Космическая транспортная система на базе семейства ракет-носителей легкого, среднего и тяжелого классов с воздушным стартом ракет космического назначения с борта экранолета и способ ее функционирования

Группа изобретений относится к области авиационно-космической техники, а именно к космической транспортной системе. В космической транспортной системе для выведения различных по массе грузов на различные по высоте и наклонениям орбиты используют ракеты космического назначения (РКН) легкого, среднего и тяжелого классов на экологически безопасных компонентах топлива с воздушным стартом РКН с борта тяжелых экранолетов. Экранолет-носитель, двигаясь у экрана на динамической воздушной подушке, доставляет заправленную РКН в заранее выбранные районы над акваторией Мирового океана. Перед десантированием РКН экранолет-носитель уводят от экрана, поднимают на необходимую высоту, выполняют маневр «горка». После десантирования РКН и удаления ее на безопасное расстояние от экранолета-носителя осуществляют управляемый разворот ракеты космического назначения в оптимальное положение с последующим запуском маршевых двигателей первой ступени РКН. Техническим результатом группы изобретений является улучшение энергетических и эксплуатационных характеристик системы. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к авиационно-ракетной технике космического назначения и может быть использовано для создания перспективных космических транспортных систем на базе семейства ракет-носителей легкого, среднего и тяжелого классов с воздушным стартом ракеты космического назначения с борта экранолета. В мировой ракетно-космической технике широко применяются космические транспортные системы (КТС) на базе использования семейств ракет космического назначения (РКН) легкого, среднего и тяжелого классов для выведения различных по массе полезных грузов на различные по высоте и наклонениям околоземные орбиты. В качестве примера можно привести российские КТС на базе семейства РКН «Союз-2» (РКН «Союз-2-la», «Союз-2-1б», «Союз-2-1в», «Союз-2-3»); семейства РКН «Ангара» (РКН «Ангара-1.1», «Ангара-1.2», «Ангара-1.3», «Ангара-1.5», «Ангара-1.7»), космические транспортные системы США на базе семейств РКН «Дельта» и «Атлас», КТС Китая на базе семейства РКН «SZ» («Великий поход») и т.д. Все эти КТС используют наземные стартовые комплексы для запуска РКН, некоторые из них размещаются сразу на нескольких космодромах, в том числе с внутриконтинентальным расположением (как все космодромы России). Отличительной особенностью КТС на базе семейства традиционных не спасаемых РКН с наземным стартом является использование унифицированного для всего семейства РКН наземного технического комплекса, унифицированного наземного стартового комплекса, унифицированного наземного заправочного комплекса и общего центра управления подготовкой и пуском РКН. Применяемое в составе КТС семейство РКН обычно использует одинаковые компоненты топлива, унифицированные ракетные двигатели и ракетные блоки, одинаковую технологию работ при подготовке РКН к пуску, унифицированные транспортные средства для перемещения ракетных блоков и РКН в целом на космодроме. Пуски всего семейства РКН обычно производятся с одного и того же стартового комплекса (как для семейств РКН «Ангара» и РКН «Союз-2»). На одном космодроме может быть один или несколько стартовых комплексов. Рассматриваемым КТС на базе семейства традиционных не спасаемых РКН с наземным стартом, особенно при внутриконтинентальном расположении космодромов на высоких широтах, присущи следующие недостатки:

- выделение больших площадей суши под зоны отчуждения в районе расположения стартовых комплексов и по трассе выведения РКН на околоземную орбиту под районы падения отделяемых частей РКН (один район падения отделяемых частей занимает несколько сот квадратных километров, при этом каждый стартовый комплекс обычно имеет несколько трасс для выведения полезных грузов на орбиты с различным наклонением, таким образом, общая площадь суши, отчуждаемой под стартовый комплекс и связанные с ним районы падения отделяемых частей, может занимать несколько тысяч квадратных километров);

- жесткие ограничения на трассы выведения РКН на орбиту (минимальное количество трасс, прохождение трасс над малонаселенными районами суши, недопустимость прохождения трасс на первом полувитке над сопредельными государствами, использование, по возможности, существующих районов падения отделяемых частей);

- наклонение орбит прямого выведения полезных грузов должно быть равно или больше широты расположения стартового комплекса;

- при большой широте расположения стартового комплекса и необходимости выведения полезных грузов на приэкваториальные орбиты приходится использовать космические разгонные блоки для поворота плоскости орбиты, что приводит к большим потерям в массе полезного груза;

- использование одного стартового комплекса для запуска семейства РКН разной размерности, с учетом необходимости проведения ремонтно-восстановительных работ и профилактики пускового устройства после каждого старта РКН, приводит к снижению пропускной способности (количества пусков в год) наземных стартовых комплексов, используемых для семейства РКН;

- возможные аварии РКН на старте приводят к длительной задержке в эксплуатации всего семейства РКН.

