Способ выведения воздушно-космического аппарата на околоземную орбиту

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для запуска с Земли как беспилотных, так и пилотируемых воздушно-космических аппаратов (ВКА). Способ предусматривает старт ВКА из электромагнитной или газодинамической пушки, установленной под углом к горизонту. В момент выхода ВКА из ствола пушки навстречу ему и соосно стволу пушки направляют лазерный луч надпороговой интенсивности, обеспечивающий светодетонационный режим поглощения лазерного излучения в атмосферном воздухе, находящемся в пределах данного луча. Луч создает плазменный канал, осуществляющий перестройку ударно-волновой структуры набегающего потока около носовой части ВКА. Вследствие данной перестройки снижается сила лобового сопротивления при прохождении ВКА плотных слоев атмосферы. Плазменный канал образуют перед ВКА до тех пор, пока органы управления ВКА могут удерживать его в данном канале. Технический результат изобретения состоит в уменьшении потерь скорости при выведении ВКА на заданную орбиту. 4 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для запуска с Земли как беспилотных, так и пилотируемых воздушно-космических аппаратов.

В настоящее время одним из перспективных направлений вывода полезной нагрузки на околоземную орбиту считается «пушечный» старт, т.е. вывод полезной нагрузки на околоземную орбиту с помощью электромагнитной или газодинамической пушки. В этом случае аппарат с полезной нагрузкой разгоняют до скорости порядка 10 км/с. Однако при вылете из «пушки» происходит интенсивное снижение скорости летательного аппарата вследствие высокой плотности атмосферы вблизи поверхности Земли. (RU 2239586 С3 2002.11.27; IEEE Transaction on Magnetics, vol. MAG-20. No 2. Mach 1984, pp.227-228; US 5950543 A, 14.09.1999; US 4795113 A, 03.01.1989; US 4881446 A, 21.11.1989; Шибанов Анатолий. Заботы космического архитектора. - Москва: Детская литература, 1982, страницы 14-16, 28, 29.)

При разработке перспективных образцов ракетно-космической техники возникает необходимость обеспечения потребных аэродинамических характеристик, а именно низкого коэффициента лобового сопротивления и заданного аэродинамического качества. Традиционными способами, например путем совершенствования геометрии летательного аппарата, этого достичь невозможно.

Известен светодетонационный режим горения плазмы лазерного излучения, при котором навстречу лазерному лучу бежит ударный фронт со скоростью порядка 100 км/с. При этом режиме происходит поглощение энергии лазерного излучения, за которым образуется плазменный канал с низкой плотностью (порядок 1% от плотности невозмущенного потока) и высокой температурой (порядок 104К). Скорость горения луча зависит от мощности и величины светового потока. (Ю.П.Райзер. Физика газового разряда. - Москва: Наука, 1987 и Ю.П.Райзер. Лазерная искра и распространение разрядов. - Москва: Наука, 1974.)

Таким образом, в настоящее время является возможным создание протяженного плазменного канала в атмосфере. Исследование возможности использования протяженного плазменного канала, созданного перед летательным аппаратом для снижения силы лобового сопротивления, является одним из перспективных направлений и может быть применено для запуска с Земли как беспилотных, так и пилотируемых воздушно-космических аппаратов.

Наиболее близким прототипом к заявленному способу является способ выведения воздушно-космического аппарата на основе старта из электромагнитной или газодинамической пушки. (RU 2239586 С3 2002.11.27; Шибанов Анатолий. Заботы космического архитектора. - Москва: Детская литература, 1982, страницы 14-16, 28, 29; IEEE Transaction on Magnetics, vol. MAG-20. No 2. Mach 1984, pp.227-228; US 5950543 A, 14.09.1999; US 4795113 A, 03.01.1989; US 4881446 A, 21.11.1989.)

Недостатком указанных прототипов является то, что проблема снижения потерь скорости при выходе летательного аппарата из «пушки» и при полете в плотных слоях атмосферы не рассматривается.

