по п.9 система запуска по п.15 отличается тем, что устройство намотки для намотки троса предусмотрено в одном из: летательном аппарате и установке запуска, при этом расстояние между летательным аппаратом и установкой запуска регулируется посредством наматывания/разматывания троса.

Для достижения вышеупомянутой цели система запуска по п.16 отличается тем, что установка запуска по п.1 смонтирована на верхней поверхности или нижней поверхности летательного аппарата, и летательный аппарат выполняет взлет, а затем установку запуска отсоединяют от летательного аппарата после подъема установки запуска летательным аппаратом на высоту запуска летательного объекта, а после этого производятся зажигание и запуск летательного объекта в воздухе после отсоединения летательного объекта от крыльевого корпуса.

Для достижения вышеупомянутой цели система запуска по п.17 отличается тем, что установка запуска по п.1 установлена в грузовом пространстве летательного аппарата, и летательный аппарат выполняет взлет, а затем установка запуска извлекается из грузового пространства летательного аппарата - после подъема установки запуска летательным аппаратом на высоту запуска летательного объекта, и после этого производятся зажигание и запуск летательного объекта в воздухе после отсоединения летательного объекта от крыльевого корпуса.

Предпочтительные варианты осуществления изобретения

В установке запуска по п.1 ракета, запускаемая в воздухе, смонтирована, с возможностью отделения, в крыльевом корпусе, так что ракета отделяется от крыльевого корпуса после подъема установки запуска на высоту запуска ракеты, а затем производятся зажигание и запуск ракеты в воздухе.

В установке запуска по п.2 крыльевой корпус содержит колеса для разбега, чтобы крыльевой корпус мог плавно двигаться по взлетно-посадочной полосе в то время, когда крыльевой корпус буксируется летательным аппаратом.

В установке запуска по п.3 крыльевой корпус имеет основное крыло и вертикальное хвостовое оперение для того, чтобы крыльевой корпус мог плавно двигаться по взлетно-посадочной полосе и выполнить взлет в то время, когда крыльевой корпус буксируется летательным аппаратом. Затем крыльевой корпус может быть поднят на высоту запуска ракеты.

В установке запуска по п.4 основное крыло крыльевого корпуса является треугольным крылом для создания подъемной силы с тем, чтобы крыльевой корпус мог легко выполнить взлет, когда крыльевой корпус буксируется летательным аппаратом.

В установке запуска по п.5 основное крыло крыльевого корпуса является составным крылом для создания подъемной силы с тем, чтобы крыльевой корпус мог легко выполнить взлет, когда крыльевой корпус буксируется летательным аппаратом.

В установке запуска по п.6 небольшой искусственный спутник установлен в головной части ракеты так, что небольшой искусственный спутник отсоединялся от ракеты после достижения его орбиты. Таким образом, является возможным разработать искусственный спутник для безотказного и быстрого использования в интересах вопросов безопасности и проведения визуального контроля зоны бедствия.

В установке запуска по п.7 ракета подвешена к крыльевому корпусу в воздухе посредством подвесного элемента, отделяемого от крыльевого корпуса так, чтобы ракета могла быть легко отделена от крыльевого корпуса отсечением подвесного элемента.

В установке запуска по п. 8 ракета подвешена к крыльевому корпусу с помощью двух стропов, отсекаемых в воздухе. Ракета может легко выйти на ее орбиту в течение короткого промежутка времени непосредственно после запуска ракеты в воздухе, так как головная часть ракеты уже расположена в направлении вверх до производства зажигания ракеты посредством отсекания сначала одного стропа, а затем посредством отсекания другого стропа для отделения ракеты от крыльевого корпуса.

В системе запуска по п.9 крыльевой корпус установки запуска содержит колеса для движения и буксирования летательным аппаратом для разбега и взлета. Посредством отсекания троса установка запуска может быть легко отсоединена от летательного аппарата-носителя после выполнения взлета установки запуска.

