RU2724001C2 - Method of aerospace launching of small artificial satellites into near-earth orbit - Google Patents
Method of aerospace launching of small artificial satellites into near-earth orbit Download PDFInfo
- Publication number
- RU2724001C2 RU2724001C2 RU2018132400A RU2018132400A RU2724001C2 RU 2724001 C2 RU2724001 C2 RU 2724001C2 RU 2018132400 A RU2018132400 A RU 2018132400A RU 2018132400 A RU2018132400 A RU 2018132400A RU 2724001 C2 RU2724001 C2 RU 2724001C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- launch
- rocket
- orbit
- launching
- maneuver
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C30/00—Supersonic type aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/14—Space shuttles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к технике динамического маневрирования сверхзвуковые самолетов на больших высотах вблизи статического потолка или на динамических режимах выше статического потолка и может быть использовано для решения ряда прикладных задач, таких как: исследование физики атмосферы, запуск ракет-зондов и ракет, осуществляющих выведение на околоземную орбиту малых искусственных спутников Земли (ИСЗ) и суборбитальных аппаратов.The invention relates to techniques for dynamically maneuvering supersonic airplanes at high altitudes near a static ceiling or at dynamic modes above a static ceiling and can be used to solve a number of applied problems, such as: studying atmospheric physics, launching rocket probes and rockets that launch into low Earth orbit Small artificial Earth satellites (AES) and suborbital vehicles.
Для оценки новизны и изобретательского уровня заявленного решения рассмотрим ряд известных технических средств аналогичного назначения. Уже в конце 1950-х годов в США испытывали систему воздушного пуска ракеты-носителя с истребителя NOTS-EV-1 Пилот, испытания не были удачны, но разработки продолжились для создания противоспутниковых ракет. Тогда же были созданы запускаемые с самолетов-носителей экспериментальные ракетопланы, в том числе первый гиперзвуковой самолет - суборбитальный пилотируемый космоплан North American X-15, также Bell X-1, Lockheed D-21, Boeing X-43 и др. Подобные (но не суборбитальные) системы были также во Франции (Ледюк) и других странах. Воздушный старт использовался для отработки космоплана Энтерпрайз в масштабной программе многоразовой транспортной космической системы Спейс шаттл.To assess the novelty and inventive step of the claimed solution, we consider a number of well-known technical means of similar purpose. Already in the late 1950s, the United States tested the air launch system of a launch vehicle from a NOTS-EV-1 Pilot fighter, the tests were not successful, but development continued to create anti-satellite missiles. At that time, experimental rocket launchers launched from carrier aircraft were created, including the first hypersonic aircraft - the North American X-15 suborbital manned spacecraft, also the Bell X-1, Lockheed D-21, Boeing X-43 and others. Similar (but not suborbital) systems were also in France (Leduc) and other countries. The air launch was used to test the spacecraft Enterprise in the large-scale program of the space shuttle space transport system.
Первым советским из детальных проектов АКС с воздушным стартом была переализованная система «Спираль» 1960-х-1970-х гг. из гиперзвукового самолета-разгонщика, РН и орбитального самолета. Воздушный старт использовался для полета дозвукового самолета-аналога ее орбитального самолета.The first Soviet of the AKC’s detailed air launch projects was the re-implemented Spiral system of the 1960s-1970s. from hypersonic booster aircraft, launch vehicles and orbital aircraft. The air launch was used for the flight of a subsonic analogue of its orbital plane.
С 1990 года в США действует система Boeing B-52 Balls 8, в дальнейшем Stargazer на основе L-1011 (самолет), и РН Пегас, разрабатывается другая система и есть прочие проекты АКСSince 1990, the Boeing B-52 Balls 8 system has been operating in the USA, later Stargazer based on the L-1011 (aircraft), and the Pegasus launch vehicle, another system is being developed and there are other AKC projects
В последние годы данный способ запуска на низкие околоземные орбиты при соответствии некоторым условиям (для ИСЗ сравнительно небольших масс, выводимых на низкие орбиты) становится необходимым (есть реализованные проекты и еще больше проектов многих компаний рассматривает данный способ запуска) ввиду высокой экономической эффективности и мобильности (не требуется сооружение космодромов).In recent years, this method of launching into low Earth orbits, under certain conditions (for satellites of relatively small masses placed in low orbits), has become necessary (there are completed projects and many more projects of many companies are considering this method of launch) due to its high economic efficiency and mobility ( construction of spaceports is not required).
В России предложены детально разработанные проекты АКС МАКС и «Воздушный старт». В первом проекте космоплан с внешним топливным баком запускается с борта сверхтяжелого самолета Ан-225(325) «Мрия» Основным элементом второго проекта является специально переоборудованный тяжелый самолет Ан-124-100ВС «Руслан» с борта которого на высоте примерно 10 км по разработанной Государственным ракетным центром «КБ им Макеева» технологии осуществляется так называемый «минометный» старт ракеты-носителя, доставляющей на расчетную орбиту полезную нагрузку. Есть также проекты «Бурлак» и прочие, в которых РН с НСЗ запускается с борта разных самолетов-носителей Ту-160 Ан-124, Ту-22МЗ.In Russia, the detailed design of the ACS MAX and Air Launch projects has been proposed. In the first project, a space plane with an external fuel tank is launched from the board of the An-225 (325) Mriya superheavy aircraft. The main element of the second project is the specially converted heavy An-124-100BC Ruslan aircraft from which it is at an altitude of about 10 km developed by the State The Missile Design Technology Center’s missile center of technology carries out the so-called “mortar” launch of the launch vehicle, which delivers payload to the calculated orbit. There are also Burlak and other projects in which the LV with the NSC is launched from various Tu-160 An-124 and Tu-22MZ carrier aircraft.
