Способ выполнения старта ракеты-носителя с самолета с применением подъемно-стабилизирующего парашюта



Способ выполнения старта ракеты-носителя с самолета с применением подъемно-стабилизирующего парашюта
Способ выполнения старта ракеты-носителя с самолета с применением подъемно-стабилизирующего парашюта
Способ выполнения старта ракеты-носителя с самолета с применением подъемно-стабилизирующего парашюта

 


Владельцы патента RU 2549923:

Закрытое акционерное общество "Научно-внедренческий центр "Атмосфера" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при пусках ракет-носителей (РН) с самолета. Вытягивают РН с платформой из грузовой кабины вытяжной парашютной системой (ВПС), разворачивают РН с платформой с помощью ВПС в канале тангажа, вводят в действие подъемно-стабилизирующий парашют (ПСП) после выхода РН с платформой из самолета, обеспечивают доворот и стабилизацию РН в канале тангажа на угле атаки, близком к траекторному углу старта, отстреливают половину звеньев крепления с одного бока ПСП к платформе, отделяют и уводят платформу от РН с помощью ВПС, стабилизируют и запускают двигатели РН с помощью органов управления. Изобретение позволяет предотвратить потерю высоты РН после выхода из самолета, стабилизировать положение топлива в баках РН на момент запуска, удалять на безопасное расстояние РН с платформой от самолета. 3 ил.

 

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.

Способ выполнения старта ракеты-носителя (РН) с самолета, включающий вытягивание РН с платформой из грузовой кабины вытяжной парашютной системой (ВПС), после отделения платформы с РН от самолета усилием ВПС разворачивание ее в канале тангажа до положения, при котором воздушный поток начинает набегать на РН со стороны, противоположной платформе, отделение платформы от РН и уведение ее при помощи ВПС, запуске двигателя и стабилизации ее на заданной траектории при помощи органов управления, отличающийся тем, что с целью предотвращения потери высоты после выхода РН из самолета, увеличения расхождения РН и самолета как по горизонтали, так и по высоте и гарантированного положения топлива в баках на момент запуска двигателя РН, к платформе соединительными звеньями присоединен подъемно-стабилизирующий парашют с аэродинамическим качеством, который вводится в действие вытяжной парашютной системой после выхода платформы с закрепленной на ней РН из самолета и обеспечивает доворот и стабилизацию РН в канале тангажа на угле атаки, близком к траекторному углу старта, с уменьшением горизонтальной составляющей скорости РН при одновременном наборе высоты, причем подъемно-стабилизирующий парашют прикреплен к платформе звеньями, половина из которых с одного бока платформы отстреливаются, и тем самым обеспечиваются освобождение и увод платформы от РН до запуска двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационного вооружения и касается многоствольных пусковых установок (ПУ) для размещения в них и пуска авиационных ракет с летательного аппарата (ЛА).

Изобретение относится к области авиационного вооружения. В корпусе пусковой установки с силовым набором, узлом подвески к летательному аппарату и электросистемой для подачи пусковых импульсов в торцевые диски установлены пусковые трубы для ракет.

Группа изобретений относится к оборудованию летательных аппаратов. В первом варианте способ сброса полезной нагрузки заключается в установке вдоль фюзеляжа транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки и направляющими с образованием пневмокамеры в передней части полости, в которую подают струи газа из источника высокого давления, а после частичного выхода полезной нагрузки обеспечивают подачу в пневмокамеру второй струи газа.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендам испытаний авиационных ракет (АР). Стенд для многократной имитации пуска АР содержит коробчатую станину, подвесное устройство для габаритно-массового макета АР, имитатор усилия схода АР в виде гидравлического цилиндра (ГЦ), измерительный модуль с датчиком силы в виде тензометра, каретку со стопорным механизмом и опорно-поворотным механизмом, выполненным в виде шарнирно установленных на основании каретки двух вертикальных стоек.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендам испытаний авиационных ракет (АР). Стенд для контроля параметров схода АР содержит коробчатую станину, подвесное устройство для АР, имитатор усилия схода АР в виде гидравлического цилиндра (ГЦ), измерительный модуль с датчиком силы в виде тензометра, каретку с двумя хомутами и подъемным механизмом, гибкую тягу, обводные ролики.

Изобретение относится к корабельным загрузочным устройствам и может быть использовано для загрузки транспортно-пускового контейнера (ТПК) в многоместную шахтную пусковую установку (ПУ) корабля.

Линемёт // 2481231
Изобретение относится к спасательным средствам на воде, а именно к линеметательным устройствам. .

Изобретение относится к бортовому авиационному оборудованию и предназначено для использования при управлении подготовкой и применением существующих и перспективных типов авиационных средств поражения, а также существующих (инфракрасных, дипольно-отражательных) и перспективных пассивных помех в виде помеховых патронов из кассетных стационарных и подвесных держателей, расположенных на летательном аппарате.

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

Изобретение относится к бортовому авиационному оборудованию и предназначено для использования при управлении подготовкой и применением существующих и перспективных типов авиационных средств поражения, используемых на летательном аппарате.

Изобретение относится к области авиационного вооружения, а именно к многоствольным пусковым установкам типа «Блок», и предназначено для размещения в них и пуска авиационных ракет с летательного аппарата. Установка включает цилиндрический корпус 1, передний и задний обтекатели 2, 3, пусковые трубы 6, установленные параллельно им газоотводные трубки 7 (по одной на каждую пусковую трубу) и одноразовую композитную перегородку 11. Хвостовая часть каждой трубки 7 размещена перед соответствующим сегментным пазом 15. Паз 15 расположен на затворе и выполнен с возможностью разворота реактивной струи ракеты на 180° и подачи ее в газоотводную трубку 7 с последующим направлением реактивной струи на соответствующую часть теплозащитной перегородки 11. Указанная конструкция обеспечивает предварительное разрушение теплозащитной перегородки, расположенной перед ракетами, что позволяет сохранить оптику, расположенную в головной части ракет. Таким образом, обеспечивается возможность пуска ракет, имеющих встроенные в головной части оптические, электронные и лазерные приборы. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх