устройство для выполнения старта ракеты с самолета и способ для его осуществления

Формула изобретения

1. Устройство для выполнения старта ракеты с самолета, включающее в себя стартовое устройство с ракетой, связанное с вытяжным парашютом с помощью соединительного звена, основную парашютную систему, имеющую купол и стропы и систему автоматического запуска силовой установки ракеты, отличающееся тем, что стартовое устройство выполнено в виде контейнера с отверстием на одной из его торцевых сторон, а внутри контейнера установлена ракета, при этом ее головная часть направлена в сторону отверстия контейнера, по периметру которого также со стороны отверстия установлены стропы основной парашютной системы, при этом купол основной парашютной системы выполнен с полюсным отверстием, размер которого превышает размер максимального поперечного габарита ракеты.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что купол основной парашютной системы размещен в камере и связан звеном с вытяжным парашютом.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что соединительное звено, связывающее вытяжной парашют со стартовым контейнером, выполнено с возможностью отсоединения от упомянутого выше стартового контейнера.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что со стороны отверстия контейнера установлен карданный подвес.

5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что стропы основного парашюта закреплены к внешнему кольцу карданного подвеса контейнера.

6. Устройство по п.4, отличающееся тем, что стропы парашюта закреплены на карданном подвесе при помощи амортизаторов.

7. Способ запуска ракеты с самолета, включающий введение в действие вытяжного парашюта, вытягивание стартового устройства с ракетой из грузовой кабины самолета, вытягивание основной парашютной системы, ориентацию стартового устройства с ракетой и запуск двигателя ракеты, отличающийся тем, что во время введения в действие основного парашюта осуществляют ориентацию стартового устройства вертикально вверх, а затем осуществляют запуск двигателя ракеты, после чего ракета проходит через отверстие стартового устройства и через полюсное отверстие купола основной парашютной системы.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при пусках с самолета ракет различного назначения (космических, межконтинентальных, геофизических).

Известны способы запуска ракет с летательных аппаратов и устройства для их осуществления.

Известен комплекс для запуска ракет, содержащий воздушное судно с подъемно-установочными устройствами, площадкой, на которой закреплена отделяемая стартовая платформа (патент РФ № 2151995, Кл. МПК F41F. 3/04, опубл. 27.06.2000. бюл. № 18).

Известен комплекс для запуска ракет с воздуха (патент РФ RU 2324130 С1 МПК F41F 3/00 от 2006.01), который включает воздушное судно, выполненное в виде оболочки, наполненной легким газом и соединенной с площадкой амортизирующими стойками.

Комплекс позволяет производить старт ракет с воздуха с летательных аппаратов легче воздуха. Это существенно ограничивает мобильность комплекса.

Известен способ и устройство для выполнения старта ракет «Минитмен» («Ракетная и космическая техника», 1974. № 6, с.1-4).

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть использована для запуска ракет с воздушных судов различного класса в районах, где невозможно иметь наземные стартовые комплексы.

Известен способ выполнения старта ракеты с самолета (патент РФ RU 2068169 С1 МПК 6 F41F F3/06 от 17.02.1997).

В патенте описано устройство для реализации этого способа. В грузовом отсеке самолета закреплена платформа, на которой установлена ракета, при этом платформа связана с вытяжной парашютной системой. Данное устройство работает следующим образом. После вытягивания платформы с ракетой из грузовой кабины 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.

Во время работы данного устройства имеется ряд операций, увеличивающий время неуправляемого режима полета ракеты в воздухе.

Например: требуется разворот ракеты вытяжным парашютом в канале тангажа, специально ориентируемом по отношению к набегающему потоку, что требует специальных элементов ориентации. Это не исключает скручивание строп парашюта, который находится в возмущенном следе самолета. Далее производится разворот платформы и ракеты, затем при помощи вытяжного парашюта уводят платформу от ракеты, только затем ракета самостоятельно стабилизируется при помощи тяги рулевого блока.

При выполнении этих операций возможны значительные возмущения, парирование которых потребует сложной системы ориентации, стабилизации и больших усилий управляющих органов, большого времени нахождения в воздухе ракеты в неуправляемом полете.

Все это снижает эффективность использования ракеты, повышается уязвимость от случайных факторов.

Наиболее близким к заявленному изобретению является способ и устройство для запуска ракеты с летящего самолета (патент US 7252270 от 04.08.2004, МПК B64D 1/04). Устройство, защищенное патентом US № 7252270, включает в себя платформу с ракетой, связанную с вытяжным парашютом, парашютную систему для маневрирования, систему тросов, связывающую ее с платформой, и систему запуска силовой установки ракеты. Данное устройство работает следующим образом. Платформу вместе с ракетой вытягивают отстреливаемым вытяжным парашютом, затем вводят в действие парашютную систему для маневрирования, которая переворачивает платформу ракетой вниз. В дальнейшем производят частичную расцепку тросов, и платформу переводят в положение для запуска ракеты. После этой операции ракету отделяют от платформы и включают двигатель.

Во время работы данного устройства можно отметить следующие недостатки.