На Украине с использованием самолета-носителя Ан-225 разработаны проекты АКС «Свитязь» (РН Зенит) и «Лыбидь» (крылатый космоплан). Казахстан предлагает проект АКС «Ишим» (МИг-31+РН).In Ukraine, using the An-225 carrier aircraft, projects were developed for the Svityaz (Zenit LV) and Lybid (winged spaceplane) projects. Kazakhstan proposes the project of the AKS Ishim (MIG-31 + PH).
Проекты АКС с воздушным стартом космопланов были созданы в Германии (Зенгер-2), Японии (ASSTS), Китае (прототип Шэньлонг и АКС следующего поколения).AKS projects with aerial launch of space planes were created in Germany (Zenger-2), Japan (ASSTS), China (Shenlong prototype and next generation ACS).
При помощи воздушного старта запускался частный суборбитальный космоплан SpaceShipOne; таким же способом планируется запускать и SpaceShipTwo. Также существует проект запуска космических аппаратов при помощи самолета М-55 «Геофизика». Воздушный старт с аэростата суборбитальном пилотируемой ракеты предусмотрен в проекте Stabilo ARCASPACE Румынии.With the help of an air launch, the private suborbital spaceplane SpaceShipOne was launched; SpaceShipTwo is planned to be launched in the same way. There is also a project to launch spacecraft using the M-55 Geophysics aircraft. An air launch from a balloon of a suborbital manned rocket is provided for in the Stabilo ARCASPACE Romania project.
Известен способ выведении на околоземную орбиту искусственных спутников и иных орбитальных аппаратов с применением многоступенчатых ракет, в том числе и многоразового использования, патенты 2035358 B64G 1/14, 2046737, B44G 1/40. Данный способ используется для вывода на орбиту массивных спутников, обитаемых космических аппаратов и других массивных объектов. Многоступенчатые баллистические ракеты наземного старта - наиболее типичный способ запуска на орбиту полезной нагрузки. Однако такие ракеты требую сложных сооружений для обеспечения вертикального старта. Кроме того, они подвержены жестким эксплуатационным и географическим ограничениям, необходимость которых диктуется опасностью, связанной с ракетным топливом и полетами над населенными территориями. Для выведения на орбиту малых искусственных спутников данный способ неприменим ввиду больших энергетических затрат.There is a method of putting artificial satellites and other orbital vehicles into low Earth orbit using multi-stage rockets, including reusable ones, patents 2035358 B64G 1/14, 2046737, B44G 1/40. This method is used to put massive satellites, inhabited spacecraft and other massive objects into orbit. Multistage ground launch ballistic missiles are the most common way to launch payloads into orbit. However, such missiles require complex structures to ensure a vertical launch. In addition, they are subject to severe operational and geographical restrictions, the need for which is dictated by the danger associated with rocket fuel and flights over populated areas. To put small artificial satellites into orbit, this method is not applicable due to high energy costs.
Для преодоления вышеуказанных недостатков разрабатываются способы выведения на околоземную орбиту искусственных спутников и иных орбитальных аппаратов путем запуска ракет с полезной нагрузкой с самолета, выходящего на большую высоту и развивающего высокую скорость полета. Запуск ракеты с находящегося в полете самолета обеспечивает существенное дополнительное преимущество за счет вклада кинетической и потенциальной энергии самолета (его скорость и высота) в энергию ракеты.To overcome the above drawbacks, methods are being developed for launching artificial satellites and other orbital vehicles into near-earth orbit by launching rockets with a payload from an airplane reaching a high altitude and developing high flight speed. Launching a rocket from an aircraft in flight provides a significant additional advantage due to the contribution of the kinetic and potential energy of the aircraft (its speed and altitude) to the energy of the rocket.
Известен способ авиационно-космического выведении на околоземную орбиту малых искусственных спутников массой 50-150 кг с использованием авиационно-космической системы на базе самолета МиГ-31, см. статью "МиГ-31 станет летающим космодромом", "Коммерсант - daily" 48, от 20.03.1998 г.There is a method of aerospace launching of small artificial satellites weighing 50-150 kg into the near-earth orbit using an aerospace system based on a MiG-31 aircraft, see the article "MiG-31 will become a flying spaceport", "Kommersant - daily" 48, from 03/20/1998
Известен способ авиационно-космического выведения на околоземную орбиту малых искусственных спутников с использованием крылатого носителя воздушного старта, работающего на ракетных двигателях, патент США 4901949. Воздушный старт позволяет независимо определять точку запуска и азимут, который в свою очередь, обеспечивает независимое определение наклонения орбиты.There is a method of aerospace launching of small artificial satellites into near-Earth orbit using a winged launch vehicle powered by rocket engines, US Pat. No. 4,901,949. An air launch allows independent determination of the launch point and azimuth, which in turn provides independent determination of the orbit inclination.