В системе запуска по п.10 формулы изобретения установку запуска, буксируемую летательным аппаратом, поднимают на высоту запуска ракеты, а затем ракета отделяется от крыльевого корпуса в воздухе. Затем производятся зажигание и запуск ракеты в воздухе. Таким образом, нет необходимости разрабатывать летательный аппарат в качестве летательного аппарата-носителя. Затраты на исследования и эксплуатационные расходы могут быть значительно снижены.

В системе запуска по п.11 после того как запущенная в воздухе ракета достигает своей орбиты, небольшой искусственный спутник, установленный в головной части ракеты, отсоединяется, так что спутник может без отказа и быстро быть использован в интересах обеспечения безопасности и визуального контроля зоны бедствия.

В системе запуска по п.12 в крыльевом корпусе установлен датчик для «захвата» летательного аппарата для буксировки. Крыльевой корпус содержит устройство самонаведения для автоматического управления поверхностью управления крыльевого корпуса, чтобы удерживать крыльевой корпус в соответствующем положении относительно летательного аппарата в соответствии с данными, полученными посредством датчика с тем, чтобы крыльевой корпус мог быть беспилотным воздушным транспортным средством (UAV).

В системе запуска по п.13 в крыльевом корпусе установлены датчик для «захвата» летательного аппарата для буксировки и устройство самонаведения для автоматического управления поверхностью управления крыльевого корпуса с тем, чтобы удерживать крыльевой корпус в соответствующем положении относительно летательного аппарата в соответствии с данными, полученными посредством датчика. Крыльевым корпусом можно управлять дистанционно способом управления по проводной линии связи или способом радиоуправления так, чтобы положение крыльевого корпуса относительно летательного аппарата автоматически удерживалось, а крыльевой корпус мог быть беспилотным воздушным транспортным средством. Кроме того, вес крыльевого корпуса становится меньше, так как крыльевой корпус не содержит там устройство самонаведения.

В системе запуска по п.14 крыльевой корпус, отсоединенный от ракеты, отделяется от летательного аппарата посредством отсечения троса и возвращается на ближайший аэродром, совершая полет в воздухе, так что эксплуатационные расходы на установку запуска могут быть значительно снижены.

В системе запуска по п.15 летательный аппарат установки запуска содержит устройство намотки для намотки троса так, чтобы расстояние между летательным аппаратом и установкой запуска можно было регулировать посредством наматывания или разматывания с устройства намотки. Таким образом, преимущество состоит в том, что положение крыльевого корпуса удерживается в соответствующем положении посредством регулирования расстояния между установкой запуска и летательным аппаратом.

В системе запуска по п.16 ракета, запускаемая в воздухе, прикреплена, с возможностью отделения, к крыльевому корпусу установки запуска, а установка запуска смонтирована на верхней поверхности или нижней поверхности летательного аппарата. После этого летательный аппарат поднимается на высоту запуска установки запуска и затем установка запуска отделяется от летательного аппарата, а крыльевой корпус отделяется от ракеты. Производятся зажигание и запуск ракеты в воздухе, затраты на исследования и эксплуатационные расходы могут быть значительно снижены, за исключением затрат на разработку соответствующего летательного аппарата.

В системе запуска по п.17 ракета, запускаемая в воздухе, прикреплена, с возможностью отделения, к крыльевому корпусу установки запуска, а установка запуска установлена в грузовом пространстве в летательном аппарате. Летательный аппарат поднимается на высоту запуска установки запуска, а затем установка запуска извлекается из летательного аппарата и ракета отделяется от крыльевого корпуса. Производятся зажигание и запуск ракеты в воздухе. Таким образом, затраты на исследования и эксплуатационные расходы на систему запуска могут быть значительно снижены, за исключением затрат на разработку соответствующего летательного аппарата.

Краткое описание чертежей

Фиг.l показывает систему запуска первого примера в соответствии с настоящим изобретением, в которой установка запуска буксируется и совершает планирование посредством летательного аппарата.