1. Перед запуском ракеты требуется два поворота платформы с ракетой (после ввода парашютной системы для маневрирования - поворот ракетой вниз, и поворот в пусковое положение).

2. Ракета принципиально не может сразу стартовать вертикально с платформы (только может быть ориентированна в вертикальное положение в свободном полете), так как направление силы натяжения троса, соединяющего парашютную систему для маневрирования и систему «платформа - ракета», проходит через центр масс системы. В этом случае ось ракеты не может быть направлена вертикально и будет отклонена на некоторый угол от вертикали.

3. Система «платформа - парашютная система» имеет возможность вращаться, вокруг троса, соединяющего парашютную систему для маневрирования с платформой, и ось ракеты в случае возмущений будет описывать конус, что затруднит управление ракетой.

4. В момент отделения ракеты от платформы центр масс платформы будет перемещаться в сторону направления действия силы натяжения звена парашютной системы для маневрирования, то есть она будет догонять ракету и может ее повредить. Это обстоятельство потребует большей мощности приводов разделения.

Учитывая вышеизложенное, устройство, защищенное патентом US № 7252270, имеет сложную систему маневрирования, и во время работы данного устройства невозможно обеспечить вертикальный старт ракеты непосредственно с платформы, возможно вращение системы вокруг вертикальной оси и повреждение ракеты в момент ее отделения от платформы. Все это требует сложной системы управления, ориентации и стабилизации.

Предлагаемое устройство для выполнения старта ракеты с самолета и способ для его осуществления направлены на устранение указанных недостатков. Решаемая задача направлена на повышение надежности старта ракеты с самолета, упрощение и сокращение времени на его осуществление, а также на расширение технических средств для выполнения старта ракеты с самолета.

Техническим результатом предлагаемого устройства является возможность производить воздушные старты ракет различного назначения с минимальным временем подготовки к запуску, сократить время пребывания ракеты в воздухе, так как после наполнения основного парашюта контейнер с ракетой принимает вертикальное положение и ракета может стартовать сразу из отверстия контейнера через полюсное отверстие парашюта.

Сущность предлагаемого устройства заключается в том, что оно состоит из стартового устройства с ракетой, соединительного звена, соединяющего упомянутое выше стартовое устройство с вытяжным парашютом, основную парашютную систему, имеющую купол и стропы, и систему автоматического запуска силовой установки ракеты, при этом отличительной особенностью рассматриваемого устройства является то, что стартовое устройство выполнено в виде контейнера с отверстием на одной из его торцевых сторон, а внутри контейнера установлена ракета, при этом ее головная часть направлена в сторону отверстия контейнера, по периметру которого также со стороны отверстия установлены стропы основной парашютной системы, а купол основной парашютной системы выполнен с полюсным отверстием, размер которого превышает размер максимального поперечного габарита ракеты. Купол основного парашюта размещен в камере и связан звеном с вытяжным парашютом, а соединительное звено, связывающее вытяжной парашют с стартовым контейнером, выполнено с возможностью отсоединения от упомянутого выше стартового контейнера. В контейнере со стороны отверстия установлен карданный подвес (шарнир Гука).

Стропы основного парашюта закреплены на внешнем кольце карданного подвеса при помощи амортизаторов (лент и др.)

Такое крепление стартового контейнера уменьшит вероятность скручивания строп, раскачку, ускорит стабилизацию контейнера и ракеты по крену и тангажу, уменьшит динамические нагрузки на ракету.

Сущность заявленного способа заключается в том, что он включает в себя введение в действие вытяжного парашюта, вытягивание стартового устройства с ракетой из грузовой кабины самолета, вытягивание основной парашютной системы, ориентацию стартового устройства с ракетой и запуск двигателя ракеты, при этом отличительной особенностью является то, что во время введения в действие основного парашюта осуществляют ориентацию стартового устройства вертикально вверх, а затем осуществляют запуск двигателя ракеты, после чего ракета проходит через отверстие стартового устройства и через полюсное отверстие купола основной парашютной системы.

Применение заявленного изобретения позволит сократить время подготовки ракеты к запуску (т.к. в контейнере может быть установлен собственный источник энергии, соответствующая программа стабилизации, навигации, запуска и т.д.), повысит надежность воздушного старта и независимость от случайных возмущений.

Крепление строп основного парашюта к контейнеру через карданный подвес Гука минимизирует передачу возмущений от парашюта на ракету. Не требуется специальная операция установки ракеты по тангажу.

Предложенное изобретение поясняется при помощи чертежей, показанных на фиг.1, 2, 3, 4, 5.

На фиг.1 представлен стартовый контейнер для осуществления воздушного старта ракет с самолета. На фиг.2 показан вид сверху на стартовый контейнер. На фиг.3 показан общий вид основного парашюта и стартового контейнера. На фиг.4 показана последовательность введения устройства в действие. На фиг.5 показана принципиальная схема старта ракеты из стартового контейнера.