Перечисленные недостатки традиционных РКН с наземным стартом в значительной степени могут быть устранены за счет воздушного запуска РКН с борта самолета-носителя над мало судоходной акваторией Мирового океана. Самолет-носитель выполняет функции мобильного стартового комплекса. Место десантирования РКН и трассы выведения выбираются такими, чтобы снять ограничения на районы падения отделяемых частей и обеспечить выведение полезных грузов на орбиты в широком диапазоне наклонений. Таким образом, оказывается возможным исключить необходимость отчуждения земли под стартовые комплексы и районы падения отделяемых частей РКН (места падения отделяемых частей выбираются в мало судоходных акваториях Мирового океана).

Кроме того воздушный старт РКН, по сравнению с наземным стартом, позволяет увеличить ее грузоподъемность при одинаковой начальной массе РКН за счет:

- начальной скорости, получаемой от самолета-носителя,

- использования на первой ступени РКН высотных двигателей с увеличенной степенью расширения сопла, что увеличивает удельный импульс тяги двигателя;

- уменьшения аэродинамических потерь при старте РКН в условиях разреженной атмосферы;

- уменьшения гравитационных потерь из-за более оптимальной траектории выведения;

- возможности использования довыведения орбитального блока РКН на опорную орбиту с помощью космического разгонного блока при реализации дополнительного района падения в акватории Мирового океана для верхней ступени РКН.

В результате грузоподъемность РКН на низкую околоземную орбиту при воздушном старте увеличивается на 40-60% по сравнению с аналогичной по массе РКН с наземным стартом.

При выведении полезных грузов на высокие приэкваториальные орбиты (геопереходные и геостационарную) возможность транспортировки РКН на борту самолета-носителя в приэкваториальную зону к месту пуска РКН позволяет дополнительно уменьшить потребную характеристическую скорость выведения полезного груза на геопереходные и и геостационарную орбиты за счет устранения необходимости поворота плоскости орбиты при старте с космодромов, расположенных на высоких широтах, и увеличить грузоподъемность РКН по сравнению с наземным стартом со стартовых комплексов, расположенных на высоких широтах, в 2-2,5 раза.

Известен патент РФ на изобретение №2160215 кл. В64G 1/00, В64G 1/14 от 29.07.1999 г на авиационно-космическую систему, содержащую самолет-носитель, ракету-носитель и полезную нагрузку, отличающуюся тем, что ракета-носитель имеет жидкостные ракетные двигательные установки и размещена внутри фюзеляжа самолета-носителя в транспортно-пусковом контейнере. Это изобретение используется в российском проекте авиационно-ракетной космической системы «Воздушный старт». Основными недостатками данного изобретения являются жесткие ограничения на габариты и массу десантируемой РКН, которые определяются грузоподъемностью самолета-носителя и габаритами его грузовой кабины. Так в проекте «Воздушный старт», где в качестве самолета-носителя используется самый тяжелый из эксплуатируемых в настоящее время грузовых самолетов Ан-124-100, максимально допустимая масса десантируемой РКН составляет ~100 т при максимальных габаритах РКН: диаметр 3,2 м и длина 32,5 м. Грузоподъемность РКН комплекса «Воздушный старт» на опорную полярную орбиту высотой 200 км составляет ~3.0 т.

Для воздушного запуска рассматриваемого семейства РКН легкого, среднего и тяжелого классов начальная масса РКН легкого класса составляет до ~160 т, начальная масса РКН среднего класса составляет до ~450 т и начальная масса РКН тяжелого класса составляет до ~800 т. Таким образом, для воздушного запуска семейства РКН легкого, среднего и тяжелого классов требуются самолеты-носители гораздо большей грузоподъемности, чем существующие в мире тяжелые транспортные самолеты.