Задачей предлагаемого изобретения является уменьшение потерь скорости при выведении воздушно-космического аппарата на заданную орбиту за счет снижения силы лобового сопротивления при выходе летательного аппарата из «пушки» и при полете в плотных слоях атмосферы.

Этот технический результат достигается тем, что для снижения силы лобового сопротивления воздушно-космического аппарата при полете в плотных слоях атмосферы используется плазменный канал, который создается в атмосфере в момент вылета из «пушки» аппарата с помощью наземного лазерного комплекса через зеркало посредством светодетонационного режима поглощения лазерного излучения в атмосферном воздухе, находящемся в пределах луча.

Сущность изобретения поясняется фигурами 1, 2, 3 и 4.

На фигуре 1 изображена схема выведения воздушно-космического аппарата на околоземную орбиту на основе старта из электромагнитной или газодинамической пушки (1), установленной под углом, обеспечивающим необходимую заданную начальную траекторию движения воздушно-космического аппарата. В момент вылета аппарата из ствола «пушки» (1) лазерный луч (4) надпороговой интенсивности через зеркало (3) направляется в дульный срез пушки так, что оси симметрии луча и пушки совпадают. Лазерный луч создается с помощью наземного лазерного комплекса (2).

На фигуре 2 изображен момент выхода воздушно-космического аппарата (5) из ствола «пушки» (1). В переднем ударном слое (6), который образуется перед воздушно-космическим аппаратом (5) в момент вылета из ствола «пушки» (1), происходит интенсивное поглощение лазерного излучения (4).

На фигуре 3 детально показана носовая часть (8) летательного аппарата в момент выхода из ствола пушки и начало его полета в атмосфере. В переднем ударном слое (6), который образуется перед носовой частью воздушно-космического аппарата (8), происходит интенсивное поглощение лазерного излучения (4) и возникает светодетонационная волна (7), которая движется навстречу лазерному лучу (4) со скоростью порядка 100 км/с, образуя за собой плазменный канал (9) с температурой порядка 104К и плотностью порядка 1% от плотности невозмущенного газа. При движении летательного аппарата в неоднородной среде, которая вызвана наличием плазменного канала (9), происходит перестройка ударно-волновой структуры, приводящая к существенному снижению силы лобового сопротивления (Георгиевский П.Ю., Левин В.А. Сверхзвуковое обтекание тел при наличии внешних источников тепловыделения. / Письма в ЖТФ. 1988. Т 14. Вып.8. Юрьев А.С., Пирогов С.Ю., Рыжов Е.В. Управление обтеканием тел с использованием подвода лазерной энергии в высокоскоростные потоки газа. Монография. ВКА имени А.Ф.Можайского, Санкт-Петербург, 2006, г.). После перестройки ударно-волновая структура перед носовой частью (8) воздушно-космического аппарата состоит из слабого головного скачка уплотнения (10) в области воздействия плазменного канала (9) и интенсивного скачка уплотнения (11), который располагается вблизи боковой поверхности вне плазменного канала (9). При отсутствии плазменного канала имеет место только интенсивная головная ударная волна ((12) фигура 4).

На фигуре 4 показана схема обтекания носовой части летательного аппарата (8) гиперзвуковым потоком воздуха с отсоединенным интенсивным скачком уплотнения (12) без использования лазерного луча.

В монографии (Юрьев А.С., Пирогов С.Ю., Рыжов Е.В. Управление обтеканием тел с использованием подвода лазерной энергии в высокоскоростные потоки газа. Монография. ВКА имени А.Ф.Можайского, Санкт-Петербург, 2006 г.) показано, что в случае наличия плазменного канала (фигура 3) происходит уменьшение силы лобового сопротивления на 50-60% по сравнению со случаем, изображенным на фигуре 4 (отсутствие лазерного луча).

Сопоставительный анализ предлагаемого устройства с прототипами показывает, что создание плазменного канала посредством светодетонационного режима поглощения лазерного излучения в атмосферном воздухе позволяет осуществить перестройку ударно-волновой структуры набегающего потока около носовой части воздушно-космического аппарата. Это позволяет добиться значительного снижения силы лобового сопротивления при прохождении летательным аппаратом плотных слоев атмосферы до тех пор, пока органы управления аппарата удерживают его в плазменном канале.