Фиг.2 показывает вид сверху установки запуска в системе запуска первого варианта осуществления в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.3 показывает такую установку запуска в системе запуска первого примера в соответствии с настоящим изобретением, в которой установка запуска буксируется летательным аппаратом и плавно движется непосредственно в момент перед взлетом установки запуска.

Фиг.4 показывает, что установка запуска в системе запуска первого примера в соответствии с настоящим изобретением буксируется летательным аппаратом в воздухе.

Фиг.5 показывает, что установка запуска в системе запуска первого примера в соответствии с настоящим изобретением устанавливается в режим самонаведения на летательный аппарат с помощью датчика.

Фиг.6 показывает, что установка запуска в системе запуска, первого примера в соответствии с настоящим изобретением удерживает ракету на подвеске с помощью стропа.

Фиг.7 показывает, что установка запуска в системе запуска первого примера в соответствии с настоящим изобретением имеет два стропа, и ракета подвешена посредством одного из стропов для того, чтобы расположить головную часть ракеты, помещенную в направлении вверх.

Фиг.8 показывает, что у установки запуска в системе запуска первого примера в соответствии с настоящим изобретением отсекается один строп и производятся зажигание и запуск ракеты в воздухе.

Фиг.9(a) - 9(c) показывают установку запуска в системе запуска второго примера в соответствии с настоящим изобретением. фиг.9(a) показывает вид ее сверху; фиг.9(b) показывает вид ее спереди; фиг.9(c) показывает вид ее сбоку.

Фиг.10 показывает способ для запуска ракеты в воздухе, при этом ракета смонтирована на верхней поверхности летательного аппарата.

Фиг.11 показывает способ для запуска ракеты в воздухе, при этом ракета смонтирована на нижней поверхности летательного аппарата.

Фиг.12 показывает способ для запуска ракеты в воздухе, при этом ракета установлена в грузовом пространстве летательного аппарата.

Фиг.13 показывает блок-схему системы управления, установленной в крыльевом корпусе в первом варианте выполнения в соответствии с изобретением.

Описание вариантов осуществления изобретения

Что касается оптимального способа осуществления настоящего изобретения, то его описание выполнено со ссылкой на нижеследующее.

Пример 1

Система запуска первого примера в соответствии с настоящим изобретением показана на Фиг.1-8.

Система запуска первого примера, как показано на Фиг.1-8, содержит установку 10 запуска, буксируемую летательным аппаратом 30 посредством троса 20 для взлета установки 10 запуска с взлетно-посадочной полосы 100 способом буксирования установки 10 запуска, в которой ракета 11 отделяется от крыльевого корпуса 12 установки 10 запуска и ракета 11 может быть запущена в воздухе.

Например, ракета является достаточно небольшой, и в ракете, в ее головной части, может быть установлен небольшой искусственный спутник, и небольшой искусственный спутник может быть отсоединен от небольшой ракеты и доставлен на орбиту с малым углом наклона к поверхности экватора, то есть на высоту от 300 до 800 км от Земли. Нет необходимости предусматривать для ракеты 11 что-либо кроме крыльевого корпуса 12.

Как показано на Фиг.1 и 2, крыльевой корпус 12 содержит колесные элементы 12a и 12b, где колесные элементы 12a и 12b предусмотрены в передней части и задней части крыльевого корпуса 12, соответственно, для плавного движения на взлетно-посадочной полосе 100. Крыльевой корпус 12 содержит вертикальное хвостовое оперение 12c в задней части крыльевого корпуса 12. Кроме того, как показано на Фиг.2, треугольное крыло 12d выполнено в качестве основного крыла для создания подъемной силы. Треугольное крыло 12d является крылом плоской формы. Передний конец треугольного крыла имеет стреловидный угол, а задний конец треугольного крыла расположен перпендикулярно к продольной оси летательного аппарата. Треугольное крыло 12d, в виде сверху, напоминает форму треугольника. Треугольное крыло 12d создает подъемную силу, а установка 10 запуска буксируется летательным аппаратом 30 так, чтобы установка 10 запуска могла легко выполнить взлет.

