Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СПОСОБ ВЫПОЛНЕНИЯ СТАРТА РАКЕТЫ С САМОЛЕТА
СПОСОБ ВЫПОЛНЕНИЯ СТАРТА РАКЕТЫ С САМОЛЕТА

СПОСОБ ВЫПОЛНЕНИЯ СТАРТА РАКЕТЫ С САМОЛЕТА

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при пусках с самолета межконтинентальных баллистических ракет. Способ выполнения старта ракеты с самолета состоит 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. 3 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

   С помощью Яндекс:  

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: 2068169
Класс(ы) патента: F41F3/06
Номер заявки: 5060024/11
Дата подачи заявки: 24.08.1992
Дата публикации: 20.10.1996
Заявитель(и): Конструкторское бюро машиностроения им.акад.В.П.Макеева
Автор(ы): Соснин Б.А.; Цепелев С.В.; Чернышев Г.И.
Патентообладатель(и): Конструкторское бюро машиностроения им.акад.В.П.Макеева
Описание изобретения: Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при пусках с самолета межконтинентальных баллистических ракет (МБР), снятых с вооружения или сокращенных по договору, с целью их использования в качестве ускорительных средств для запуска коммерческих спутников.
За базовый (прототип) принят способ выполнения старта, реализованный в США при десантировании с военно-транспортного самолета С-5А макетов, а также снятых с вооружения МБР "Минитмен-1" (Ракетная и космическая техника, 1974, N 6, с. 1-4).
Платформа с ракетой устанавливалась на рольгангах в грузовом отсеке самолета С-5А. Выброс платформы с ракетой осуществляется через задний люк самолета двумя вытяжными парашютами. Через ≈ 3 c от момента извлечения платформы с ракетой из самолета (момент выхода из самолета принят за начало отсчета, Т 0 с) производился разрыв бандажей, и платформа с прикрепленными к ней вытяжными парашютами начинала отделяться от ракеты. К головной части ракеты на тросе крепились три стабилизирующих парашюта, обеспечивающих стабилизацию и вертикальную ориентацию ракеты. Стабилизирующие парашюты развертывались через (Т + 6) с. По достижении ракетой положения близкого к вертикальному, через (Т + 45) с, стабилизирующие парашюты отделялись. Команда на включение ракетного двигателя подавалась в момент (Т + 48) с. Для включения двигательной установки ракета совершала свободное падение и снижение на стабилизирующих парашютах с высоты 6100 м до 2440 м.
К недостаткам прототипа относится следующее. Команда на начало отделения платформы с помощью вытяжного парашюта формируется по заранее заданному моменту времени (3 с в прототипе), и, следовательно, не учитывается фактическое динамическое состояние (угловые и линейные значения параметров движения) системы "ракета + платформа", и тем самым не контролируются внешние возмущающие условия на момент начала операции отделения. Поэтому могут реализоваться такие условия, при которых на момент подачи заданной временной команды на разделение платформы с ракетой возмущения от набегающего потока будут действовать со стороны платформы и препятствовать процессу отделения или, наоборот, благоприятные условия (поток на платформу набегает с противоположной стороны) могут наступить раньше заданного времени, а команда на отделение (в соответствии с прототипом) будет подана позднее, и тем самым будет неоправданно увеличиваться неуправляемый участок движения.
Увеличение продолжительности неуправляемого участка приводит к возрастанию величин угловых отклонений ракеты с платформой, особенно в каналах рыскания и крена, что затрудняет решение задачи по обеспечению безударного отделения платформы от ракеты, а также дальнейшую отработку угловых отклонений ракеты с помощью управляющих усилий ракетного двигателя, который задействуется с момента отделения платформы от ракеты. Поэтому необходимо стремиться к минимизации времени отделения платформы. Кроме того, способ старта по прототипу требует сложной парашютной системы (дополнительно используются стабилизирующие парашюты). Ориентация ракеты в пространстве с помощью стабилизирующих парашютов и процесс их отделения не дают возможности реализации более раннего запуска двигательной установки. Это приводит к дополнительной потере начальной высоты старта и, следовательно, увеличивает затраты топлива на участке старта (под участком старта понимается участок движения с момента выхода платформы с ракетой из самолета до момента достижения исходной высоты пуска).
