Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ, СБРАСЫВАЕМАЯ С САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ, И СПОСОБ ЕЕ ЗАПУСКА В ВОЗДУХЕ И УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ, СБРАСЫВАЕМАЯ С САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ, И СПОСОБ ЕЕ ЗАПУСКА В ВОЗДУХЕ И УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ

РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ, СБРАСЫВАЕМАЯ С САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ, И СПОСОБ ЕЕ ЗАПУСКА В ВОЗДУХЕ И УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к ракетной технике, в частности к разворачиваемому в воздухе летательному аппарату с ракетной силовой установкой. Технической задачей изобретения является повышение эффективности транспортирования полезной нагрузки и повышение надежности. Ракета-носитель крепится к самолету-носителю и сбрасывается с него на высоте запуска, при этом запуск первой ступени производят после отставания ракеты-носителя от самолета-носителя на безопасное расстояние. 2 с. и 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2026798
Класс(ы) патента: B64D5/00, F42B15/00
Номер заявки: 4742446/23
Дата подачи заявки: 11.03.1989
Дата публикации: 20.01.1995
Заявитель(и): Орбитал Сайензис Корпорейшн II (US)
Автор(ы): Антонио Луи Элиас[US]
Патентообладатель(и): Орбитал Сайензис Корпорейшн II (US)
Описание изобретения: Изобретение относится к ракетной технике, в частности к разворачиваемому в воздухе летательному аппарату с ракетной силовой установкой.
Известна система [1], в которой крылатый орбитальный летательный аппарат запускается с наземной взлетно-посадочной полосы с помощью многократно используемых турбореактивных крылатых ракет-носителей. Ракета-носитель доставляет орбитальную ракету на определенную высоту, затем разделяется с ней и возвращается на Землю для повторного использования.
Недостатками такой системы являются большие размеры, техническая сложность изготовления и испытания, а также неэкономичность при запуске полезных нагрузок менее 454 кг.
Наиболее близким техническим решением к изобретению, выбранным в качестве прототипа, является беспилотный малоразмерный космический самолет (мини-КС) [2] , запускаемый с самолета-разгонщика и предназначенный для экономичной доставки на низкую околоземную орбиту и возвращения обратно на Землю полезной нагрузки. Эта система предназначена для горизонтального запуска мини-КС с крыши обычного самолета.
К недостаткам такой системы следует отнести чрезвычайную опасность, что ограничивает ее широкое применение.
Способ запуска в воздухе и управления полетом ракеты-носителя в известном решении заключается в том, что самолет-носитель доставляет ракету-носитель на заданную высоту, включаются двигатели ракеты-носителя и происходит ее отделение от самолета-носителя. Недостатком этого способа является высокая опасность задействования ракеты-носителя до ее отделения от самолета-носителя.
Технической задачей изобретения является повышение эффективности транспортирования полезной нагрузки и повышение надежности.
Решение поставленной технической задачи достигается за счет того, что ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, содержащая ступени с двигательными установками, крыло, полезную нагрузку, выполнена из трех соосных ступеней, снабжена устройством их разделения, при этом крыло установлено на первой ступени ракеты-носителя с возможностью его отделения, устройство разделения ракеты-носителя с самолетом-носителем установлено под фюзеляжем самолета-носителя или под крылом самолета-носителя, или внутри фюзеляжа самолета-носителя, вторая и третья ступени снабжены устройствами регулирования тяги, кроме того, крыло содержит главное крыло подъема и вспомогательное крыло управления ориентацией.
Способ запуска в воздухе и управления полетом ракеты-носителя, сбрасываемой с самолета-носителя, заключается в том, что производят разгон ракеты-носителя к месту ее запуска на траектории полета самолета-носителя, причем направление полета самолета-носителя совпадает с направлением запуска ракеты-носителя, отделение ракеты-носителя от самолета-носителя, причем запуск двигательной установки первой ступени производят после отделения и отставания ракеты-носителя от самолета-носителя при горизонтальном положении ракеты-носителя, при этом изменение траектории полета ракеты-носителя производят с помощью вспомогательного крыла управления, устанавливают его на положительный угол атаки, измеряют плотность атмосферы и аэродинамическую нагрузку и по достижении плотности атмосферы расчетного значения, а аэродинамической нагрузки максимального значения изменяют траекторию полета ракеты-носителя с углом восхождения менее 45о с отрицательным углом атаки, после чего отделяют первую ступень вместе с крылом, а затем запускают вторую ступень.
