способ старта ракеты с самолета для выведения полезного груза на орбиту (варианты)

Формула изобретения

1. Способ старта ракеты с самолета для выведения полезного груза на орбиту, включающий выход ракеты с полезным грузом из самолета, включение маршевого двигателя первой ступени на безопасном от самолета расстоянии, разворот ракеты с помощью маршевого двигателя после его включения в заданное угловое положение в вертикальной плоскости перед началом реализации ее программного движения, отличающийся тем, что в процессе выхода ракеты из самолета задействуют парашютную систему, стабилизируют ракету за счет тяги этой системы, к моменту начала управляемого движения ракеты отцепляют парашютную систему, с помощью органов управления маршевого двигателя разворачивают ракету в вертикальной плоскости до заданных величин угловых параметров движения, а затем стабилизируют ракету относительно программной траектории.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что к моменту выхода ракеты из самолета осуществляют перецепку стренги парашютной системы, закрепленной в районе головной части ракеты, с первоначальной точки крепления, расположенной ниже продольной оси ракеты в ее вертикальной плоскости симметрии, в точку крепления, находящуюся выше этой оси в той же плоскости симметрии.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что до старта у ракеты отклоняют качающееся центральное сопло маршевого двигателя первой ступени на заданный угол или управляющие камеры, в схеме двигателя с неподвижным центральным соплом, на заданные углы в сторону создания момента в канале тангажа на кабрирование ракеты, жестко их фиксируют в отклоненном положении, а с момента появления тяги маршевого двигателя при развороте ракеты в направлении вертикали снимают фиксацию с указанных органов управления к моменту начала управляемого движения ракеты.

4. Способ старта ракеты с самолета для выведения полезного груза на орбиту, включающий выход ракеты с полезным грузом из самолета, включение маршевого двигателя первой ступени на безопасном от самолета расстоянии, разворот ракеты с использованием дополнительной реактивной установки в заданное угловое положение в вертикальной плоскости перед началом реализации ее программного движения, отличающийся тем, что после выхода из самолета осуществляют контроль угловых параметров движения ракеты и в зависимости от их величин по команде бортовой системы управления включают дополнительную реактивную установку с временной задержкой относительно момента выхода ракеты из самолета, обеспечивающей вывод ракеты на заданные величины угловых параметров движения в вертикальной плоскости к моменту начала ее управляемого движения с помощью маршевого двигателя, прекращая к этому же моменту работу дополнительной реактивной установки, а затем с помощью маршевого двигателя стабилизируют ракету относительно программной траектории.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при старте ракет, преимущественно баллистических с жидкостными маршевыми двигателями, с целью выведения полезного груза на орбиту.

Ракета перед стартом размещается в грузовом отсеке самолета в горизонтальном положении, как правило, головной частью против направления его полета. Из самолета ракета катапультируется с помощью специальных энергетических средств.

Участок старта начинается с момента отделения ракеты с полезным грузом от самолета и заканчивается моментом вывода ракеты в вертикальной плоскости на заданные угловые параметры движения. Параметры движения ракеты, полученные в конце участка старта, являются начальными условиями при реализации программного движения ракеты с целью вывода полезного груза на орбиту.

Важнейшим требованием, предъявляемым к участку старта, является обеспечение безопасности самолета в процессе запуска маршевого двигателя (МД) ракеты. Это достигается за счет удаления ракеты от самолета в момент запуска МД на требуемое расстояние, что, например, можно обеспечить за счет величины временной задержки подачи команды на включение двигателя.

В процессе осуществления разворота ракеты на участке старта возникают потери по величинам вертикальной, горизонтальной составляющих начальной скорости полета, дальности и высоты полета центра масс ракеты (особенно вертикальных составляющих). Это увеличивает затраты топлива при работе маршевого двигателя для компенсации указанных потерь, что в итоге приводит к уменьшению веса выводимой на орбиту полезной нагрузки. Поэтому максимальное сокращение длительности маневра разворота ракеты и, как следствие, минимизация указанных потерь являются одной из основных задач, решаемых при движении ракеты на участке старта.

Известен ряд способов старта ракеты с самолета. В способе, описанном в патенте РФ №2068169 (приоритет от 24.08.1992 г.), рассматривается старт с использованием специальной платформы, на которую уложена ракета. Ракета с платформой извлекается из грузовой кабины с помощью вытяжного парашюта. Затем усилием парашюта платформу с ракетой 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.