Хотя в крыльевом корпусе 12 не используется приводное устройство для автономного взлета, в крыльевом корпусе 12 может быть установлено вспомогательное приводное устройство, способствующее ее полету, когда крыльевой корпус 12 выполняет планирование.

Крыльевой корпус 12 является «беспилотным воздушным транспортным средством (UAV)» и содержит систему управления, как показано на Фиг.13, для самонаведения крыльевого корпуса 12 относительно буксирующего летательного аппарата 30.

В крыльевом корпусе 12, как показано на Фиг.13, есть датчик 40 для самонаведения крыльевого корпуса 12 относительно буксирующего летательного аппарата 30 и устройство 50 самонаведения для управления поверхностью управления летательного аппарата 30, чтобы удерживать крыльевой корпус 12 в постоянном положении относительно летательного аппарата 30.

Как показано пунктирной линией на Фиг.5, датчик 40 выполняет «захват» летательного аппарата 30 в то время, когда установка запуска буксируется летательным аппаратом 30 в воздухе.

Устройство 50 самонаведения управляет поверхностью управления крыльевого корпуса 12 посредством регулирования деталью (закрылком) крыльевого корпуса для того, чтобы удерживать крыльевой корпус 12 в неизменном положении относительно «захваченного» датчиком 40 летательного аппарата 30. Фактически, как показано на Фиг.13, привод 60 управляет закрылком 70 вертикального оперения 12c или треугольного крыла 12d.

Альтернативно устройство 50 самонаведения может быть установлено не в крыльевом корпусе, а может быть установлено в летательном аппарате 30 с использованием способа управления по проводной линии или способом радиоуправления для управления поверхностью управления крыльевого корпуса 12 дистанционно. В вышеупомянутом случае дублирующее устройство, такое как устройство 50 самонаведения, не является обязательным в крыльевом корпусе 12, и положение крыльевого корпуса 12 может удерживаться с неизменной устойчивостью относительно летательного аппарата 30.

Кроме того, устройство намотки (не показано) для намотки троса 20 может быть предоставлено в летательном аппарате или в установке 12 запуска. Устройство намотки наматывает трос 20 и выполняет разматывание троса 20 так, что расстояние между летательным аппаратом 30 и установкой 10 запуска можно регулировать. Посредством регулирования расстояние между летательным аппаратом 30 и установкой 10 запуска становится соответствующим с тем, чтобы было возможно устанавливать крыльевой корпус 12 в предпочтительное положение относительно летательного аппарата 30.

Хотя крыльевой корпус 12, как показано на Фиг.1-8, выполнен на чертеже с увеличением, то есть крыльевой корпус 12 выполнен на чертеже большим по размеру, чем настоящий, крыльевой корпус 12 в действительности по размерам намного меньше, чем летательный аппарат 30. Например, полная длина крыльевого корпуса составляет приблизительно 10 м, а полная ширина ее составляет приблизительно 8 м.

Если летательный аппарат 30 буксирует установку 10 запуска и затем установка 10 запуска выполняет взлет, то нет необходимости разрабатывать специальный летательный аппарат.

Например, является возможным использование пассажирского самолета, грузового самолета, транспортного самолета и так далее.

Посредством использования системы запуска вышеописанного первого примера, установка 10 запуска буксируется летательным аппаратом 30 на тросе 20 и выполняет взлет. Когда установка 10 запуска поднята на высоту запуска, ракета 11 отсоединяется от крыльевого корпуса 12, а затем ракета 11 может быть запущена в воздухе.

Таким образом, как показано на Фиг.3, установка 10 запуска буксируется летательным аппаратом 30 на тросе 20 и выполняет разбег на взлетно-посадочной полосе 100 для совершения взлета. После этого ракета 11 может быть поднята на высоту запуска.

Как показано пунктирной линией на Фиг.5, крыльевой корпус 12 выполняет самонаведение на летательный аппарат 30 для буксирования крыльевого корпуса 12 посредством датчика 40. В соответствии с данными, полученными посредством датчика, поверхность управления крыльевого корпуса 12 может автоматически регулироваться по отношению к летательному аппарату.