На фиг 1, 2, 3, 4, 5 приняты следующие обозначения:

- контейнер 1,

- отверстие 2 контейнера 1,

- торцевая сторона 3 контейнера 1,

- стропы 4,

- основная парашютная система 5,

- карданный подвес 6,

- кольца 7 карданного подвеса 1,

- шарнир 8,

- внешнее кольцо 9 карданного подвеса 1,

- амортизатор 10,

- стренги 11,

- купол 12 основной парашютной системы 5,

- ракета 13,

- головная часть 14 ракеты 13,

- внутреннее кольцо 15 карданного подвеса 6,

- ролики 16,

- полюсное отверстие 17 купола 12,

- камера 18,

- вытяжной парашют 19,

- звено 20,

- соединительное звено 21,

- грузовой отсек самолета 22.

Устройство для запуска ракеты включает в себя стартовое устройство, выполненное в виде контейнера 1 (фиг.1) с отверстием 2 на одной из его торцевых сторон 3. По периметру контейнера 1 со стороны отверстия 2 установлены стропы 4 основной парашютной системы 5, например, с помощью карданного подвеса 6 (подвес Гука). Кольца 7 карданного подвеса 6 (фиг.2) соединены между собой шарнирами 8, которые позволяют им поворачиваться относительно друг к другу. На внешнем кольце 9 могут быть закреплены, например, амортизаторы 10. Амортизаторы 10 соединены, например, со стренгами 11, которые, в свою очередь, соединены со стропами 4 купола 12 основной парашютной системы 5. Внутри контейнера 1 установлена ракета 13, головной частью 14 в сторону отверстия 2. В контейнере также может быть установлена, например, автоматическая система запуска двигателя (не показана), ориентации (не показана), вышибным зарядом (не показан), который позволит в случае необходимости произвести минометный старт ракеты с задержкой запуска ее двигателей, системой самоликвидации и разрушения пускового контейнера на мелкие фрагменты после запуска ракеты 13, например при помощи детонирующих шнуров (не показаны). Внутреннее кольцо 15 карданного подвеса 6 соединено с стартовым контейнером 1 посредством роликов 16, позволяющим карданному подвесу 6 поворачиваться относительно оси стартового контейнера 1. Купол 12 основного парашюта 5 выполнен с полюсным отверстием 17, размер которого превышает размер максимального поперечного габарита ракеты 13. Основная парашютная система 5 может быть размещена, например, в камере 18. Купол 12 может быть выполнен, например, частично зарифленным. Вытяжной парашют 19 связан с помощью звена 20 с камерой 18. Соединительное звено 21, соединяющее вытяжной парашют 19 со стартовым контейнером 1, выполнено с возможностью отсоединения от упомянутого выше стартового контейнера 1, например, с помощью замка (на чертеже не показан). Контейнер 1 с ракетой 13 установлен в грузовом отсеке самолета 22.

Данное устройство работает следующим образом.

1. В грузовом отсеке самолета 22 устанавливают стартовый контейнер 1 с ракетой 13 и основным парашютом 5, купол 12 которого размещен в камере 18, а стропы 4 основного парашюта 5 закреплены по периметру стартового контейнера 1 со стороны отверстия 2, например, с помощью карданного подвеса 6 (подвес Гука), при этом головную часть 14 ракеты 13 и отверстие 2 стартового контейнера 1 ориентируют к хвосту самолета 22.

2. После выхода самолета на заданный режим вводят в действие вытяжной парашют 19.

3. Вытяжной парашют 19 из грузовой кабины самолета 22 вытягивает стартовый контейнер 1 с ракетой 13.

4. Соединительное звено 21, соединяющее вытяжной парашют 19 с стартовым контейнером 1, отсоединяют, например, с помощью замка с таймером.

5. Вытяжной парашют 19 с помощью звена 20, соединяющего его с камерой 18 основного парашюта 5, вытягивает из камеры 18 основной парашют 5 и затем под действием набегающего потока купол 12 основного парашюта 5 раскрывается.

6. Во время раскрытия основного парашюта 5 осуществляют ориентацию стартового контейнера 1 с ракетой 13, при этом стартовый контейнер 1 устанавливают вертикально, в результате чего головная часть 14 ракеты 13 направлена к полюсному отверстию 17 купола 12 основного парашюта 5. При этом купол 12 основного парашюта 5 может быть зарифленным частично, и амортизаторы 10 снизят перегрузку при раскрытии.

7. После ориентации стартового контейнера и раскрытии основного парашюта производят запуск двигателя ракеты 13, а затем осуществляют выход ракеты 13 через отверстие 2 стартового контейнера 1 и через полюсное отверстие 17 купола 12 основного парашюта 5.

Таким образом, за счет того, что в устройстве для запуска ракет с самолета стартовое устройство выполнено в виде контейнера, внутри которого установлена ракета, при этом ее головная часть направлена к отверстию контейнера, по периметру которого прикреплены стропы основной парашютной системы, а купол основной парашютной системы выполнен с полюсным отверстием, размер которого превышает размер максимального поперечного габарита ракеты, сокращается время подготовки ракеты к запуску и пребывания ракеты в воздухе, и повышается надежность старта, так как после наполнения основного парашюта контейнер с ракетой принимает вертикальное положение и не требуется сложной системы ориентации, ракета может стартовать сразу из отверстия контейнера через полюсное отверстие парашюта.