В способе выведения полезной нагрузки в космос (патент РФ № 2159727 с приоритетом от 07.12.1999 г.) в основном рассматривается обеспечение необходимых параметров движения самолета к моменту отделения ракеты от носителя.

Согласно изобретению подготовка и взлет многорежимного самолета-разгонщика производят с аэродрома, наименее удаленного от зоны запуска ракеты-носителя, при самом безопасном маршруте полета. Полет в данную зону осуществляют в режиме наибольшей дальности полета. При подходе к зоне самолет-разгонщик набирает высоту и сверхзвуковую скорость полета. В заданном географическом пункте самолет выполняет "горку" и отделяет ракету-носитель при достижении необходимого угла тангажа. При этом предпочтительно обеспечивают нулевой угол атаки ракеты-носителя в момент старта. Далее самолет-разгонщик переводят в режим командно-измерительного пункта для сопровождения полезной нагрузки до ее вывода на заданную орбиту. После этого самолет возвращают на аэродром посадки.

По технической сути наиболее близким к предлагаемому изобретению является "Способ управления авиационно-космической системой для выведения полезного груза" (патент РФ №2160214 с приоритетом от 29.07.1999 г.), который выбран в качестве прототипа. В этом способе после прилета на максимальном крейсерском режиме в район запуска ракеты-носителя осуществляют пикирование самолета-носителя и в момент набора им максимально допустимой скорости полета переводят в кабрирование с максимально допустимым углом атаки. Затем переводят на угол атаки, дающий близкую к нулю нормальную перегрузку. Параметры кабрирования таковы, что самолет в момент отделения от него ракеты с полезным грузом имеет скорость, высоту и наклон траектории полета, дающие максимум выводимого полезного груза, а нормальную перегрузку - близкую к нулю.

При отделении сообщают ракете скорость отставания от самолета на безопасное расстояние к моменту включения ее маршевых двигателей. Ракету с полезным грузом разворачивают с помощью маршевых двигателей после их включения или до их включения с помощью дополнительной реактивной установки в положение, отличное от вертикального на угол 10-30 град в вертикальной плоскости в направлении выведения.

Приведенные в прототипе операции по реализации разворота ракеты после ее выхода из самолета имеют существенные недостатки, заключающиеся в следующем.

Включение маршевого двигателя (двигателей) ракеты осуществляется на безопасном расстоянии от самолета, от величины которого будет зависеть время неуправляемого движения ракеты на участке старта. Безопасное расстояние обычно принимается равным 250...300 м, которому, например, для одной из рассматриваемых ниже ракет будет соответствовать интервал времени от выхода ракеты из самолета до включения маршевого двигателя (появления тяги) - не менее 6 секунд. При этом с учетом особенностей выхода маршевого двигателя на режим полной тяги, времени готовности к работе рулевого привода (это когда рулевые машины могут обеспечивать поворот органов управления двигателя с заданными (рабочими) скоростями перекладки в соответствии с командами системы управления) время неуправляемого участка движения ракеты может возрасти до ˜8 с, т.е. начало разворота ракеты на заданный угол с помощью только маршевого двигателя после его включения может осуществляться не ранее этого времени.

Ракеты, стартующие с самолета, как правило, характеризуются статической неустойчивостью. После выхода из самолета на ракету действует возмущающий аэродинамический момент, направленный на пикирование. Ракета к моменту окончания неуправляемого участка движения отклоняется в вертикальной плоскости на значительные углы в сторону пикирования (более 90 град от вертикали), что приводит в дальнейшем к затяжному процессу разворота ракеты на заданный угол, к повышенным потерям величин параметров движения ракеты в конце участка старта и, как следствие, к снижению энергетических возможностей ракеты для вывода на орбиту заданной по весу полезной нагрузки.

Предлагаемый в прототипе вариант разворота ракеты с использованием реактивной установки также имеет свой недостаток. Разворот с ее помощью осуществляется до момента включения маршевого двигателя. Следовательно, от момента окончания работы дополнительной реактивной установки, совпадающего с моментом включения маршевого двигателя, и до начала возможности углового разворота за счет тяги маршевого двигателя существует неуправляемый участок, длительность которого, как было сказано выше, может составлять до 2 секунд. За это время под действием возмущающего аэродинамического момента, который в зависимости от реализуемых режимов движения с учетом ветровых воздействий может быть направлен как в сторону заданного разворота ракеты, так и против него, ракета к моменту начала реализации управления с помощью маршевого двигателя не будет занимать заданного углового положения в пространстве.