Известен патент РФ на изобретение №2158214 кл. В64D 5/00 от 09.03.2000 г. «Авиационный пусковой комплекс для транспортировки, заправки и запуска в воздухе ракетоносителя». Задачей изобретения является создание из агрегатов и узлов эксплуатируемых тяжелых транспортных самолетов большой грузоподъемности аэродромного сверх тяжелого самолета-носителя грузоподъемностью до 1300 т, являющегося основой авиационного пускового комплекса для транспортировки, заправки и запуска в воздухе тяжелого ракетоносителя, обеспечивающего возможность доставки указанного ракетоносителя в экваториальный район запуска, заправки его в воздухе компонентами топлива и запуска в верхних слоях атмосферы. Авиационный пусковой комплекс содержит самолет-носитель с закрепленным на нем ракетоносителем однократного применения с космическим кораблем. Самолет-носитель снабжен установленным последовательно с основным несущим крылом дополнительным несущим крылом. К крыльям подвешены тяговые двигатели. Фюзеляж выполнен с общим грузовым отсеком, внутри которого размещены приборы и системы для заправки, подготовки к старту и управления стартом ракетоносителя. На фюзеляже сверху выполнена специальная площадка для крепления ракетоносителя, а сзади выполнен специальный обтекатель, исключающий попадание выхлопных газов двигателей ракеты на самолет-носитель.

Главным недостатком рассмотренного авиационно-ракетного комплекса является необходимость строительства для эксплуатации применяемого сверхтяжелого самолета-носителя специальных громадных аэродромов. Длина взлетно-посадочной полосы для самолета, рассчитанного, к примеру, на запуск ракеты массой ~1000 т, составит около 15 км. Другим серьезным недостатком является то, что в нештатных ситуациях при необходимости экстренной посадки самолета-носителя его не смогут принять обычные существующие аэродромы. В связи с очень большими затратами на создание такого сверхтяжелого самолета-носителя и необходимой для него наземной инфраструктуры, а также ограниченной областью его применения только для воздушного запуска тяжелых РКН создание рассмотренного авиационно-ракетного комплекса является экономически неоправданным.

Наиболее близким аналогом к заявленной космической транспортной системе воздушного старта с использованием семейства РКН легкого, среднего и тяжелого классов является патент РФ на изобретение №2397922 кл. B64G 1/14 от 30.07.2008 г. «Комплексная система для запуска тяжелых воздушно-космических самолетов многоразового использования на околоземную орбиту, супертяжелый реактивный самолет-амфибия для нее (варианты) и способ осуществления запуска».

Предложенная в упомянутом патенте «Комплексная система…» предназначена для эксплуатации в приэкваториальной зоне многоразовой транспортной космической системы с воздушным стартом крылатой многоразовой РКН с борта сверхтяжелого самолета-амфибии (экранолета). «Комплексная система…» содержит инфраструктуру наземного базирования и обеспечения, самолет подъема с отделяющимся спасаемым крылатым разгонным ракетным блоком и находящимся на нем воздушно-космическим самолетом многоразового использования. В качестве самолета подъема использован супертяжелый реактивный самолет-амфибия бесконтактного взлета и посадки, построенный по схеме известного гидросамолета ВВА-14 с вертикальным взлетом и посадкой разработки Г.М. Бартини.

Инфраструктура наземного базирования и обеспечения включает в себя несколько прибрежных стояночных площадок с гидроспусками, размещенных в независимых по метеоусловиям автономных пунктах экваториального побережья Мирового океана вблизи пустынных районов суши. Задачами этого изобретения являются повышение экологической безопасности самолета-амфибии при движении по воде или при полете над морем, обеспечение возможности запуска воздушно-космического самолета в нужный момент, независимо от погоды в экваториальном поясе Земли за счет перелета самолета-амфибии вместе с разгонным ракетным блоком и воздушно-космическим самолетом с одной прибрежной стоянки на другую с лучшими погодными условиями; использование подъемных двигателей самолета-амфибии для создания подушки под крылом-центропланом и повышение эффективности бесконтактного взлета и посадки за счет образования повышенного давления в замкнутой полости под крылом-центропланом и его продольными бортотсеками. По мнению авторов, благодаря использованию заявляемого супертяжелого самолета-амфибии бесконтактного взлета и посадки появляется возможность свести до минимума размеры суши, отчуждаемой для запуска комплексной системы и размеры гидродрома, а также время нахождения самолета-амфибии над морем для уменьшения вероятности экологической катастрофы для вод океана в случае аварийного разрушения самолета при взлете.

