Спосіб виведення корисного навантаження на орбіту в космос

1 Спосіб виведення корисного навантаження на орбіту в космос, що включає рух літака з ракетою до точки відділення ракети, виконання після досягнення заданої швидкості польоту, висоти і географічних координат маневру «гірка» і відділення ракети при досягненні необхідного кута тангажа і нульового кута атаки, рух ракети від моменту видачі команди на відділення ракети до моменту запуску двигуна, з наступним виходом її в площину виведення, який відрізняється тим, що ракеті додають рух усередині літака, причому швидкість її руху збільшують рівномірно по нарос таючій до оптимального значення, що забезпечує стійкий рух літака при відділенні ракети, при цьому забезпечують поворот ракети по куту тангажа щодо літака 2 Спосіб виведення корисного навантаження на орбіту в космос за п 1, який відрізняється тим, що кут тангажа ракети до моменту відділення формують з кута тангажа, який забезпечується літаком перед відділенням ракети, і кута тангажа, який отримано в процесі відділення ракети 3 Спосіб виведення корисного навантаження на орбіту в космос за пп 1, 2, який відрізняється тим, що після відділення ракети по команді здійснюють перечеплення парашута, і до моменту запуску двигуна обмежують кут тангажа, зберігають його оптимальну величину 4 Спосіб виведення корисного навантаження на орбіту в космос за п п 1 , 2, 3, який відрізняється тим, що під час руху ракети після відділення і до моменту запуску двигуна здійснюють поворот ракети в площині рискання, запускають двигун і повертають ракету в площину виведення Засіб відноситься до авіаційно-космічної техніки, і може використовуватися для повітряного старту ракет-носмв у верхніх шарах атмосфери з літака ВІДОМІ технічні рішення по виведенню корисного навантаження на орбіту в космос з використанням літака Ан-124 і ракети «Полет» [1], відома ракета, що скидається з літака, засіб запуску и в повітрі і керування польотом (2) Недоліком цих комплексів є неупорядкований рух ракети після сходу з напрямних до моменту запуску двигуна, утрати кінетичної енергії, отриманою ракетою від літака при відділенні, і відповідне зменшення ваги корисного навантаження Найбільш близьким до запропонованого є засіб виведення корисного навантаження на орбіту в космос [RU 2159727 СІ [3]] - (прототип), що включає підготовку до польоту і зліт багаторежимного літака - разгонщика з аеродрому, політ в зону запуску ракети-носія з дозаправленням у повітрі, чи без нього, розгін і набір висоти при ПІДХОДІ ДО ЗОНИ запуску ракети-носія, маневр літака - разгонщика відділення і запуск ракети-носія, переклад літака разгонщика в режим командно-вимірювального пункту, супровід виведеного об'єкта до моменту його виходу на орбіту, з дозаправленням літакаразгонщика чи без нього, і повернення на аеродром посадки При цьому передбачене виконання після досягнення заданої швидкості польоту, висоти і географічних координат маневру «гірка» і відділення ракети при досягненні - необхідного кута тангажа і нульового кута атаки, з наступним виведенням її на задану орбіту Параметри маневру «гірка» і момент відділення ракети визначають, виходячи з умови забезпечення нульового кута атаки ракети в момент старту і мінімального перевантаження, що діє на ракету при здійсненні маневру Недоліки такого рішення наступні - не забезпечується стійкий рух літака при від ю 00 ю 51485 діленні ракети, - не забезпечується оптимальний кут тангажа ракети, оскільки він забезпечується літаком одночасно з забезпеченням нульового кута атаки ракети і мінімального перевантаження, неоптимальність кута тангажа приводить до зменшення ваги корисного навантаження ракети, - неупорядкований рух ракети після відділення від літака і до моменту запуску двигуна збільшує втрати кінетичної енергії літака, отриманою ракетою при відділенні, що також зменшує вагу корисного навантаження ракети, - небезпечне включення двигуна в площині виведення, поблизу літака В основу винаходу засобу виведення корисного навантаження на орбіту в космос у тій його частині, що включає рух ракети після відділення і до моменту запуску двигуна, поставлена задача шляхом забезпечення руху ракети в літаку по визначеному закону, одержання оптимального кута тангажа ракети після відділення з урахуванням кута тангажа, отриманого при русі ракети усередині літака, упорядкованого руху ракети після