Для вывода ракеты в заданное положение потребуется дополнительное время работы маршевого двигателя, что приведет к увеличению продолжительности участка старта и ухудшению условий для вывода полезной нагрузки на орбиту. Продолжительность движения ракеты на участке старта будет минимальной, когда вывод ракеты в заданное угловое положение в пространстве будет совпадать с началом ее управления с помощью маршевого двигателя.

Улучшение условий вывода полезной нагрузки на орбиту за счет сокращения продолжительности участка старта и снижения потерь по параметрам движения ракеты является основной задачей, решаемой предлагаемым изобретением.

Поставленная задача решается тем, что в известный способ старта ракеты с самолета для вывода полезной нагрузки на орбиту, включающий процесс выхода ракеты с полезным грузом из самолета, включение маршевого двигателя первой ступени ракеты на безопасном для самолета расстоянии, разворот ракеты с помощью маршевого двигателя после его включения в заданное угловое положение в вертикальной плоскости перед началом реализации ее программного движения или аналогичный разворот ракеты с использованием дополнительной реактивной установки, вводятся следующие дополнительные операции.

В варианте разворота ракеты с помощью маршевого двигателя в процессе выхода ракеты из самолета задействуют систему парашютов, стабилизируют ракету за счет тяги парашютной системы, к моменту начала управляемого движения ракеты отцепляют парашютную систему, с помощью органов управления маршевого двигателя разворачивают ракету в вертикальной плоскости до заданных величин угловых параметров движения (например, угол, угловая скорость в канале тангажа), а затем стабилизируют ракету относительно программной траектории.

В варианте разворота ракеты с помощью дополнительной реактивной установки осуществляют контроль угловых параметров движения ракеты после выхода из самолета и в зависимости от их величин по команде бортовой системы управления включают дополнительную реактивную установку с временной задержкой относительно момента выхода ракеты из самолета, которая обеспечивает вывод ракеты на заданные величины угловых параметров движения в вертикальной плоскости к моменту начала управляемого движения с помощью маршевого двигателя, к этому же моменту времени прекращают работу дополнительной реактивной установки, затем с помощью маршевого двигателя стабилизируют ракету относительно программной траектории.

С целью снижения угловых склонений ракеты в канале крена вводится операция, заключающаяся в том, что к моменту выхода ракеты из самолета осуществляют перецепку стренги парашютной системы, закрепленной в районе головной части ракеты, с первоначальной точки крепления, расположенной ниже продольной оси ракеты в ее вертикальной плоскости симметрии, в точку крепления, находящуюся выше этой оси в той же плоскости.

Для сокращения времени разворота ракеты в сторону вертикального положения до старта у ракеты отклоняют качающееся центральное сопло маршевого двигателя первой ступени или управляющие камеры в схеме двигателя с неподвижным центральным соплом на заданный угол (углы) в сторону создания момента в канале тангажа на кабрирование ракеты, жестко их фиксируют в отклоненном положении, с момента включения маршевого двигателя разворачивают ракету в направлении вертикали, фиксацию с указанных органов управления снимают к моменту начала управляемого движения ракеты.

Введение стабилизирующей парашютной системы обеспечивает необходимое динамическое положение ракеты перед началом ее разворота с помощью маршевого двигателя, что приводит к сокращению длительности участка старта. Стренга парашютной системы крепится к головной части ракеты, а ее тяга направлена по вектору скорости набегающего потока. На участке неуправляемого движения парашют удерживает ракету от "сваливания" в пикирование, а при верхнем закреплении его стренги на ракете (выше продольной оси) еще и способствует уменьшению ее углового склонения в канале крена. Это связано с тем, что после отделения ракеты от самолета реализуются, как правило, отрицательные углы атаки (-171...-179 град, продольная ось ракеты направлена в ее носовую часть, а нормальная - ось вниз, выход ракеты из самолета - головной частью против направления полета самолета), при которых возникает вертикальная составляющая тяги парашютной системы, направленная вверх. Такая сила в случае возникновения угла крена ракеты создает момент относительно ее продольной оси, направленный в сторону уменьшения этого угла. При нижнем закрепления стренги парашютной системы к ракете этот эффект будет обратным.