Как показано на Фиг.6, ракета 11 подвешена к крыльевому корпусу 12 с помощью двух стропов 13a и 13b, при этом стропы могут быть отсечены, и один строп 13a расположен в передней части, а другой строп 13b расположен в задней части крыльевого корпуса 12. Стропы 13a и 13b являются просто одним из примеров для подвески ракеты 11. Также возможно использование провода, цепи или каната и так далее. Количество стропов не ограничено двумя, если число является множественным.

Как показано на Фиг.7, задний строп 13b отсечен, а ракета подвешена на переднем стропе 13a. Головная часть ракеты 11 расположена в направлении вверх. И затем, как показано на Фиг.8, посредством отсечения переднего стропа 13a ракета 11 отделяется от крыльевого корпуса 12 и производится запуск ракеты 11 в воздухе для запуска в направлении под углом вперед.

В настоящем примере ракета 11 подвешена посредством этих двух стропов 13a и 13b. Ракета 11 может быть легко отделена от крыльевого корпуса 12 отсечением переднего стропа 13a и заднего стропа 13b.

Запуск ракеты 11 в воздухе производится тогда, когда головная часть ракеты 11 расположена в направлении вверх. Преимущество состоит в том, что ракета 11 может выполнить подъем непосредственно после запуска, и ракета 11 может достигнуть ее орбиты в течение короткого промежутка времени.

В вышеупомянутом примере ракета 11 подвешена посредством двух стропов 13a и 13b. Однако если количество стропов выражено множественным числом, то любое множественное число является приемлемым. В этом варианте головная часть ракеты расположена в направлении вперед. Передний строп может быть отсечен после того как сначала будет отсечен задний строп с тем, чтобы запустить ракету в направлении под углом вперед. Конечно, является приемлемым и другое расположение.

Например, в случае, когда головная часть ракеты 11 расположена в направлении назад, то задний строп 13b отсекается после отсечения сначала переднего стропа 13a с тем, чтобы запустить ракету 11 под углом наклона в направлении назад.

В этом случае запуск ракеты в воздухе производится в направлении, противоположном направлению полета летательного аппарата 30. Таким образом, запуск ракеты может быть произведен с большей степенью безопасности.

Это самый простой способ, когда отсекается трос 20, соединяющий летательный аппарат 30 с крыльевым корпусом 12, от которого ракета 11 уже отделена, и крыльевой корпус 12 утрачивается после запуска ракеты в воздухе. Однако, если крыльевой корпус 12, от которого ракета 11 уже отделена, все еще буксируется летательным аппаратом 30 и сажается на ближайшем аэродроме, то эксплуатационные расходы, относящиеся к установке запуска, могут быть значительно снижены.

Если трос 20, обеспечивающий соединение между летательным аппаратом 30 и крыльевым корпусом 12, отсечен и крыльевой корпус 12 может планировать в воздухе и быть направленным для приземления на ближайшем аэродроме, то эксплуатационные расходы, относящиеся к установке запуска, могут быть значительно снижены, аналогично описанному выше варианту.

Кроме того, хотя крыльевой корпус 12 и летательный аппарат 30 соединены тросом 20, как показано на Фиг.8, в момент времени, когда производится зажигание ракеты 11 в воздухе, другие случаи являются приемлемыми в настоящем изобретении. Например, до того как произведены зажигание и запуск ракеты 11 в воздухе, соединяющий трос между крыльевым корпусом 12 и летательным аппаратом 20 может быть отсечен, и летательный аппарат 30 уходит в безопасную зону воздушного пространства, операция запуска ракеты при этом становится более безопасной.

Как описано выше, в соответствии с системой запуска настоящего примера установка 10 запуска буксируется и выполняет взлет посредством летательного аппарата 30 с тросом. Установку 10 запуска поднимают на высоту запуска, а затем производятся зажигание и запуск ракеты 11 и запуск в воздухе посредством отсоединения ракеты 11 от крыльевого корпуса 12.