Известен способ авиационно-космического выведения на околоземную орбиту малых искусственных спутников, включающий подъем самолета-носителя на высоту, соответствующую статическому потолку, разгон самолета-носителя до максимальной скорости, по достижении которой в условиях квазистационарного полета осуществляют пуск ракеты с малым искусственным спутником, которая выводит спутник на расчетную орбиту, см. Ц.В. Соловьев, Е.А. Хохлушин, ʺЭнергомассовые характеристики ракетных комплексов авиационного стартаʺ, Труды XXIX чтений, посвященных разработке научного наследия и развития идей К.Э. Циолковского, Калуга, 1994 г.There is a method of aerospace launching of small artificial satellites into low Earth orbit, including raising a carrier aircraft to a height corresponding to a static ceiling, accelerating a carrier aircraft to a maximum speed, after which, in a quasi-stationary flight, a rocket with a small artificial satellite is launched, which displays satellite into the estimated orbit, see C.V. Soloviev, E.A. Khokhlushin, “Energy and Mass Characteristics of Aircraft Launch Missile Systems”, Proceedings of the XXIX Readings on the Development of the Scientific Heritage and the Development of K.E. Tsiolkovsky, Kaluga, 1994.
Известен способ авиационно-космического выведения на околоземную орбиту малых спутников патент RU №2209744 от 07.03.2001 г.A known method of aerospace launching into the near-Earth orbit of small satellites patent RU No. 2209744 from 03/07/2001
По наибольшему количеству сходных признаков и достигаемому при использовании результату данное техническое решение выбрано за прототип настоящего изобретения.By the greatest number of similar features and achieved by using the result, this technical solution is selected as the prototype of the present invention.
Недостатками прототипа, не позволяющими достичь поставленной нами цели, является то, что в условиях квазистационарного полета на высоте статического потолка невозможно обеспечить оптимальные условия для старта ракеты со спутником с самолета-носителя.The disadvantages of the prototype, which does not allow us to achieve our goal, is that in conditions of a quasi-stationary flight at a height of a static ceiling, it is impossible to provide optimal conditions for the launch of a rocket with a satellite from a carrier aircraft.
В основу настоящего изобретения положено решение задачи создания оптимальных условий для старта со спутником с самолета-носителя и выведения спутника на заранее заданную орбиту для реализации этого в точках сопряжения этапов включаются участки коррекции: участки установившегося полета на заданном режиме, длительностью которых можно компенсировать отклонения от программы полета на предыдущих этапах, а при выполнении предпускового маневра, который является существенно нестационарным, для компенсации отклонений от программы на основании предварительного расчета траектории выведения ракеты находится минимальная величина w, достаточная для выведения искусственного спутника на заданную орбиту, которая определяет «окно пуска», временной интервал, внутри которого при пуске обеспечиваются энергетические характеристики выведения, пуск ракеты производится, если текущий момент времени находится в пределах «окна пуска». Тогда программа маневра будет следующей - разгон до М=2,0, далее следует набор высоты с максимальной тягой, соответствующей форсированному режиму.The present invention is based on the solution of the problem of creating optimal conditions for launching with a satellite from a carrier aircraft and launching a satellite into a predetermined orbit to implement this at the points of conjugation of the stages, correction sections are included: sections of a steady flight in a given mode, the duration of which can compensate for deviations from the program flight at the previous stages, and when performing the pre-launch maneuver, which is essentially unsteady, to compensate for deviations from the program based on preliminary calculation of the rocket launch trajectory, there is a minimum value w sufficient to bring the artificial satellite into a given orbit, which defines the “launch window”, the time the interval within which during launch the energy characteristics of the launch are provided, the rocket is launched if the current time is within the “launch window”. Then the maneuver program will be as follows - acceleration to M = 2.0, followed by a climb with maximum thrust corresponding to the boosted mode.
Сущность заявляемого изобретения выражается в следующей совокупности существенных признаков, достаточной для достижения указанного выше технического результата.The essence of the claimed invention is expressed in the following set of essential features, sufficient to achieve the above technical result.
Согласно изобретения указанная выше задача решается за счет того, что для реализации траектории самолета-носителя в точках сопряжения этапов включаются участки коррекции: участки установившегося полета на заданном режиме, длительностью которых можно компенсировать отклонения от программы полета на предыдущих этапах, а при выполнении предпускового маневра, который является существенно нестационарным, для компенсации отклонений от программы на основании предварительного расчета траектории выведения ракеты находится минимальная величина w достаточная для выведения ИСЗ на заданную орбиту, которая определяет «окно пуска», временной интервал, внутри которого при пуске обеспечиваются энергетические характеристики выведения, пуск ракеты производится, если текущий момент времени находится в пределах «окна пуска». Скорректированная программа маневра будет следующей - разгон до М=2,0, далее набор высоты с максимальной тягой, соответствующей форсированному режиму.According to the invention, the aforementioned problem is solved due to the fact that for the implementation of the trajectory of the carrier aircraft at the points of conjugation of the stages, correction sections are included: sections of a steady flight in a given mode, the duration of which can compensate for deviations from the flight program in the previous stages, and when performing a pre-launch maneuver, which is substantially unsteady, to compensate for deviations from the program based on a preliminary calculation of the rocket launch trajectory, there is a minimum value w sufficient to bring the satellite into a given orbit, which defines the "launch window", the time interval within which during launch the energy characteristics of the launch, rocket launch are provided is made if the current time is within the "start window". The adjusted maneuver program will be as follows - acceleration to M = 2.0, then climb to the maximum thrust corresponding to the boosted mode.