відділення і до моменту запуску двигуна за рахунок перечеплення парашута, повороту ракети в площині рискання до моменту запуску двигуна і повернення після запуску в площину виведення забезпечити стійкий рух літака при відділенні ракети, збільшення ваги виведеного на орбіту корисного навантаження, підвищення безпеки літака при запуску двигуна ракети Суть винаходу складає сукупність наступних ВІДМІТНИХ суттєвих ознак, достатніх для досягнення нового технічного результату - на початку руху ракети в літаку швидкість руху ракети збільшують рівномірно по наростаючій до оптимального значення, що забезпечує стійкий рух літака при відділенні ракети, - оптимальний кут тангажа ракети формують з кута тангажа, який забезпечено літаком перед відділенням ракети, і кута тангажа, який отримано в процесі відділення ракети, - упорядкований рух ракети після відділення від літака і до моменту запуску двигуна здійснюють перечепленням парашута, при цьому фіксують кут тангажа і забезпечують його оптимальну величину до моменту запуску двигуна, - під час руху ракети в повітрі після відділення і до моменту запуску двигуна здійснюють поворот ракети в площині рискання і повернення ракети в площину виведення після запуску двигуна Сукупність суттєвих ВІДМІТНИХ ознак у взаємодії з відомими ознаками при відділенні ракети від літака до моменту запуску двигуна забезпечує вищезгаданий технічний результат - стійкий рух літака при відділенні ракети, - забезпечення підвищення ваги корисного навантаження, виведеної на орбіту - підвищення безпеки літака при запуску двигуна ракети Для пояснення запропонованого засобу надана схема руху ракети у середині літака, положення ракети перед перечепленням парашута, положення ракети після перечеплення парашута, де 1літак, 2-ракета, 3-передня пара опор, 4-задня пара опор, 5-направляючі, 6-парашут, 7-трос, 8 і 9відрізки троса 7 Літерами позначені положення, що послідовно проходить ракета 2 на шляху від початку відділення від літака 1 до запуску двигуна А-момент початку руху ракети 2 у середині літака 1, Б-момент сходу з направляючих 5 задньої пари опор 4 ракети 2, В-момент сходу з направляючих 5 передньої пари опор 3 ракети 2, Г-положення ракети 2 перед перечепленням парашута 6, Д- положення ракети 2 після перечеплення парашута 6, V- напрямок вектора швидкості літака 1,6- кут тангажа, забезпечений літаком 1, а - кут тангажа, забезпечений при русі ракети 2 у середині літака 1, Ц В - центр ваги ракети Для здійснення запропонованого засобу ракету 2 у середині літака 1 переміщують зі швидкістю, що рівномірно збільшується по наростаючій до оптимального значення, що забезпечує стійкий рух літака 1 при відділенні ракети 2 При переміщенні ракети 2 на ДІЛЯНЦІ А-Б їй додають тільки поступовий рух на двох парах опор 3 і 4, а також на ДІЛЯНЦІ Б-В (після сходу задньої пари опор 4) їй додають поступовий рух з поворотом навколо передньої пари опор 3, тобто здійснюють поворот ракети 2 на кут тангажа а щодо літака 1, який доповнює кут тангажа Э, забезпечений літаком 1 перед відділенням ракети 2 від літака 1 Таким чином доповнюють кут тангажа до оптимального значення (а+9), далі ВІДДІЛЯЮТЬ ракету 2 від літака 1 (положення Г), здійснюють перечеплення парашута 6 (положення Д), варіюючи довжинами відрізків 8, 9 троса 7 забезпечують проходження лінії тяги парашута 6 через центр ваги ракети 2, фіксують величину кута тангажа (а+9), здійснюють поворот ракети 2 у площині рискання (засобом, що не відноситься до цього винаходу), запускають двигун і повертають ракету 2 у площину виведення Таким чином, застосування засобу виведення корисного навантаження на орбіту в космос у тій його частині, що включає рух ракети після відділення і до моменту запуску двигуна, дозволяє одержати технічний результат забезпечення стійкого руху літака при відділенні ракети, забезпечення підвищення ваги корисного навантаження, виведеного на орбіту, підвищення безпеки літака при запуску двигуна ракети Джерела інформації 1 Летающий космодром «Наука и жизнь», № 11, 1999, стр 49 2 RU № 2026798 СІ, 6 В 64 D 5/00, F 42 В 15/00 3 RU № 2159727 СІ В 64 G 1/00, F 41 F 3/06, В64 D 5/00- прототип 51485 Фіг. ДП «Український інститут промислової власності» (Укрпатент) вул Сім'ї Хохлових, 15, м Київ, 04119, Україна ( 0 4 4 ) 4 5 6 - 2 0 - 90 ТОВ "Міжнародний науковий комітет" вул Артема, 77, м Київ, 04050, Україна (044)216-32-71