Основным недостатком данного изобретения является использование предлагаемой комплексной системы запуска спасаемых космических ракетных блоков только в приэкваториальной зоне с использованием нескольких удаленных береговых стоянок самолета-амфибии. Согласно изобретению, береговая стоянка самолета-амфибии, фактически, выполняет функции наземного технического комплекса для приема космических ракетных блоков, воздушно-космического самолета и полезного груза, их предварительных проверок, сборки ракетного комплекса в составе разгонного ракетного блока и орбитального самолета с размещенным на нем полезным грузом, установки их на самолет-амфибию, заправки ракетного комплекса компонентами топлива и сжатыми газами с использованием специальной заправочной системы, при этом рядом со стоянкой самолета-амфибии должен находиться аэродром для посадки возвращаемых ракетных блоков, воздушно-космического самолета, а также для доставки другого необходимого оборудования; при этом значительная часть этого набора технических средств (как минимум, заправочный комплекс РКН и экранолета, технический комплекс для предполетной подготовки и испытаний авиационно-ракетного комплекса) должна повторяться для каждой удаленной стоянки самолета-амфибии, что неприемлемо из экономических соображений.

Другой недостаток рассматриваемого изобретения состоит в том, что, из соображения экологической безопасности, авторы стремятся обеспечить минимальное время полета самолета-амфибии над морем. Принята схема запуска космического авиационно-ракетного комплекса, при которой над морем осуществляется только взлет самолета-носителя, а основная часть трассы выведения космического ракетного комплекса, по мнению авторов, из соображения экологической безопасности, должна проходить над сушей. Такой подход противоречит общепринятой практике, когда запуски космических ракет осуществляются с прибрежных стартовых комплексов в сторону моря с прохождением трасс выведения ракет над мало судоходными акваториями Мирового океана. Следует учитывать, что на трассы выведения ракет, которые простираются на тысячи километров, накладываются жесткие ограничения, запрещающие прокладывать трассы выведения РКН над населенными пунктами, территориями с активной хозяйственной деятельностью, над территориями сопредельных государств и т.д. Все эти ограничения проще выполнить при прохождении трасс выведения над акваторией Мирового океана. Кроме того, при использовании в качестве самолета-носителя самолета-амфибии или экранолета в случае возникновения нештатной ситуации, требующей экстренной посадки самолета-носителя, самолет-амфибия или экранолет-носитель всегда сможет сесть на воду, а при полете над сушей такой возможности нет. Рассмотренная «Комплексная космическая система…» с прохождением трасс выведения ракетных блоков над сушей не приемлема для запуска на орбиты с различным наклонением семейства традиционных многоступенчатых не спасаемых РКН, требующих выделения нескольких районов падения для отделяемых частей РКН для каждой трассы выведения.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение недостатков космической транспортной системы, использующей семейство традиционных не спасаемых РКН легкого, среднего и тяжелого классов с наземным стартом, связанных с географическим положением космодромов, в основном для стран с внутриконтинентальным расположением космодромов на высоких широтах, как это имеет место в России. Цель предлагаемого изобретения - улучшение энергетических, эксплуатационных характеристик и экономических показателей космической транспортной системы, использующей семейство традиционных не спасаемых РКН легкого, среднего и тяжелого классов, а также перспективных РКН с частично или полностью спасаемыми ракетными ступенями путем обеспечения возможности оперативного выведения всего спектра полезных грузов легкого, среднего и тяжелого классов на околоземные орбиты с любым наклонением с исключением зон падения отделяемых частей РКН на суше и создание условий для независимого доступа в космос.

Указанная цель достигается тем, что вместо нескольких традиционных космических транспортных систем с наземным стартом РКН легкого, среднего и тяжелого классов, использующих наземные стартовые комплексы на нескольких космодромах, предлагается создать универсальную космическую транспортную систему на базе семейства РКН легкого, среднего и тяжелого классов на экологически безопасных компонентах топлива с воздушным стартом РКН с борта семейства тяжелых экранолетов-носителей. Воздушный запуск РКН с борта тяжелых экранолетов-носителей в заданной точке над акваторией Мирового океана позволит:

- существенно увеличить грузоподъемность существующих и разрабатываемых РКН, особенно при выведении полезных грузов на приэкваториальные орбиты;

- снять ограничения на трассы пусков и зоны падения отделяемых частей РКН, что позволит обеспечить оптимальную траекторию выведения РКН и приведет к увеличению ее грузоподъемности;

- увеличить оперативность при выведении полезных грузов и частоту пусков;