Подъем самолета-носителя осуществляется на высоту, соответствующую статическому потолку, разгон самолета-носителя производится до сверхзвуковой скорости и обеспечивается его выход в начальные условия предпускового маневра по скорости и высоте, после чего осуществляют предпусковой динамический маневр в вертикальной плоскости, заключающийся в подъеме самолета-носителя по восходящей криволинейной траектории на высоту, обеспечиваемую полной удельной энергией динамического маневра и превышающую статический потолок, при этом пуск ракеты с малым искусственным спутников производится, если текущий момент времени находится в пределах «окна пуска», внутри которого обеспечиваются энергетические характеристики выведения, причем выбор момента пуска ракеты осуществляют с использованием навигационно-пилотажного комплекса самолета-носителя.The carrier aircraft is lifted to a height corresponding to the static ceiling, the carrier aircraft is accelerated to supersonic speed and it is reached the initial conditions of the pre-launch maneuver in speed and height, after which the pre-launch dynamic maneuver is carried out in a vertical plane, which consists in lifting the carrier along an ascending curvilinear trajectory to a height provided by the total specific energy of the dynamic maneuver and exceeding the static ceiling, while launching a rocket with small artificial satellites is carried out if the current time is within the “launch window”, inside which the energy characteristics of the launch are provided, and the choice of moment missile launch is carried out using the navigation and aerobatic complex of the carrier aircraft.
В этом заключается совокупность существенных признаков, обеспечивающая получение технического результата во всех случаях, на которые распространяется объем правовой охраны.This is a combination of essential features, providing a technical result in all cases to which the scope of legal protection applies.
Кроме этого, заявленное решение имеет факультативные признаки, характеризующие его частные случаи, конкретные формы его материального воплощения либо особые условия его использования, а именно: - в начале предпускового динамического маневра может быть осуществлено снижение самолета-носителя для сокращения времени разгона до необходимой скорости, - момент пуска ракеты может быть определен путем предварительного расчета траектории выведения ракеты, на основании которого определяют максимальную величину горизонтальной составляющей скорости ракеты, при выполнении предпускового динамического маневра рассчитывают разность центральных углов самолета и точки на орбите Δξ и горизонтальную составляющую скорости ракеты в момент выхода ее на промежуточную орбиту.In addition, the claimed solution has optional features characterizing its particular cases, specific forms of its material embodiment or special conditions for its use, namely: - at the beginning of the pre-launch dynamic maneuver, a carrier aircraft can be reduced to reduce the acceleration time to the required speed, - the moment of launch of the rocket can be determined by preliminary calculating the trajectory of launching the rocket, on the basis of which the maximum value of the horizontal component of the rocket’s speed is determined, when performing the prestarting dynamic maneuver, the difference between the central angles of the plane and the point in orbit Δξ and the horizontal component of the velocity of the rocket at the moment it enters the intermediate orbit.
Заявителем не выявлены источники, содержащие информацию о технических решениях, идентичных настоящему изобретению, что позволяет сделать вывод о его соответствии критерию "новизна".The applicant has not identified sources containing information on technical solutions identical to the present invention, which allows us to conclude that it meets the criterion of "novelty."
Непосредственный (первичный) технический эффект при использовании заявленной совокупности существенных признаков заявленного решения заключается в том, что в заявленном способе в полной мере реализована возможность компенсации отклонения от программы полета на предыдущих этапах, в том числе при выполнении предпускового маневра, и обеспечиваются энергетические характеристики выведения, если пуск ракеты производится в момент времени в пределах «окна пуска». За счет реализации отличительных признаков изобретения (в совокупности с признаками, указанными в ограничительной части формулы) достигаются важные новые свойства объекта. В предложенном техническом решении обеспечивается возможность произведения пуска ракеты со спутником в точке, требуемой меньших энергетических затрат на выведение спутника на заданную околоземную орбиты, либо возможность выведения спутника на орбиту с параметрами, недостижимыми при использовании известных способов авиационно-ракетного запуска спутников.The immediate (primary) technical effect when using the claimed combination of essential features of the claimed solution lies in the fact that the claimed method fully realizes the possibility of compensating for deviations from the flight program at the previous stages, including during the pre-launch maneuver, and provides energy characteristics of the launch, if the rocket is launched at a point in time within the "launch window". Due to the implementation of the distinguishing features of the invention (in conjunction with the features indicated in the restrictive part of the formula), important new properties of the object are achieved. The proposed technical solution provides the possibility of launching a rocket with a satellite at a point that requires lower energy costs for launching a satellite into a given near-Earth orbit, or the ability to launch a satellite into orbit with parameters unattainable when using known methods of aerial missile launch of satellites.
