[1]
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.
[2]
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).
[3]
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.
[4]
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.
[5]
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).
[6]
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).
[7]
Изобретение направлено на решение задачи минимизации силового влияния набегающего потока на процессы отделения и увода платформы от ракеты.
[8]
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.
[9]
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").
[10]
В момент перехода платформы в "затененную" область
подается команда на раскрытие бандажей крепления ракеты к платформе, что является началом процесса отделения платформы от ракеты.
[11]
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 ≈ 180 o . Указанная операция
позволяет уменьшить время отделения платформы от ракеты по сравнению с прототипом.
[12]
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.
[13]
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.
[14]
По окончании
отделения платформы от ракеты производят запуск двигателя ракеты, и при помощи органов управления стабилизируют ракету на заданной траектории.
[15]
Предлагаемый способ выпол…