- существенно улучшить технико-экономические показатели существующих и разрабатываемых РКН за счет увеличения их грузоподъемности. Применительно к условиям России, предлагаемая космическая транспортная система включает в свой состав расположенный на восточном побережье России, например, в районе г. Советская Гавань, наземный технический комплекс, содержащий аэродром для доставки ракетных блоков, полезных грузов и другого оборудования; технический комплекс для сборки и проверки ракет космического назначения и космических головных частей с полезными грузами; прибрежную морскую базу для стоянки и обслуживания семейства экранолетов-носителей в составе двух типо-размеров тяжелых экранолетов-носителей, например, грузоподъемностью 200-400 т и 600-800 т, имеющих одинаковую компоновочную схему; семейство РКН легкого, среднего и тяжелого классов на экологически безопасных компонентах топлива с тандемной схемой компоновки РКН, создаваемых, например, на базе существующих РКН типа «Ангара - 1.2» и «Зенит - 3SL»; заправочный комплекс для заправки РКН и экранолетов-носителей компонентами топлива и сжатыми газами; центр управления подготовкой и полетом авиационно-ракетного комплекса; вспомогательное судно-заправщик для дозаправки и техобслуживания экранолета-носителя после посадки его на воду при большом удалении от базы в ходе эксплуатации авиационно-ракетного комплекса.

Предлагаемая КТС функционирует следующим образом:

Экранолеты-носители, входящие в состав космической транспортной системы, создаются на базе разрабатываемых в настоящее время по госпрограмме тяжелых грузопассажирских экранолетов общего назначения, например, типа Бе-1000 грузоподъемностью ~ 400 т и Бе-2500 грузоподъемностью ~ 1000 т, путем дооснащения их необходимым специальным оборудованием для установки на экранолеты-носители ракет космического назначения и обеспечения их функционирования на борту экранолета-носителя. В состав дополнительно устанавливаемого на борт экранолета-носителя специального ракетного оборудования могут входить, например, транспортно-пусковой контейнер для размещения и десантирования РКН, средства заправки РКН на борту экранолета-носителя компонентами топлива и сжатыми газами и слива компонентов топлива при несостоявшемся пуске, средства термостатирования компонентов топлива РКН и полезного груза в период транспортировки к месту запуска РКН, средства

электрообеспечения РКН на борту экранолета-носителя, средства предпусковой подготовки РКН на борту экранолета-носителя и обеспечения безопасного десантирования РКН, контроля функционирования систем РКН на борту экранолета-носителя и снятия телеметрической информации и т.д. Экранолеты-носители транспортируются на прибрежную морскую базу КТС самоходом с завода-изготовителя. Ракетное оборудование (ракетные блоки, полезные грузы, головные обтекатели, транспортно-пусковые контейнеры и т.д.) доставляются авиационным транспортом на аэродром наземного технического комплекса.

На наземном техническом комплексе осуществляется сборка РКН в целом вместе с полезным грузом, проводятся заключительные испытания РКН и установка ее в транспортно-пусковой контейнер. Затем транспортно-пусковой контейнер с РКН монтируется на внешней подвеске сверху центроплана экранолета-носителя. Размещение транспортно-пускового контейнера с РКН на внешней подвеске экранолета-носителя позволяет в значительной степени ослабить ограничения на габариты РКН. Заправка РКН компонентами топлива и сжатыми газами производится на борту экранолета-носителя. После заключительных проверок экранолет-носитель вместе с заправленной РКН взлетает с воды и на динамической воздушной подушке вблизи экрана летит в заранее выбранный район запуска РКН, обеспечивающий прямое выведение РКН на околоземную орбиту с заданным наклонением. Непосредственно перед десантированием РКН экранолет-носитель уходит от экрана, поднимается на высоту 6-8 км, выполняет маневр «горка» и осуществляет десантирование РКН, например, путем пневматического выталкивания РКН из транспортно - пускового контейнера горячим газом. После десантирования РКН и удаления ее на безопасное расстояние, например, на 300-500 м от экранолета-носителя, осуществляется управляемый разворот РКН в оптимальное положение, с последующим запуском маршевых двигателей первой ступени РКН.