Заявителю не известны какие-либо публикации, которые содержали бы сведения о влиянии отличительных признаков изобретения на достигаемый технический результат. В связи с этим, по мнению заявителя, можно сделать вывод о соответствии заявляемого технического решения критерию "изобретательский уровень".The applicant is not aware of any publications that would contain information on the influence of the distinguishing features of the invention on the achieved technical result. In this regard, according to the applicant, it can be concluded that the claimed technical solution meets the criterion of "inventive step".
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 представлена структура траектории выведении искусственного спутника Земли (ИСЗ) на орбиту, на фиг. 2 - график влияния угла пуска ракеты (θ°) на величину горизонтальной составляющей вектора скорости ракеты (W) в точке выхода на промежуточную орбиту, на фиг. 3 - геометрическая интерпретация выведения ИСЗ на орбиту с заданной фазой движения, на фиг. 4 общий вид пуска ИСЗ.The invention is illustrated in the drawing, where in FIG. 1 shows the structure of the trajectory of launching an artificial Earth satellite (AES) into orbit, FIG. 2 is a graph of the effect of the angle of launch of the rocket (θ °) on the horizontal component of the rocket velocity vector (W) at the point of entry into the intermediate orbit, FIG. 3 is a geometric interpretation of the launch of the satellite into orbit with a given phase of movement, FIG. 4 general view of the launch of the satellite.
Траекторию авиационно-космического выведения спутника на околоземную орбиту можно разбить на два участка: - участок выхода самолета-носителя в точку пуска ракеты (фиг. 1), - участок выведения ракеты со спутником на орбиту, который включает в себя участок выведения ракеты на промежуточную орбиту в процессе работы двигателей I и II ступеней (фиг. 1), движение в пассивном режиме по промежуточной орбите (фиг. 1) и разгон до орбитальной скорости в апогее промежуточной орбиты с помощью двигателя III ступени (фиг. 1).The trajectory of aerospace launching of a satellite into near-earth orbit can be divided into two sections: - the portion of the launch of the carrier aircraft to the rocket launch point (Fig. 1), - the portion of the launch of the rocket with the satellite into orbit, which includes the portion of the launch of the rocket into intermediate orbit during the operation of engines of the I and II stages (Fig. 1), passive motion along the intermediate orbit (Fig. 1) and acceleration to orbital speed at the peak of the intermediate orbit with the help of the III stage engine (Fig. 1).
Способ авиационно-космического выведении на околоземную орбиту малых искусственных спутников осуществляют следующим образом. Самолет-носитель с прикрепленной к нему ракетой со спутником поднимают на высоту, соответствующую статическому потолку. Затем производит разгон самолета-носителя до максимальной приборной скорости М=2,0.The method of aerospace deposition into near-Earth orbit of small artificial satellites is as follows. A carrier aircraft with a rocket attached to it with a satellite is raised to a height corresponding to a static ceiling. Then it accelerates the carrier aircraft to a maximum instrument speed of M = 2.0.
Авиационно-космическая система выведения спутников имеет важнейшее преимущество перед системами наземного старта, заключающееся в возможности выбора географической точки запуска, что позволяет сократить до минимума время ожидания условий пуска. При этом важной задачей является оптимизация предпускового маневра самолета-носителя с целью выхода в «окно пуска» для пуска ракеты с необходимыми энергетическими характеристиками выведения. Влияние на величину выводимой на орбиту полезной массы оказывает угол наклона траектории в точке пуска. Поскольку оптимальный угол пуска не достигается в условиях квазистационарного полета, реализация оптимальных условий требует выполнения самолетом предпускового динамического маневра. Предпусковой маневр является существенно нестационарным. В окрестности момента пуска изменяются скорость, высота и угол наклона траектории, поэтому включение участка установившегося полета невозможно. В этом случае надо использовать следующее свойство траекторий маневра - малое изменение по времени пуска величины горизонтальной составляющей скорости ракеты в момент выхода на промежуточную орбиту. Алгоритм определения момента пуска ракеты-носителя следующий:The aerospace satellite extraction system has a major advantage over ground launch systems, which consists in the possibility of choosing a geographic launch point, which reduces the waiting time for launch conditions to a minimum. An important task is to optimize the pre-launch maneuver of the carrier aircraft in order to exit into the “launch window” for launching a rocket with the necessary energy characteristics of the launch. The effect on the value of the useful mass put into orbit is exerted by the angle of inclination of the trajectory at the launch point. Since the optimal launch angle is not achieved under conditions of quasi-stationary flight, the implementation of optimal conditions requires the aircraft to perform a dynamic pre-launch maneuver. The pre-launch maneuver is substantially unsteady. In the vicinity of the launch moment, the speed, altitude, and the angle of inclination of the trajectory change; therefore, the inclusion of a steady-flight section is impossible. In this case, it is necessary to use the following property of the maneuver trajectories - a small change in the launch time of the horizontal component of the rocket velocity at the moment of entering the intermediate orbit. The algorithm for determining the launch moment of the launch vehicle is as follows:
- на основании предварительного расчета траекторий выведения ракеты находится минимальная величина w, достаточная для выведения ИСЗ на заданную орбиту; эта величина определяет «окно пуска» - временном интервал, внутри которого при пуске обеспечиваются необходимые энергетические характеристики выведении;- based on a preliminary calculation of the rocket launch trajectories, the minimum value w is sufficient to bring the satellite into a given orbit; this value defines the “start-up window” - the time interval within which during start-up the necessary energy characteristics of the output are provided;