Таким образом, крыльевой корпус 12 в настоящем примере не является необходимым в качестве специального носителя. Вследствие этого может быть разработана система запуска для запуска ракеты в воздухе при достаточно низких затратах. С другой стороны, нет необходимости создавать летательный аппарат 30 в качестве летательного аппарата-носителя, так что исследовательские расходы и эксплуатационные расходы могут быть значительно снижены.

В частности, если в ракете 11 установлен небольшой искусственный спутник в головной части, небольшой искусственный спутник может быть запущен после того, как ракета 11 достигла орбиты. Таким образом, является возможным разработать искусственный спутник для безотказного и быстрого применения в интересах безопасности и визуального контроля зоны бедствия.

Пример 2

На Фиг.9 показан второй пример в соответствии с настоящим изобретением. Во втором примере для создания подъемной силы использовано составное крыло 80 вместо треугольного крыла 12d в качестве основного крыла крыльевого корпуса 12 первого примера.

Как показано на Фиг.9, составное крыло 80 имеет такую конструкцию, что вертикальное оперение со стреловидным углом соединено с основным крылом 81 со стреловидным углом. Составное крыло 80 может создавать подъемную силу, равную или больше, чем создаваемая треугольным крылом 12d подъемная сила по первому примеру.

Во втором примере ракета 11 может быть отделена от крыльевого корпуса 12 с составным крылом 80 в качестве основного крыла, так что действие и преимущество второго примера являются такими же, как и в первом примере.

Пример 3

В примерах 1 и 2, таких как описано выше, использован способ буксировки для буксирования установки 10 запуска летательным аппаратом 30. В третьем примере способ буксировки не используется, а используется усовершенствованный способ, посредством усовершенствования обычного способа воздушного запуска, как описано в разделе «Известный уровень техники». Третий пример может быть в значительной степени разделен на два способа

Способ заключается в следующем:

(1) Установка запуска поднимается в воздух при взлете летательного аппарата, при этом установка запуска смонтирована на верхней поверхности или нижней поверхности летательного аппарата. Как описано в первом примере, ракета, запускаемая в воздухе, прикреплена, с возможностью отделения, к крыльевому корпусу.

(2) Систему запуска поднимают на высоту запуска посредством летательного аппарата.

(3) Аналогично первому примеру, ракета отделяется от крыльевого корпуса и затем производятся зажигание и запуск ракеты в воздухе.

Другой способ состоит в следующем:

(l) Летательный аппарат взлетает, при этом установка запуска установлена в грузовом пространстве летательного аппарата. Как описано в первом примере, ракета, запускаемая в воздухе, прикреплена, с возможностью отделения, к крыльевому корпусу.

(2) Систему запуска поднимают на высоту запуска для запуска ракеты посредством летательного аппарата.

(3) Систему запуска извлекают из грузового пространства летательного аппарата.

(4) После того, подобно тому, как описано выше в первом примере, ракета отсоединяется от крыльевого корпуса и производятся зажигание и запуск ракеты в воздухе.

В соответствии с третьим примером установка запуска не буксируется летательным аппаратом. Ракета смонтирована на летательном аппарате или установлена в грузовом пространстве летательного аппарата, и затем летательный аппарат взлетает. При сравнении со способом буксировки в первом и втором примерах и настоящем способе третьего примера есть преимущество в том, что необходимая длина взлетно-посадочной полосы, по которой летательный аппарат выполняет взлет, является короче, чем взлетно-посадочная полоса в первом и втором примерах.

В частности, если летательный аппарат уже разработан, настоящий способ для запуска ракеты в воздухе может быть применен с весьма низкими затратами.

Промышленное применение

В настоящем изобретении затраты на разработку системы для запуска ракеты в воздухе могут быть значительно снижены. В частности, можно с небольшими затратами систематически производить запуск ракеты, в которой установлен небольшой искусственный спутник. Является возможным создание искусственного спутника для безотказного и быстрого применения в интересах безопасности и визуального контроля зоны бедствия и т.д. Следовательно, настоящее изобретение может быть использовано в различных областях промышленности.