Иногда при движении ракеты в самолете стренгу парашютной системы, в целях обеспечения безопасности процесса десантирования, вынуждены крепить за нижнюю точку ракеты. Это связано с тем, что вблизи потолка хвостовой части фюзеляжа самолета, где находится удароопасная зона, стренга парашюта может совершать круговые колебания с амплитудой, при которой не исключается ее контакт с элементами конструкции самолета, что недопустимо. Крепление за нижнюю точку ракеты увеличивает необходимый зазор между колеблющейся стренгой и удароопасной зоной конструкции хвостовой части самолета. Зазор возрастает по мере выхода ракеты из самолета. Поэтому для обеспечения безопасности процесса выхода ракеты из самолета и сохранения указанного выше эффекта снижения отклонения ее в канале крена предусмотрена операция перецепки стренги парашютной системы из "нижней" точки крепления в "верхнюю".

Величину угла предварительного отклонения органов управления маршевого двигателя определяют на этапе проектирования ракеты, а операцию их предварительного отклонения и фиксации осуществляют либо на заводе-изготовителе, либо на аэродроме перед погрузкой ракеты на самолет.

В предлагаемом способе разворота с использованием дополнительной реактивной установки вывод ракеты в конечное угловое положение с требуемыми величинами угловых параметров движения (окончание участка старта) осуществляется к известному моменту времени, а именно к началу управления ракетой с помощью маршевого двигателя. Тем самым, по сравнению с прототипом, сокращается продолжительность участка старта и улучшаются условия вывода полезной нагрузки на орбиту. При реализации указанной операции разворота ракеты нет необходимости использовать дополнительную реактивную установку с подвижным соплом (соплами) и рулевым приводом, что привело бы к усложнению конструкции и увеличению веса ракеты. Для этого достаточно использовать двигатель разворота с неподвижным соплом, ось которого перпендикулярна продольной оси ракеты и находится в вертикальной плоскости ее симметрии.

Крепление двигателя разворота на ракете производится таким образом, чтобы создать необходимый постоянный момент в сторону разворота ракеты на кабрирование. Чтобы разворот ракеты в канале тангажа происходил строго в вертикальной плоскости используется еще блок крена, состоящий из двух пар неподвижных сопл, включение и выключение которых производится по функционалу, зависящему от параметров углового движения ракеты относительно ее продольной оси.

Работа дополнительной реактивной установки (двигатель разворота и блок крена) происходит либо до полного выгорания топлива, либо она выключается принудительно по команде от системы управления. Энергетические характеристики реактивной установки выбираются на этапе проектирования ракеты.

Сравнение известного способа старта с предложенным рассматривается на примере расчетов пуска одной из ракет космического назначения с самолета носителя АН-124 ВС.

Ракета весом ˜100 т на жидком топливе с полезной нагрузкой располагается в грузовом отсеке самолета в горизонтальном положении, головной частью против направления его полета. В момент начала страгивания ракеты в грузовом отсеке параметры движения самолета составляли следующие величины:

- скорость полета - 650 км/час (относительно воздуха);

- высота полета - 10000 м;

- угол наклона траектории - 24 град (от горизонта);

- угол тангажа - 22,7 град (от горизонта).

Время движения ракеты в самолете ˜2,5 секунды.

Управление ракетой в каналах тангажа и рыскания осуществляется за счет отклонения центрального сопла маршевого двигателя, а в канале крена - с помощью блока крена.

На участке старта на ракету могут действовать ветровые возмущения.

Включение маршевого двигателя (начало появления тяги) производилось на безопасном расстоянии 250 м, что соответствовало времени полета ракеты ˜6 с от момента выхода из самолета. Время начала реализации управляемого движения с помощью маршевого двигателя составило ˜8 с.

На участке старта ракета должна быть переведена из начального углового положения в пространстве, полученного в момент ее отделения из самолета, в заданное конечное, необходимое в дальнейшем для реализации программного движения ракеты с целью вывода полезного груза на орбиту. При выходе из самолета ракета занимает положение, близкое к горизонтальному, а головная ее часть направлена в противоположную сторону от направления полета самолета-носителя. Направление выведения полезного груза совпадает с направлением полета самолета.