- при выполнении предпускового маневра рассчитываются две величины - разность центральных углов самолета и точки на орбите и горизонтальная составляющая скорости ракеты в момент выхода на промежуточную орбиту w;- when performing the pre-launch maneuver, two quantities are calculated — the difference between the central angles of the aircraft and the points in orbit and the horizontal component of the velocity of the rocket at the moment it enters the intermediate orbit w;
- в процессе предварительных расчетов траекторий выведения ракеты-носителя определяется величина точки на орбите, при которой обеспечивается выведение с заданной фазой;- in the process of preliminary calculations of the launch trajectories of the launch vehicle, the value of the point in orbit is determined at which the launch with the given phase is provided;
- при достижении точки на орбите заданного значения производится пуск ракеты, если текущий момент времени находится в пределах «окна пуска». В имитаторе КПИ моделируется одна функция прибора: расчет в реальном масштабе времени w и прогнозирование момента достижения ее максимума. Время, оставшееся до достижения максимума w, визуализируется в виде столбика уменьшающейся высоты. Уменьшение высоты до нуля соответствует моменту пуска ракеты.- when a point in orbit reaches the set value, the rocket is launched if the current time is within the "launch window". In the KPI simulator, one function of the device is modeled: real-time calculation of w and prediction of when it reaches its maximum. The time remaining until the maximum w is visualized in the form of a column of decreasing height. Reducing the height to zero corresponds to the moment of rocket launch.
Структура оптимального управления позволяет сформулировать простые правила пилотирования самолета-носителя, обеспечивающие выход как на динамический потолок, так и на любую заданную высоту ниже динамического потолка: тяга - максимальная форсажная, - управление углом атаки (подъемной силой) соответствует движению по ограничениям αmin≤α≤αmax. Важным условием выполнения поставленной задачи является оптимизация предпускового маневра самолета-носителя с целью выхода в оптимальные условия пуска с самолета-носителя ракеты с ИСЗ. Оптимальная траектория выведения ракеты включает три участка: активные участки в начале и в конце траектории и пассивный участок в середине траектории. Оптимальная схема выведения ИСЗ на орбиту с помощью стартующей с самолета-носителя ракеты представляется следующим образом:The optimal control structure allows us to formulate simple piloting rules for the carrier aircraft, providing access both to the dynamic ceiling and to any given height below the dynamic ceiling: thrust - maximum afterburner, - control of the angle of attack (lift) corresponds to the movement with restrictions α min ≤α ≤α max . An important condition for fulfilling the task is to optimize the pre-launch maneuver of the carrier aircraft in order to reach optimal conditions for launching a rocket from the satellite from the carrier aircraft. The optimal trajectory of rocket launch includes three sections: active sections at the beginning and at the end of the line and a passive section in the middle of the line. The optimal scheme of launching a satellite into orbit using a rocket starting from a carrier aircraft is as follows:
- выведение ракеты на промежуточную орбиту, апогей которой находятся на высоте заданной круговой орбиты, - движение в пассивном режиме по промежуточной орбите, - разгон до орбитальной скорости в апогее ее промежуточной орбиты. Выход на промежуточную орбиту обеспечивается в процессе работы двигателей I и II, которые работают без паузы, а разгон до орбитальной скорости - с помощью двигателя III ступени. Для реализации такой траектории необходимо обеспечить оптимальные условия пуска ракеты в области режимов полета самолета-носителя, в частности оптимальные значения горизонтальной составляющей скорости ракеты W, которая зависит от трех параметров точки пуска: высоты, скорости и угла наклона траектории. Вариации высоты незначительно влияют на конечную W. В значительно большей степени на W влияет угол наклона траектории в момент пуска ракеты θ°. При вариации θ° от 0° до оптимальной величины, которая составляет 21°, изменение W составляет 95 м/сек. На статическом потолке самолета-носителя угол квазистационарного набора высоты приближается к нулю, при этом значения W значительно меньше оптимальных. Увеличение угла наклона траектории возможно за счет выполнения самолетом-носителем динамического маневра.- launching a rocket into an intermediate orbit, the apogee of which is at the height of a given circular orbit, - movement in a passive mode along an intermediate orbit, - acceleration to orbital speed at the apogee of its intermediate orbit. Access to the intermediate orbit is ensured during the operation of the engines I and II, which operate without a pause, and acceleration to orbital speed - with the help of the III stage engine. To implement such a trajectory, it is necessary to provide optimal conditions for launching the rocket in the region of flight regimes of the carrier aircraft, in particular, the optimal horizontal component of the speed of the rocket W, which depends on three parameters of the launch point: height, speed and inclination of the trajectory. Variations in altitude slightly affect the final W. To a much greater extent, W is affected by the angle of inclination of the trajectory at the moment of rocket launch θ °. With a variation of θ ° from 0 ° to the optimal value, which is 21 °, the change in W is 95 m / s. On the static ceiling of a carrier aircraft, the angle of quasi-stationary climb approaches zero, while the values of W are much less than optimal. An increase in the angle of inclination of the trajectory is possible due to a dynamic maneuver by the carrier aircraft.