Перечень ссылочных позиций

10 - установка запуска

11 - ракета

12 - крыльевой корпус

12а, 12b - колесо

12с - хвостовое оперение

12d - треугольное крыло

13а, 13b - строп

20 - трос

30 - летательный аппарат

40 - датчик

50 - устройство самонаведения

60 - привод

70 - закрылок

80 - составное крыло

1. Установка для запуска летательного объекта в воздухе, в которой летательный объект смонтирован с возможностью отделения на крыльевом корпусе, отличающаяся тем, что упомянутый летательный объект подвешен, по меньшей мере, посредством двух стропов упомянутого крыльевого корпуса, при этом упомянутые, по меньшей мере, два стропа являются отделяемыми от упомянутого крыльевого корпуса, одна часть упомянутых стропов выполнена с возможностью отсечения так, чтобы расположить упомянутую головную часть упомянутого летательного объекта в направлении вверх, оставшиеся части упомянутых стропов выполнены с возможностью отсечения так, что упомянутый летательный объект может производить зажигание двигателей и быть запущен в воздухе.

2. Установка для запуска по п.1, отличающаяся тем, что упомянутый крыльевой корпус содержит колесный элемент для разбега.

3. Установка для запуска по п.1, отличающаяся тем, что упомянутый крыльевой корпус содержит основное крыло и вертикальное хвостовое оперение.

4. Установка для запуска по п.3, отличающаяся тем, что упомянутое основное крыло является треугольным крылом для создания подъемной силы.

5. Установка для запуска по п.3, отличающаяся тем, что основное крыло является составным крылом для создания подъемной силы.

6. Установка для запуска по п.1, отличающаяся тем, что упомянутый летательный объект содержит головную часть, в которой установлен небольшой искусственный спутник.

7. Установка для запуска по п.1, отличающаяся тем, что оставшиеся части упомянутых стропов выполнены с возможностью отсечения так, чтобы отсоединить упомянутый летательный объект от упомянутого крыльевого корпуса.

8. Система для запуска летательного объекта в воздухе, отличающаяся тем, что упомянутая установка для запуска по п.2 выполнена с возможностью буксирования летательным аппаратом посредством троса для разбега и взлета.

9. Система для запуска по п.8, отличающаяся тем, что упомянутая установка для запуска выполнена с возможностью подъема на высоту запуска упомянутого летательного объекта летательным аппаратом, буксирующим упомянутую установку для запуска, и упомянутый летательный объект выполнен с возможностью отсоединения от упомянутого крыльевого корпуса в воздухе, а после производится зажигание двигателей и запуск упомянутого летательного объекта в воздухе.

10. Система для запуска по п.9, отличающаяся тем, что упомянутый небольшой искусственный спутник, установленный в упомянутой головной части, выполнен с возможностью отсоединения после запуска упомянутого летательного объекта в воздухе.

11. Система для запуска по п.8, отличающаяся тем, что упомянутый крыльевой корпус содержит поверхность управления и датчик для «захвата» упомянутого летательного аппарата, при этом упомянутый датчик установлен в упомянутом крыльевом корпусе, и устройство самонаведения для автоматического управления поверхностью управления упомянутого крыльевого корпуса с тем, чтобы удерживать упомянутый крыльевой корпус в соответствующем положении относительно упомянутого летательного аппарата в соответствии с данными, полученными упомянутым датчиком.

12. Система для запуска по п.8, отличающаяся тем, что упомянутый крыльевой корпус содержит поверхность управления и датчик для «захвата» упомянутого летательного аппарата для буксировки, а упомянутый летательный аппарат содержит устройство самонаведения для автоматического управления упомянутой поверхностью управления с тем, чтобы удерживать упомянутый крыльевой корпус в соответствующем положении относительно упомянутого летательного аппарата в соответствии с данными, полученными упомянутым датчиком, при этом упомянутый крыльевой корпус управляется дистанционно способом управления по проводной связи или способом радиоуправления.