Предлагаемый способ:

1. Позволяет реализовать существенное снижение силы лобового сопротивления движущегося в атмосфере летательного аппарата.

2. Обеспечивает значительное снижение затрат энергии на разгон воздушно-космического аппарата до скорости, необходимой для его вывода на околоземную орбиту.

3. Позволяет увеличить массу полезной нагрузки за счет снижения массы топлива, необходимого для вывода летательного аппарата на околоземную орбиту.

Способ выведения воздушно-космического аппарата на околоземную орбиту путем старта из электромагнитной или газодинамической пушки, установленной под углом к горизонту, обеспечивающим необходимую заданную начальную траекторию движения аппарата, отличающийся тем, что в момент выхода летательного аппарата из ствола пушки навстречу движению аппарата соосно стволу пушки направляют лазерный луч надпороговой интенсивности, с помощью которого в светодетонационном режиме поглощения лазерного излучения в атмосферном воздухе, находящемся в пределах данного луча, создают плазменный канал, осуществляющий перестройку ударно-волновой структуры набегающего потока около носовой части летательного аппарата, снижающую силу лобового сопротивления и уменьшающую потери скорости при прохождении летательным аппаратом плотных слоев атмосферы до тех пор, пока органы управления летательного аппарата удерживают его в указанном плазменном канале.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к наземному оборудованию для дозированного заполнения емкостей сжатыми газами и может быть использовано для заправки баков космических аппаратов ксеноном, предназначенным для применения в качестве рабочего тела в плазменных двигателях.

Изобретение относится к стартовым системам ракетно-космических комплексов для запусков ракет класса "СОЮ3-ПРОГРЕСС", а конкретно к электрогидравлическим приводам дистанционного управления перемещением опорных ферм.

Изобретение относится к наземному оборудованию объектов ракетно-космической техники и обеспечивает автоматическое поддержание требуемого температурно-влажностного режима и степени чистоты среды этих объектов.

Изобретение относится к космической технике, а точнее к наземным стартовым сооружениям. .

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а конкретнее к способу подготовки и пуска ракет-носителей на ракетно-космическом комплексе и ракетно-космическому комплексу для его осуществления.

Изобретение относится к устройствам в составе пусковых установок стартовых комплексов, обеспечивающим снижение акустического воздействия на ракету-носитель и охлаждение газовой струи ее ракетного двигателя при старте.

Изобретение относится к способам защиты ракеты-носителя и ее полезного груза главным образом от акустического воздействия газовой струи ракетного двигателя при старте.

Изобретение относится к технике запуска ракет-носителей с морских плавсредств

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к отражающим устройствам, обеспечивающим защиту оборудования, расположенного непосредственно на поверхности стартовой площадки ракеты, от воздействия растекающегося потока высокотемпературного газа, образующегося при встрече газовой струи, истекающей из сопел ракетного двигателя, с плоской преградой

Изобретение относится к транспортно-установочному оборудованию универсальных стартовых комплексов космических ракетных комплексов и предназначено для транспортирования на универсальные транспортные комплексы и установки на пусковой стол ракет космического назначения легкого, среднего и тяжелого класса одного семейства

Изобретение относится к способам и средствам термостатирования космических объектов преимущественно в ходе предстартовой подготовки

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам обеспечения термостатирования объектов ракеты-носителя (РН), например полезного груза (ПГ), приборов системы управления (СУ) и других объектов, размещаемых в головном блоке (ГБ), блоке полезного груза (БПГ) космической головной части (КГЧ) и ракетном блоке (РБ) РН, и предназначено для термостатирования этих объектов в период предстартовой подготовки блоков РН

Изобретение относится к космической промышленности и может найти применение в области строительства

Изобретение относится к ракетно-космической технике

Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники

Изобретение относится к наземным имитационным испытаниям космических аппаратов (КА)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для запуска с Земли как беспилотных, так и пилотируемых воздушно-космических аппаратов

Наверх