В качестве примера может быть приведен расчет оптимальных траекторий предпускового маневра для начальных условий, соответствующих квазиустановившемуся на набору высоты в точке пересечения ограничений по максимальной скорости и максимальному скоростному напору: h0=13000 м, V0=2000 км/час, θ0=7°. Время предпускового маневра варьируется от 5 до 13 секунд. При времени предпускового маневра до 9 секунд величина W монотонно увеличивается. Конечная величина W достигает максимума при времени маневра 9 секунд. Увеличение W происходит за счет увеличения угла наклона траектории и при θ°=21° на 39 м/сек превышает ее значения в условиях квазистационарного полета.As an example, we can calculate the optimal trajectories of the pre-launch maneuver for the initial conditions corresponding to the quasi-established climb to the point of intersection of the restrictions on maximum speed and maximum speed head: h 0 = 13000 m, V 0 = 2000 km / h, θ 0 = 7 °. The pre-launch maneuver varies from 5 to 13 seconds. With a pre-launch maneuver time of up to 9 seconds, the value of W monotonically increases. The final value of W reaches its maximum with a maneuver time of 9 seconds. The increase in W occurs due to an increase in the angle of inclination of the trajectory and at θ ° = 21 ° by 39 m / s it exceeds its value under conditions of quasistationary flight.
Момент пуска ракеты определяют путем предварительного расчета траектории выведения ракеты, на основании которого определяют максимальную величину горизонтальной составляющей скорости ракеты, при выполнения предпускового динамического маневра рассчитывают разность Δξ центральных углов самолета-носителя и точки на орбите ИСЗ и горизонтальную составляющую скорости ракеты в момент выхода ее на промежуточную орбиту. Пуск ракеты с малым искусственным спутником производится, если текущий момент времени находится в пределах «окна пуска» внутри которого обеспечиваются необходимые энергетические характеристики выведения.The moment of rocket launch is determined by preliminary calculation of the rocket launch trajectory, based on which the maximum value of the horizontal component of the rocket speed is determined, when performing the prestarting dynamic maneuver, the difference Δξ of the central angles of the carrier aircraft and the satellite orbit point and the horizontal component of the rocket velocity at the moment of its launch are calculated intermediate orbit. A rocket with a small artificial satellite is launched if the current time is within the “launch window” inside which the necessary energy characteristics of the launch are provided.
Возможность промышленного применения заявленного технического решения подтверждается успешными результатами опытных испытаний и моделирования на пилотажных стендах. Предложенный способ может быть реализован промышленным способом с использованием известных авиационных и ракетно-космических технологий и технических средств (сверхзвуковой самолет-носитель с навигационно-пилотажным комплексом), что обуславливает, по мнению заявителя, его соответствие критерию "промышленная применимость".The possibility of industrial application of the claimed technical solution is confirmed by the successful results of pilot testing and modeling on aerobatic stands. The proposed method can be implemented industrially using well-known aviation and rocket and space technologies and technical means (a supersonic carrier aircraft with a navigation and aerobatic complex), which determines, according to the applicant, its compliance with the criterion of "industrial applicability".
Использование заявленного решения по сравнению со всеми известными средствами аналогичного назначения обеспечивает следующие преимущества:Using the claimed solution in comparison with all known means of a similar purpose provides the following advantages:
- компенсацию отклонения от программы полета на предыдущих этапах,- compensation for deviations from the flight program at the previous stages,
- создания оптимальных условий для старта ракеты со спутником с самолета-носителя и выведения спутника на заранее заданную орбиту,- creating optimal conditions for launching a rocket with a satellite from a carrier aircraft and launching a satellite into a predetermined orbit,
- произведение пуска ракеты со спутником в пределах «окна пуска» внутри которого обеспечиваются необходимые энергетические характеристики выведения спутника на заданную околоземную орбиту, либо возможность выведения спутника на орбиту с параметрами, недостижимыми при использовании известных способов авиационно-ракетного запуска спутников,- the product of launching a rocket with a satellite within the "launch window" inside of which the necessary energy characteristics of launching a satellite into a given near-Earth orbit are provided, or the ability to launch a satellite into orbit with parameters unattainable when using known methods of aircraft-rocket launch of satellites,
- повышение точности выведении спутника за счет использования возможностей навигационно-пилотажного комплекса самолета-носителя.- improving the accuracy of the satellite launch through the use of the capabilities of the navigation and aerobatic complex of the carrier aircraft.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018132400A RU2724001C2 (en) | 2018-09-11 | 2018-09-11 | Method of aerospace launching of small artificial satellites into near-earth orbit |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018132400A RU2724001C2 (en) | 2018-09-11 | 2018-09-11 | Method of aerospace launching of small artificial satellites into near-earth orbit |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2018132400A RU2018132400A (en) | 2020-03-11 |