Если расстояние от базы экранолетов-носителей до зоны десантирования и запуска РКН находится в пределах радиуса действия экранолета-носителя, например, до 3000-4000 км, экранолет-носитель после десантирования и запуска РКН возвращается непосредственно на базу экранолетов-носителей и осуществляет посадку на воду. Если десантирование РКН осуществляется на удалении, не позволяющем вернуться экранолету-носителю на базу без дозаправки, например, пуск РКН производится в приэкваториальной зоне, экранолет-носитель после десантирования РКН садится на воду для дозаправки со специального судна-заправщика, которое должно придти заранее в район запуска РКН. Создание предлагаемой КТС с воздушным стартом РКН потребует значительных финансовых затрат. Для обеспечения окупаемости предлагаемой КТС она должна

охватить большую часть грузопотока на околоземную орбиту, в связи с чем КТС должна базироваться на использовании семейства РКН легкого, среднего и тяжелого классов. Эксплуатацию предлагаемой КТС целесообразно начать с использования существующих традиционных РКН с не спасаемыми ракетными блоками, адаптированных к условиям эксплуатации на борту экранолетов-носителей. В качестве экранолетов-носителей планируется использовать разрабатываемые в настоящее время тяжелые экранолеты общего назначения, оснащаемые специальным оборудованием для обеспечения функционирования устанавливаемых на них РКН. Такой подход к созданию КТС с воздушным стартом РКН обеспечит окупаемость проекта в приемлемые сроки. В перспективе традиционные не спасаемые РКН могут быть заменены на частично или полностью спасаемые РКН. Графические иллюстрации

На фиг. 1 приведена упрощенная компоновочная схема авиационно-ракетного комплекса с воздушным стартом РКН типа «Ангара-1.2» и «Зенит-3SL» с экранолета-носителя, где позициями обозначены:

1 - транспортно-пусковой контейнер с размещенной внутри него ракетой космического назначения;

2 - экранолет-носитель;

3 - центроплан - крыло малого удлинения экранолета-носителя;

4 - продольные корпуса-скеги;

5 - хвостовые кили-стабилизаторы;

6 - консоли крыла;

7 - маршевые двигатели;

8 - поддувные двигатели.

Согласно фиг. 1 транспортно-пусковой контейнер 1 с размещенной внутри него ракетой космического назначения устанавливается на внешней подвеске сверху экранолета-носителя 2. Экранолет-носитель содержит центроплан 3 - крыло малого удлинения с двумя расположенными по бокам концевыми продольными корпусами-скегами 4. На корпусах-скегах смонтированы два хвостовых киля-стабилизатора 5, две консоли крыла 6 и маршевые двигатели 7. На передней балке, соединяющей корпуса-скеги, смонтированы поддувные двигатели 8, которые создают воздушную подушку под центропланом при взлете экранолета-носителя с поверхности воды, а также используются для создания дополнительной тяги при уходе экранолета-носителя от экрана и подъеме его на заданную высоту перед десантированием ракеты космического назначения. Десантирование РКН из

транспортно-пускового контейнера 1 осуществляется с помощью пневматической системы выталкивания РКН из контейнера горячим генераторным газом.

На фиг. 2 приведено возможное расположение зон воздушного запуска семейства ракет космического назначения с борта экранолета-носителя над акваторией Мирового океана при старте экранолета-носителя с расположенной на территории России базы экранолетов-носителей вблизи г. Советская Гавань и трассы выведения полезных грузов на низкую околоземную орбиту, где позициями обозначены:

I - место расположения предполагаемой базы экранолетов-носителей вблизи г. Советская Гавань с координатами ~49°00' с.ш. и ~140°20' в.д.;

II - место расположения ближайшей к базе экранолетов-носителей зоны воздушного запуска РКН с координатами ~45°00' с.ш. и ~146°00' в.д.;

III - место расположения зоны воздушного запуска РКН с координатами ~20°00' с.ш. и ~125°00' в.д. для выведения полезных грузов на низкие околоземные орбиты с наклонением i=20°;

IV - возможная зона воздушного запуска РКН с координатами ~0°00' с.ш. и ~150°00' в.д. для выведения полезных грузов на приэкваториальные орбиты.

Согласно фиг. 2, воздушный запуск РКН с борта экранолета-носителя из позиции II позволяет выводить полезные грузы на низкие околоземные орбиты с наклонениями i от 45 до 115°. Так как данная зона воздушного запуска РКН удалена от базы экранолетов-носителей на расстояние от ~1200 до ~1500 км, то после десантирования и запуска РКН экранолет-носитель может вернуться непосредственно на базу без дозаправки. Между позициями II и III расположены зоны воздушного запуска РКН для выведения полезных грузов на околоземные орбиты с наклонениями i от 20 0 до 45°, при этом удаление зоны пуска РКН от базы экранолетов-носителей составляет от ~2000 до ~4000 км, что позволяет обеспечить возврат экранолета на базу без дозаправки после десантирования РКН. Позиция IV показывает возможную зону воздушного запуска РКН с экранолета-носителя для выведения полезных грузов на приэкваториальные орбиты. Эта зона пуска РКН удалена от базы экранолетов-носителей на расстояние от ~6000 до ~6500 км, что, скорее всего, потребует произвести дозаправку экранолета-носителя топливом со специального судна-заправщика для возвращения экранолета-носителя на базу после десантирования РКН. Трассы выведения полезных грузов для рассмотренных зон воздушного запуска РКН проходят над акваторией Мирового океана, все районы падения отделяемых частей РКН находятся над мало судоходной акваторией Мирового океана.