13. Система для запуска по п.8, отличающаяся тем, что упомянутый крыльевой корпус, отсоединенный от упомянутого летательного объекта, выполнен с возможностью планирования в воздухе и возвращения на ближайший аэродром после отсечения троса, связанного с упомянутым летательным аппаратом.

14. Система для запуска по п.8, отличающаяся тем, что устройство намотки для намотки упомянутого троса предусмотрено в одном из: упомянутом летательном аппарате и упомянутой установке для запуска, при этом расстояние между упомянутым летательным аппаратом и упомянутой установкой для запуска регулируется посредством наматывания/разматывания упомянутого троса.

15. Способ запуска летательного объекта в воздухе, отличающийся тем, что упомянутая установка для запуска по п.1 смонтирована на верхней поверхности или нижней поверхности летательного аппарата, и упомянутый летательный аппарат выполняет взлет, а затем упомянутая установка для запуска отсоединяется от упомянутого летательного аппарата после подъема упомянутой установки для запуска упомянутым летательным аппаратом на высоту запуска упомянутого летательного объекта, и после этого производится зажигание двигателей и запуск упомянутого летательного объекта в воздухе после отсоединения упомянутого летательного объекта от упомянутого крыльевого корпуса.

16. Способ запуска летательного объекта в воздухе, отличающийся тем, что упомянутая установка для запуска по п.1 установлена в грузовом пространстве летательного аппарата, и упомянутый летательный аппарат выполняет взлет, а затем упомянутая установка для запуска извлекается из упомянутого грузового пространства упомянутого летательного аппарата после подъема упомянутой установки для запуска упомянутым летательным аппаратом на высоту запуска упомянутого летательного объекта, и после этого производится зажигание двигателей и запуск упомянутого летательного объекта в воздухе после отсоединения упомянутого летательного объекта от упомянутого крыльевого корпуса.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к быстросъемной передней крышке пусковой трубы для выпуска ракет. .

Изобретение относится к ракетно-артиллерийскому вооружению и предназначено для использования на пусковых установках с транспортно-пусковым контейнером (ТПК). .

Изобретение относится к ракетно-артиллерийскому вооружению и предназначено для использования на пусковых установках с транспортно-пусковым контейнером (ТПК). .

Изобретение относится к ракетно-артиллерийскому вооружению. .

Изобретение относится к ракетно-артиллерийскому вооружению. .

Изобретение относится к области машиностроения и касается способа изготовления многогранной трубы из слоистого композиционного материала и многогранной трубы из слоистого композиционного материала.

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к стартовым комплексам ракет космического назначения. .

Изобретение относится к технике газоотводящих устройств пусковых установок ракетоносителей. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при пусках с самолета ракет различного назначения (космических, межконтинентальных, геофизических).

Изобретение относится к технике формирования траекторных измерений, определения параметров движения ИСЗ по этим измерениям и оценки точности прогнозирования движения ИСЗ на заданном интервале.

Изобретение относится к технике формирования траекторных измерений, определения параметров движения ИСЗ по этим измерениям и оценки точности этого определения на мерном интервале.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано на борту искусственных спутников Земли, стабилизируемых вращением. .

Изобретение относится к области организации службы единого времени, а более точно - к способам сличения шкал времени станций и синхронизации шкал времени станций. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в крупногабаритных высокоточных трансформируемых конструкциях. .

Изобретение относится к способам определения местоположений объектов радионавигационными средствами наземного и космического базирования и может быть использовано на космических аппаратах (КА), стабилизируемых вращением.

Изобретение относится к космической технике. .

Изобретение относится к системам передачи информации и может найти применение в спутниковых системах связи при управлении космическими аппаратами. .

Изобретение относится к космическим аппаратам. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и, в частности, к устройствам для запуска в космос космических объектов. .
Наверх