В расчетах было принято, что углы отклонения ракеты от вертикали, при которых головная часть ракеты направлена в противоположную сторону от направления выведения, считаются положительными, а в сторону выведения - отрицательными.

Заданное конечное угловое положение ракеты в вертикальной плоскости определяется на этапе проектирования и, как правило, угол наклона ракеты от вертикали находится в диапазоне 0...-30 град. При необходимости могут быть наложены ограничения на величину и знак угловой скорости ракеты. В рассматриваемом примере было принято, что в конце участка старта ракета должна быть развернута на угол 0...-10 град.

В предлагаемом способе разворота ракеты с помощью маршевого двигателя были использованы предварительное отклонение центрального сопла двигателя на 4 град (при рабочем угле 7 град) и стабилизирующая парашютная система с суммарной площадью куполов 28 м² и коэффициентом сопротивления с_n=0,9. Ниже даются сравнительные оценки основных параметров движения ракеты в вертикальной плоскости на участке старта в процессе ее вывода на заданный угол с помощью маршевого двигателя по предлагаемому и известному способам разворота. Величины в скобках соответствуют способу разворота по прототипу. Углы отклонения отсчитываются от вертикали, а время - от момента выхода ракеты из самолета.

Параметры движения ракеты на участке старта:

- отклонения ракеты в канале тангажа в момент выхода из самолета, град	109 (110)
- угол отклонения ракеты в канале тангажа в момент включения маршевого двигателя (на 6 с), град	93 (152)
- максимальный угол отклонения ракеты в канале тангажа, град	115 (157)
- угол отклонения ракеты в канале тангажа к моменту начала управляемого движения с помощью маршевого двигателя (на 8 с), град	71 (151)
- время выхода ракеты на заданный угол (окончание участка старта), с	10,4 (12,5)
- масса топлива, израсходованного маршевым двигателем на участке старта, кг	1500 (2400)
- значение вертикальной скорости ракеты соответственно в момент выхода из самолета и в конце участка старта, м/с	51,9 (51,9) - -19,8 (-58,5)
- высота полета ракеты в момент выхода из самолета и в конце участка старта, м	10125 (10125) - 10150 (9970)

Из приведенных результатов видно, что в способе разворота ракеты только с помощью маршевого двигателя наблюдаются повышенные потери величин параметров движения ракеты на участке старта, которые по проведенным оценкам не позволяют выполнить требование для вывода заданной полезной нагрузки на орбиту. Например, выводимая полезная нагрузку на круговую орбиту будет меньше требуемой на ˜140 кг. Введение стабилизирующего парашюта и предварительного отклонения сопла двигателя снижает указанные потери величин параметров движения ракеты до значений, при которых выполняются требования по выводу полезной нагрузки на орбиту.

Введение операции перецепки стренги парашютной системы из нижней по отношению к продольной оси ракеты точки крепления на верхнюю уменьшает величины угловых отклонений ракеты в канале крена. Например, для рассматриваемой ракеты верхнее закрепление стренги парашютной системы снижает максимальный угол отклонения ее в канале крена при движении на участке старта с 36 до 14 град.

Эта операция полезна для ракет, стартующих с самолета, у которых могут реализовываться повышенные угловые отклонения по крену до величин, близких к ограничительным значениям с точки зрения обеспечения стабилизации движения ракеты. Ограничительные значения определяются углами прокачки гиростабилизированной платформы, используемой в системе управления ракет.

Предварительное отклонение управляющих органов двигателя первой ступени (на заданный угол 4 град) позволяет сократить длительность маневра разворота ракеты на ˜1 с.

В качестве дополнительной реактивной установки для разворота ракеты принималась установка, состоящая из двигателя разворота и блока крена, имеющего в своем составе две пары неподвижных сопл. Двигатель разворота после включения создает постоянный момент в канале тангажа, равный 81400 кГс м, а тяга каждого сопла блока крена принята 100 кГс. Время их работы до полного выгорания составляет ˜5с.

После выхода ракеты из самолета сопла блока крена включаются и выключаются по функционалу, зависящему от параметров углового движения ракеты относительно ее продольной оси.