1. Космическая транспортная система для выведения различных по массе полезных грузов на различные по высоте и наклонениям околоземные орбиты с использованием ракет космического назначения на экологически безопасных компонентах топлива с воздушным запуском ракет космического назначения с борта тяжелых гидросамолетов-носителей, содержащая наземный технический комплекс с инфраструктурой для приема ракетных блоков, сборки, испытаний и предполетной подготовки ракет космического назначения и полезных грузов; прибрежную морскую базу для хранения, межполетного техобслуживания и предполетной подготовки гидросамолетов-носителей; заправочный комплекс для заправки ракет космического назначения и гидросамолетов-носителей компонентами топлива и сжатыми газами; центр управления предпусковой подготовкой и полетом авиационно-ракетного комплекса, отличающаяся тем, что наземный технический комплекс и прибрежную базу гидросамолетов-носителей располагают на территории страны, желательно на ее восточном побережье, имеющем выход в акваторию Мирового океана, осуществляющей эксплуатацию предлагаемой космической транспортной системы; в качестве гидросамолетов-носителей для запуска ракет космического назначения используют семейство тяжелых экранолетов-носителей, которые доставляют заправленные ракеты космического назначения в заранее выбранные районы над акваторией Мирового океана, позволяющие при воздушном запуске ракет космического назначения выводить полезные грузы на околоземные орбиты в широком диапазоне наклонений орбит выведения, в том числе на экваториальные орбиты, при соблюдении необходимых ограничений на трассы пуска ракет; при этом в качестве ракет космического назначения используют семейство ракет легкого, среднего и тяжелого классов, которые устанавливают сверху центроплана экранолета-носителя на внешней подвеске; в качестве экранолетов-носителей используют семейство грузовых экранолетов общего назначения, снабженных специальным оборудованием, обеспечивающим крепление ракеты космического назначения на экранолете-носителе и ее отделение от экранолета-носителя, заправку ракеты космического назначения компонентами топлива и сжатыми газами или слив компонентов топлива при несостаявшемся пуске, функционирование заправленной ракеты при ее транспортировке к месту воздушного запуска и при запуске ракеты, а также при возвращении ракеты на базу в случае отмены пуска.

2. Космическая транспортная система по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве ракет космического назначения применяют традиционные неспасаемые ракеты, которые устанавливают на экранолет-носитель внутри транспортно-пускового контейнера с пневматической системой выталкивания ракеты из контейнера в процессе десантирования.

3. Космическая транспортная система по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве ракет космического назначения применяют ракеты с частично или полностью спасаемыми ракетными ступенями, которые устанавливают на экранолет-носитель на внешней подвеске без использования транспортно-пускового контейнера, при этом ракету космического назначения снабжают передним обтекателем и задним стекателем для защиты от воздействия набегающего потока воздуха при транспортировке на борту экранолета-носителя.

4. Космическая транспортная система по любому из пп. 1-3, отличающаяся тем, что специальное оборудование, обеспечивающее функционирование ракеты космического назначения при транспортировке на борту экранолета-носителя, по возможности, размещают внутри быстросъемных контейнеров, устанавливаемых на центроплане экранолета-носителя.