Указанных недостатков нет в предлагаемом способе, т.к. момент отделения платформы от ракеты определяется гибко, исходя из текущих параметров движения ракеты с платформой, что приводит к сокращению длительности процесса отделения, позволяет упростить парашютную систему (отказаться от стабилизирующих парашютов) и существенно уменьшить затраты топлива на участке старта за счет более раннего включения двигательной установки (уменьшить потери по высоте).
Изобретение направлено на решение задачи минимизации силового влияния набегающего потока на процессы отделения и увода платформы от ракеты.
Cущность решения поставленной задачи согласно изобретению заключается в том, что после отделения платформы с ракетой от самолета усилием вытяжного парашюта разворачивают ее 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.
Особенность рассматриваемого способа выполнения старта приводит к тому, что к моменту отделения от самолета платформа с ракетой занимает такое угловое положение в плоскости тангажа, при котором платформа находится со стороны набегающего потока, обусловленного скоростью движения самолета, что затрудняет процесс ее отделения, т.к. аэродинамическая сила имеет направленность на "прижимание" платформы к ракете. Это положение будет сохраняться до момента, пока за счет усилия вытяжного парашюта платформа с ракетой в плоскости тангажа не займет положения, при котором набегающий поток начинает действовать со стороны ракеты (платформа находится в "тени").
В момент перехода платформы в "затененную" область подается команда на раскрытие бандажей крепления ракеты к платформе, что является началом процесса отделения платформы от ракеты.
Практически момент подачи команды на раскрытие бандажей может быть определен, например, по величине угла атаки набегающего потока в точке крепления стренги парашюта к платформе (под углом атаки понимается угол между проекцией вектора скорости в точке крепления стренги парашюта на плоскость ОХУ и продольной осью связанной системы координат "ракета-платформа"). Величина угла атаки составляет ≈ 180o. Указанная операция позволяет уменьшить время отделения платформы от ракеты по сравнению с прототипом.
На участке движения от момента отделения системы от самолета и до момента разделения платформы с ракетой могут возникнуть угловые рассогласования "ракета-платформа" в канале крена, что может привести к нарушению предполагаемого процесса их разделения в вертикальной плоскости.
Однако, как показывают проведенные исследования, полученное за счет сокращения времени процесса разделения, а также за счет смещения центра масс системы "платформа-ракета" в сторону платформы при соответствующем выборе точки крепления стренги парашюта к платформе сокращение величины угловых отклонений системы по крену не приводит к нарушению указанного процесса разделения платформы от ракеты. При необходимости величина угла крена может быть уменьшена и за счет других технических средств, например импульсных двигателей крена, установленных на платформе.
По окончании отделения платформы от ракеты производят запуск двигателя ракеты, и при помощи органов управления стабилизируют ракету на заданной траектории.
Предлагаемый способ выполнения старта ракеты с самолета рассмотрен на примере исследования процессов пуска одной из МБР с транспортного самолета ИЛ-76 МД.
Ракета размещается на платформе в грузовом отсеке самолета параллельно продольной его оси, головной частью против направления полета носителя.
Для вытягивания платформы с ракетой из самолета используется вытяжная парашютная система (ВПС) с суммарной площадью купола 28 кв. м.
Двигатель 1 ступени жидкостной и состоит из основного и рулевого блоков. Жидкостной двигатель характеризуется тем, что интервал времени от момента подачи команды на запуск двигателя до появления тяги может достигать нескольких секунд (для твердотопливных двигателей этот интервал времени составляет несколько десятых секунды). Поэтому момент подачи команды на запуск двигателя выбирается из условия появления тяги двигателя к моменту отделения платформы от ракеты.