В известном способе двигатель разворота работает до момента включения маршевого двигателя. Дальнейший разворот ракеты, как было отмечено выше, может производиться с помощью маршевого двигателя не ранее, чем через 2 с от момента его включения.

В предлагаемом способе двигатель разворота включается с временной задержкой относительно момента выхода ракеты из самолета, которая зависит от текущих угловых параметров движения ракеты, величины заданного конечного угла разворота и времени достижения этого угла. Время достижения заданного угла (длительность участка старта) будет равно времени начала реализации управления ракетой с помощью маршевого двигателя. К этому моменту времени заканчивают работу двигатель разворота и блок крена. В этом случае исключается указанный выше неуправляемый участок движения ракеты.

Время задержки включения двигателя разворота вычисляется по следующему функционалу, заложенному в бортовой системе управления:

где

М - постоянный момент, развиваемый двигателями разворота;

J_z1 - момент инерции ракеты относительно ее поперечной оси, проходящей через центр масс ракеты;

, _z1 - контролируемые текущие значения угла и угловой скорости ракеты в канале тангажа после выхода из самолета ( - отсчитывается от вертикали);

_k - конечное заданное значение угла тангажа ракеты относительно вертикали в конце участка старта (в нашем примере _k=0...-10 град);

T - время окончания участка старта (момент начала управляемого движения ракеты с помощью маршевого двигателя), T = 8 с;

t - текущее время движения ракеты (от момента выхода из самолета).

Время t=t_H , при котором выполняется условие Ф(t_H)=0, является временной задержкой включения двигателя разворота.

При приведенных выше условиях пуска дается сравнительная оценка реализации разворота ракеты с помощью дополнительной реактивной установки (двигатели разворота и блок крена), предложенного в известном и предлагаемом способах старта.

В известном способе двигатель разворота включается в заданный момент времени (при заданной временной задержке) относительно момента выхода из самолета, который определяется на этапе проектирования комплекса. С учетом характеристик рассматриваемой ракеты, условий старта, действующих на ракету возмущений и решаемых на участке старта задач это время составило ˜2 с для всех возможных режимов движения ракеты.

В предлагаемом способе двигатель разворота включается с временной задержкой, величина которой зависит от текущих значений угловых параметров движения ракеты, т.е. будет меняться в зависимости от реализации конкретного режима движения. Для рассматриваемого примера реализации пуска временная задержка, в соответствии с приведенным функционалом, получилась равной 3,45 с. В прототипе двигатель разворота прекращает работу к моменту включения маршевого двигателя, а в предлагаемом способе он продолжает разворот ракеты до момента начала ее управляемого движения с помощью маршевого двигателя.

К 6 секунде полета (момент включения маршевого двигателя) угол и угловая скорость ракеты в канале тангажа достигали следующих величин;

- для известного способа =22,9 град, _z1=-42,5 град/с;

- для предлагаемого способа =77,8 град, _z1=-36,0 град/с.

На 8 секунде полета (начало управления ракетой с помощью

маршевого двигателя) эти параметры составили;

- для известного способа =-9,3 град, _z1=15,1 град/с;

- для предлагаемого способа =-11,0 град, _z1=-37,5 град/с.

Как видно, в предлагаемом способе ракета к началу управления с помощью маршевого двигателя достигает необходимых значений угла и угловой скорости в канале тангажа, направленных в сторону выведения полезной нагрузки. Время движения ракеты на участке старта составляет 8 секунд.

В известном способе старта из-за наличия неуправляемого участка ракета к указанному моменту времени приобретает значительную положительную угловую скорость в канале тангажа, направленную против выведения полезного груза на орбиту. Для ее компенсации перед началом реализации программного движения ракеты потребуется дополнительное время работы маршевого двигателя, что приведёт к увеличению продолжительности участка старта до 10,2 с и, как следствие, к снижению энергетических возможностей ракеты для вывода полезного груза на орбиту. Так, например, масса израсходованного топлива на участке старта, по сравнению с предлагаемым способом, больше на 1240 кг.

По приведенным оценкам в предлагаемом способе старта, по сравнению с прототипом, масса выводимой полезной нагрузки увеличивается на ˜13%.

Таким образом, предложенный способ старта ракеты с самолета позволяет, по сравнению с известным, снизить потери по величинам параметров движения ракеты на участке старта и увеличит массу выводимой на орбиту полезной нагрузки.