На фиг. 1 показана ракета-носитель, вид сбоку; на фиг. 2 - то же, ракета-носитель, вид сверху; на фиг. 3, 4 и 5 - варианты размещения ракеты-носителя на самолете-носителе.
Ракета-носитель 1 содержит первую 2, вторую 3 и третью 4 ступени, содержащие ракетные двигатели 5, 6 и 7 соответственно. Первая 2 и вторая 3 ступени соединены между собой адаптером 8 с возможностью разделения. Вторая 3 и третья 4 ступени соединены аналогично с помощью адаптера 9. Аэродинамическое крыло 10 крепится к корпусу 11 первой ступени 2 и содержит главное крыло подъема и вспомогательное крыло управления ориентацией. Сопла 12, 13, 14 закреплены в кормовой части первой 2, второй 3 и третьей 4 ступеней соответственно. Сопло 12 установлено неподвижно, а сопла 13 и 14 смонтированы на карданном подвесе. Вторая 3 и третья 4 ступени снабжены механизмами управления положением в пространстве. Управление положением первой ступени 2 осуществляется аэродинамически.
Ракета-носитель 1 крепится к самолету-носителю 15 либо под крылом, либо под фюзеляжем, либо внутри фюзеляжа самолета-носителя.
Способ запуска ракеты-носителя 2 с самолета-носителя 15 заключается в том, что самолет-носитель разгоняет ракету-носитель к месту запуска на траектории полета, ракета-носитель отделяется от самолета-носителя, отстает от него при горизонтальном положении ракеты-носителя, затем запускается двигательная установка 5 первой ступени 2. Изменение траектории полета ракеты-носителя производят с помощью вспомогательного крыла управления, устанавливая его на положительный угол атаки, затем измеряют плотность атмосферы и аэродинамическую нагрузку и по достижении плотности атмосферы расчетного значения, а аэродинамической нагрузки максимального значения изменяют траекторию полета ракеты-носителя с углом восхождения менее 45о с отрицательным углом атаки, после чего отделяют первую ступень вместе с крылом 10, а затем запускают последовательно вторую ступень 3 и третью ступень 4.
Формула изобретения: РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ, СБРАСЫВАЕМАЯ С САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ, И СПОСОБ ЕЕ ЗАПУСКА В ВОЗДУХЕ И УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ.
1. Ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, содержащая ступени с двигательными установками, крыло, полезную нагрузку, отличающаяся тем, что, с целью повышения эффективности транспортирования полезной нагрузки и повышения надежности, она выполнена из трех соосных ступеней, снабжена устройствами их разделения, крыло установлено на первой ступени ракеты-носителя с возможностью его отделения, при этом устройство разделения ракеты-носителя с самолетом носителем установлено под фюзеляжем самолета носителя, или под крылом самолета-носителя, или внутри фюзеляжа самолета-носителя, при этом вторая и третья ступени снабжены устройствами регулирования тяги.
2. Ракета носитель по п.1, отличающаяся тем, что крыло содержит главное крыло подъема и вспомогательное крыло управления ориентацией.
3. Способ запуска в воздухе и управление полетом ракеты-носителя, сбрасываемой с самолета носителя, включающий разгон ракеты-носителя к месту ее запуска на траектории полета самолета-носителя, причем направление полета самолета-носителя совпадает с направлением запуска ракеты-носителя, отделение ракеты-носителя от самолета-носителя, отличающийся тем, что, с целью повышения эффективности транспортировки полезного груза и повышения надежности, запуск двигательной установки первой ступени производят после отделения и отставания ракеты-носителя от самолета-носителя, при горизонтальном положении ракеты-носителя, при этом изменение траектории полета ракеты-носителя производят с помощью вспомогательного крыла управления, устанавливают его на положительный угол атаки, измеряют плотность атмосферы и аэродинамическую нагрузку и при достижении плотности атмосферы расчетного значения, а аэродинамической нагрузки максимального значения изменяют траекторию полета ракеты-носителя с углом восхождения менее 45o с отрицательным углом атаки, после чего отделяют первую ступень вместе с крылом, а затем запускают вторую ступень.