В процессе пуска указанной ракеты необходимо реализовать следующие операции:
1) по результатам готовности стартовых систем производят выброс парашютной системы;
2) после контроля ее наполнения раскрывают жесткие связи, удерживающие платформу с ракетой в самолете. Под действием тяги парашюта платформа с ракетой эвакуируется из самолета. Факт выхода фиксируют срабатыванием датчика выхода.
3) по срабатывании датчика выхода с заданной временной задержкой (принято ≈ 0,3 с) подают команду на запуск маршевого двигателя. Циклограмма работы двигателя предусматривает последовательное задействование рулевого, а затем и основного блоков. Выбранная временная задержка гарантированно обеспечивает выход на рабочий режим рулевого блока к моменту физического отделения платформы с парашютом;
4) с момента выхода системы "ракета + платформа" из самолета усилием вытяжного парашюта разворачивают ее в канале тангажа до положения, с которого воздушный поток начинает набегать на ракету со стороны, противоположной платформе. Этот момент определяется по величине угла атаки ≈ 180 град. в точке крепления стренги парашюта к платформе;
5) подают команду на раскрытие бандажей крепления ракеты к платформе;
6) производится разворот платформы и ракеты относительно шарнирного соединения;
7) при помощи вытяжного парашюта отделяют и уводят платформу от ракеты;
8) с момента физического отделения платформы задействуется автомат стабилизации, и ракета начинает стабилизироваться относительно заданной траектории при помощи тяги рулевого блока;
9) через заданное время (принято ≈ 5 с от момента срабатывания датчика выхода) включают основной блок маршевого двигателя.
Ракета за счет тяги маршевого двигателя осуществляет полет по заданной траектории. На фиг. 1-3 показаны схемы расположения в вертикальной плоскости ракеты и платформы в процессе их разделения.
Фиг. 1 положения системы в момент раскрытия бандажей; фиг. 2 процесс разделения платформы и ракеты; фиг. 3 окончание процесса разделения.
Обозначения:
НП направление полета самолета;
ОХУ связанные координаты системы "ракета + платформа";
О1XpYp связанная система координат с ракетой;
O2XплYпл связанная система координат с платформой;
М точка крепления к платформе стренги парашюта;
N шарнирное соединение;
Xт, Xц.д координаты центра масс ракеты и центра давления аэродинамической силы;
α угол атаки;
угол атаки в точке крепления стренги парашюта;
вектор скорости набегающего потока;
Gp, Gпл силы веса ракеты и платформы;
составляющие аэродинамической силы;
тяга парашюта;
силы реакции в шарнире, действующие на платформу и ракету;
угол и угловая скорость в канале тангажа системы;
угол и угловая скорость ракеты в канале тангажа;
угол и угловая скорость платформы в канале тангажа.
Проведенные расчеты для рассматриваемой ракеты показывают, что через ≈ 2,1 с от срабатывания датчика выхода подается команда на раскрытие бандажей (в прототипе через 3 с), а спустя еще 1,1 с отделяется платформа, выходит на рабочий режим рулевой блок, начинается процесс стабилизации ракеты в пространстве. В момент выхода на режим рулевого блока относительное расстояние между ракетой и самолетом составляет ≈ 5 с (от срабатывания датчика выхода), включается основной блок двигателя. В прототипе включение маршевого двигателя осуществляется через 48 с.
На участке старта ракета снижается по отношению к исходной высоте на 193 м (в прототипе на 3660 м).
На момент достижения исходной высоты старта затраты топлива составляют 3140 кг.
В случае реализации способа старта по прототипу расход топлива возрастает до 8200 кг.
Формула изобретения: Способ выполнения старта ракеты с самолета, включающий вытягивание ракеты с платформой из грузовой кабины вытяжным парашютом и запуск ракетного двигателя, отличающийся тем, что после отделения платформы с ракетой от самолета усилием вытяжного парашюта разворачивают ее 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.