| RU2018132400A3 RU2018132400A3 (en) | 2020-04-16 |
| RU2724001C2 true RU2724001C2 (en) | 2020-06-18 |
Family
ID=69898891
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018132400A RU2724001C2 (en) | 2018-09-11 | 2018-09-11 | Method of aerospace launching of small artificial satellites into near-earth orbit |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2724001C2 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112327665B (en) * | 2020-09-29 | 2024-05-10 | 北京空间飞行器总体设计部 | Satellite large-scale assembly rigidity control method based on half-power bandwidth in multi-satellite transmission |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4901949A (en) * | 1988-03-11 | 1990-02-20 | Orbital Sciences Corporation Ii | Rocket-powered, air-deployed, lift-assisted booster vehicle for orbital, supraorbital and suborbital flight |
| RU2159727C1 (en) * | 1999-12-07 | 2000-11-27 | Общество с ограниченной ответственностью "ТЕХКОМТЕХ" | Method of injection of payload into orbit in space |
| RU2160214C1 (en) * | 1999-07-29 | 2000-12-10 | Карпов Анатолий Степанович | Method for control of aero-space systems for injection of payload |
| RU2178377C2 (en) * | 2000-03-10 | 2002-01-20 | Закрытое акционерное общество "МиГ-Космос" | Method of injection of objects into near-earth orbit |
| RU2209744C2 (en) * | 2001-03-07 | 2003-08-10 | Пышный Иван Анатольевич | Method of aviation-and- space injection of smaller artificial satellites into near-earth orbit |
-
2018
- 2018-09-11 RU RU2018132400A patent/RU2724001C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4901949A (en) * | 1988-03-11 | 1990-02-20 | Orbital Sciences Corporation Ii | Rocket-powered, air-deployed, lift-assisted booster vehicle for orbital, supraorbital and suborbital flight |
| RU2160214C1 (en) * | 1999-07-29 | 2000-12-10 | Карпов Анатолий Степанович | Method for control of aero-space systems for injection of payload |
| RU2159727C1 (en) * | 1999-12-07 | 2000-11-27 | Общество с ограниченной ответственностью "ТЕХКОМТЕХ" | Method of injection of payload into orbit in space |
| RU2178377C2 (en) * | 2000-03-10 | 2002-01-20 | Закрытое акционерное общество "МиГ-Космос" | Method of injection of objects into near-earth orbit |
| RU2209744C2 (en) * | 2001-03-07 | 2003-08-10 | Пышный Иван Анатольевич | Method of aviation-and- space injection of smaller artificial satellites into near-earth orbit |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2018132400A3 (en) | 2020-04-16 |
| RU2018132400A (en) | 2020-03-11 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Grover III et al. | Overview of the Phoenix entry, descent, and landing system architecture | |
| RU2724001C2 (en) | Method of aerospace launching of small artificial satellites into near-earth orbit | |
| Jenie et al. | Falcon 9 rocket launch modeling and simulation with thrust vectoring control and scheduling | |
| Dux et al. | Mars ascent vehicle gross lift-off mass sensitivities for robotic Mars sample return | |
| Kirchhartz et al. | Sounding Rockets are unique Experimental Platforms | |
| Steltzner et al. | The Mars Exploration Rovers Entry Descent and Landing Phase and the Use of Aerodynamic Decelerators | |
| Braun et al. | Advances in inertial guidance technology for aerospace systems | |
| RU2289533C1 (en) | Method of injection of spacecraft into inter-planetary trajectory | |
| Cremaschi | Trajectory optimization for launchers and re-entry vehicles | |
| Pallone et al. | Performance evaluation methodology for multistage launch vehicles with high-fidelity modeling | |
| RU2209744C2 (en) | Method of aviation-and- space injection of smaller artificial satellites into near-earth orbit | |
| RU2573695C1 (en) | Control over spacecraft at its ascent to earth artificial satellite orbit | |
| RU2596004C2 (en) | Method for controlling spacecraft motion on active section of placing it into the orbit of planet artificial satellite | |
| Sostaric et al. | Trajectory guidance for Mars robotic precursors: aerocapture, entry, descent, and landing | |
| Daidzic | High-elevation equatorial catapult-launched RBCC SSTO spaceplane for economic manned access to LEO | |
| Bysani et al. | Vertical landing rockets | |
| Thurman | Surveyor spacecraft automatic landing system | |
| Benito et al. | Trajectory design for a Mars Ascent Vehicle concept terrestrial demonstration | |
| Sweetser et al. | Venus sample return missions—a range of science, a range of costs | |
| de Volo et al. | Vega launchers’ trajectory optimization using a Pseudospectral transcription | |
| Shoyama et al. | Conceptual Study on High-altitude Balloon Launch of Low Melting Point Thermoplastic Fuel/N2O Hybrid Rocket | |
| Jeon et al. | Thrust Measurement of a Cold Gas Thruster for KSLV-I under Vacuum Conditions | |
| Welton et al. | Variable-Thrust Liquid Propellant Rocket Engines | |
| Turner | Launch vehicle dynamics | |
| EGGERS, JR et al. | Lifting entry vehicles for future space missions |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200912 |