5. Способ функционирования космической транспортной системы на базе семейства ракет космического назначения легкого, среднего и тяжелого классов с воздушным стартом ракет космического назначения с борта экранолета-носителя, отличающийся тем, что осуществляют взлет экранолета-носителя вместе с ракетой космического назначения, заправленной компонентами топлива и сжатыми газами, непосредственно с водной поверхности и последующий полет на динамической воздушной подушке вблизи экрана в заранее выбранный район запуска ракеты космического назначения над акваторией Мирового океана, при этом непосредственно перед десантированием ракеты космического назначения экранолет-носитель уводят от экрана, поднимают на необходимую высоту, выполняют маневр «горка» и осуществляют десантирование ракеты космического назначения; после десантирования ракеты космического назначения и удаления ее на безопасное расстояние от экранолета-носителя осуществляют управляемый разворот ракеты космического назначения в оптимальное положение с последующим запуском маршевых двигателей первой ступени ракеты космического назначения; если расстояние от базы экранолетов-носителей до зоны десантирования и запуска ракеты космического назначения находится в пределах радиуса действия экранолета-носителя, то экранолет-носитель после десантирования ракеты космического назначения возвращают непосредственно на базу экранолетов-носителей и осуществляют посадку на водную поверхность базы; если десантирование и запуск ракеты космического назначения производят на удалении, не позволяющем вернуть экранолет-носитель на базу без дозаправки, тогда после десантирования и запуска ракеты космического назначения осуществляют посадку экранолета-носителя на водную поверхность для дозаправки экранолета-носителя топливом со специального судна-заправщика, которое должно придти заранее в район запуска ракеты космического назначения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способам получения детальных изображений космического мусора и других объектов вблизи геостационарной орбиты (ГСО). Обзор производят с космического аппарата (КА) на полусуточной высокоэллиптической орбите (ВЭО) с апогеем A на 200 км ниже или на 500 км выше ГСО и перигеем до 5000 км, с наклонением от 0 до 5°.

Группа изобретений относится к космической технике. Силовой блок аппарата-носителя многоразового использования содержит ракетный двигатель (4), установленный на люльке (2).

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК) для малых космических аппаратов (МКА). В универсальном транспортно-пусковом контейнере, содержащем корпус с направляющими, толкатель по меньшей мере с одной подвижной платформой и по меньшей мере одну поворотную крышку и ее устройство расфиксации, каждая направляющая съемная и выполнена в виде ступенчатого профиля, ступени которого неравнозначны.

Изобретение относится к технологии сборки космических аппаратов (КА), главным образом телекоммуникационных спутников. Способ применим к КА, состоящему из модуля полезной нагрузки (МПН) и модуля служебных систем (МСС), изготавливаемых по отдельности и объединяемых по электрическим, механическим и гидравлическим интерфейсам на заключительном этапе изготовления КА.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Электрическая воздушная стартовая система космической ракеты содержит основание с системой управления стартовой системой и батареи ее электроснабжения.

Изобретение относится к системам стабилизации и управления ориентацией космических аппаратов (КА) и может найти применение для управлении угловым движением малого КА.

Изобретение относится к изготовлению и наземным испытаниям космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. Система электропитания КА содержит солнечную батарею (1), подключенную к нагрузке (3) через соединители (1-3, 1-2), и стабилизированный преобразователь напряжения (2), а также аккумуляторную батарею (5), подключенную к стабилизатору (2).

Изобретение относится к стыковке двух космических объектов на околокруговой орбите, например пилотируемого выводимого космического корабля (ВКК) и международной космической станции (МКС) в качестве цели.

Изобретение относится к способам ускорения твердых тел. В способе магнитоиндукционного ускорения снаряда-соленоида энергия для выстрела ускорителя распределяется в батарее ускоряющих сверхпроводящих соленоидов, расположенных вдоль ускорителя соосно стволу.

Изобретение относится к космической технике. Периферийный стыковочный механизм (СтМ) содержит стыковочное кольцо с направляющими выступами и корпусами механизмов защелок для сцепки; штанги со штоками, установленными с возможностью поступательного перемещения вдоль продольных осей корпусов штанг; электропривод вращения барабана намотки тросов.

Группа изобретений относится к области авиационно-космической техники, а именно к космической транспортной системе. В космической транспортной системе для выведения различных по массе грузов на различные по высоте и наклонениям орбиты используют ракеты космического назначения легкого, среднего и тяжелого классов на экологически безопасных компонентах топлива с воздушным стартом РКН с борта тяжелых экранолетов. Экранолет-носитель, двигаясь у экрана на динамической воздушной подушке, доставляет заправленную РКН в заранее выбранные районы над акваторией Мирового океана. Перед десантированием РКН экранолет-носитель уводят от экрана, поднимают на необходимую высоту, выполняют маневр «горка». После десантирования РКН и удаления ее на безопасное расстояние от экранолета-носителя осуществляют управляемый разворот ракеты космического назначения в оптимальное положение с последующим запуском маршевых двигателей первой ступени РКН. Техническим результатом группы изобретений является улучшение энергетических и эксплуатационных характеристик системы. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх