СПОСОБ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВОЗДУШНОГО ЗАПУСКА РАКЕТ
VERTICAL AIR MISSILE LAUNCHING METHOD

Область техники, к которой относится изобретение.
Изобретение относится к способам старта ракет с борта воздушного носителя и может найти применение для обеспечения запуска управляемых ракет, противоракет и баллистических ракет.
Уровень техники.
1) Известны аналоги изобретения, имеющее назначение, совпадающее с назначением предлагаемого изобретения: способы запуска ракет, предназначенные для использования на воздушных носителях:
- Способ вывода полезного груза в околоземное пространство с использованием авиационного ракетно-космического комплекса и авиационный ракетно-космический комплекс, Патент РФ № 2265558, B64G 1/00, дата публикации: 06.09.2005;
- Способ запуска многоступенчатой космической ракеты-носителя с использованием самолета-носителя и многоступенчатая ракета-носитель, Патент РФ № 2265559, B64G 1/00, дата публикации: 06.09.2005.
Общим недостатком этих изобретений, по-нашему мнению, является размещение и запуск ракет соосно строительной оси носителя, что либо ограничивает углы бросания ракеты, либо вынуждает самолет совершать маневр кабрирования для запуска ракеты, что вызывает падение скорости бросания ракеты в момент отцепки и снижает, таким образом, эффект применения воздушного старта.
В качестве прототипа изобретения, наиболее близкого по сути к предлагаемому изобретению и которому присуща совокупность признаков, наиболее близкая к совокупности существенных признаков предлагаемого изобретения, рассмотрен способ, предложенный в патенте США – Method for launching a missile, патент № US 2012/0024136 A1, дата публикации - 02.02.2012.
Предложенный способ воздушного запуска ракет предполагает запуск ракеты с использованием для старта маршевого двигателя ракеты из пусковой трубы, размещенной вертикально (или почти вертикально) в фюзеляже самолёта, и дополнительно включает в себя:
- самоустанавливающиеся пусковые скользящие направляющие рельсы с механическим ограничителем на одной стороне, по которым движется колодка, присоединенная к ракете и движущаяся вдоль остающейся длины рельса, пока ракета не выйдет за пределы самолета, посредством чего исключаются боковые вибрации (колебания) стартующей ракеты;
- дефлектор в каждой пусковой трубе, прикрепленный к пусковым скользящим направляющим рельсам и выдвигаемый вместе с направляющими рельсами, обеспечивающий отклонение окружающего потока воздуха вокруг ракеты, до момента отсоединения ракеты от направляющих рельсов после выхода из пусковой трубы;
- двигатели или гидравлические приводы, обеспечивающие расширение дефлектора во время запуска ракеты;
- газовые горелки высокой скорости, смонтированные на носителе или на верхней части дефлектора, обеспечивающие расширение защищаемой зоны пуска по высоте;
- возвращение рельсов и дефлектора назад в пусковую трубу, выключение газовых горелок, что обеспечивает снижение бокового нагружения носителя и результирующих опрокидывающих сил, действующих на носитель.
По мнению разработчиков данного способа, воздушный метод базирования ракет, использующий вертикальный (или почти вертикальный) запуск ракет обеспечивает всеракурсный обстрел целей и является эффективной мерой для организации противовоздушной и противоракетной обороны, запуска ударных баллистических и аэробаллистических ракет в наступательных наземных операциях, установке минных заграждений, запуска спутников и т.п.
2) Техническая проблема. Основной проблемой обеспечения вертикального (или почти вертикального) старта с движущегося носителя является сильное аэродинамическое воздействие набегающего потока воздуха на боковую поверхность ракеты, препятствующее безударному выходу ракеты из фюзеляжа носителя, существенному моменту вращения ракеты в плоскости тангажа при выходе из корпуса носителя при неравномерном воздействии набегающего потока воздуха. Предложенный прототипом способ (метод) предлагает решение этой проблемы, однако предложенное решение имеет существенные недостатки, основными из которых являются:
- «горячий» старт ракеты на собственном двигателе, требующий применения сквозного отверстия в носителе для запуска ракет из пусковой трубы и связанная с этим необходимость существенного укрепления корпуса носителя, а также теплозащиты пусковой трубы и верхней поверхности носителя от воздействия высокотемпературной газовой струи двигателя стартующей ракеты, невозможность запуска ракет при движении носителя на малой высоте вследствие интерцепторного действия газовой струи стартующей ракеты на корпус носителя, вызывающего пикирующий момент носителя, что на малой высоте приводит к столкновению с землей;
- наличие в пусковой трубе системы выдвигаемых пусковых скользящих направляющих рельсов для обеспечения соосного безударного выдвижения ракеты из пусковой трубы, которые ограничивают пространство для раскрытия аэродинамических поверхностей ракеты и требуют значительного усиления корпуса носителя и самих направляющих для удержания массы ракеты в комплексе с массой дефлектора, прикрепленного к рельсам, а также для парирования существенного бокового аэродинамического нагружения комплекса «ракета-рельсы-дефлектор» в условиях вибрационных знакопеременных нагрузок, вызванных воздушными вихрями Карно, обтекающими цилиндрическое тело;
- наличие на ракете специальных колодок для движения ракеты по выдвигаемым пусковым скользящим направляющим рельсам пусковой установки, увеличивающих ее массу и аэродинамическое сопротивление в полете.
Раскрытие сущности изобретения.
Сущность предлагаемого способа вертикального воздушного запуска ракеты с борта носителя альтернативен известному решению того же назначения (патент США № US 2012/0024136 A1) и обеспечивает решение той же проблемы и достижение того же технического результата более простыми техническими средствами. Предлагаемое техническое решение основано на применении новой совокупности существенных признаков, достаточной для реализации назначения изобретения:
- осуществление «холодного» старта ракеты с помощью катапультирующего или обтюраторного устройства из пускового контейнера (пусковой трубы);
- применение газодинамической системы поперечной стабилизации и склонения на ракете для парирования аэродинамического воздействии набегающего потока воздуха и момента вращения ракеты в плоскости тангажа при выходе из корпуса носителя и обеспечения, таким образом, соосного безударного выхода ракеты из пускового контейнера (пусковой трубы).
- задержка запуска газодинамической системы поперечной стабилизации и склонения ракеты относительно момента срабатывания газогенератора катапультирующего устройства на время, достаточное для выхода соплового аппарата газодинамической поперечной системы стабилизации и склонения ракеты из пускового контейнера в воздух;
- задержка запуска маршевого двигателя ракеты на время, достаточное для взлета ракеты на безопасную для носителя высоту;
Технический результат (эффект применения) предлагаемого способа заключается в:
- отсутствии необходимости принятия мер по обеспечению теплозащиты пусковой трубы (контейнера) и верхней поверхности носителя;
- отсутствии необходимости принятия мер по увеличения прочности и устойчивости формы носителя при применении сквозной трубы для запуска ракет и системы рельсов для безударного вывода ракеты в воздух;
- обеспечении безопасного старта ракеты с борта носителя даже на стоянке (аэродроме, месте базирования) без хода;
- отсутствии необходимости применения сложной конструкции выдвигаемых пусковых скользящих направляющих рельсов для обеспечения соосного безударного движения ракеты при выходе из пусковой трубы, требующих сложного конструкторско-технологического решения для обеспечения их прочности и изгибной жесткости;
- отсутствии необходимости дополнительного укрепления конструкции рельсов для выдвижения на них индивидуального дефлектора раздвигаемой конструкции;
- отсутствии необходимости применения мощных ракетных двигателей («газовых горелок») на корпусе носителя или дефлектора, создающих вертикальный газовый барьер для набегающего потока воздуха.
Осуществление изобретения.
Для осуществления изобретения могут быть использованы средства, известные до даты приоритета изобретения и широко используемые в конструкции пусковых контейнеров ракет и конструкции систем управления ракет:
– система «холодного» старта ракеты с помощью катапультирующего или обтюраторного устройства из пускового контейнера (пусковой трубы) – «Физические основы устройства и функционирования стрелково-пушечного и ракетного оружия», Часть II, учебное пособие для студентов ВУЗов, под ред. проф. В.В. Ветрова и проф. В.П. Строгалева, издательство ТулГУ, Тула, 2007, стр. 483;
– газодинамическая система управления ракетой (моментная система склонения и стабилизации углового положения) – «Физические основы устройства и функционирования стрелково-пушечного и ракетного оружия», Часть II, учебное пособие для студентов ВУЗов, под ред. проф. В.В. Ветрова и пр оф. В.П. Строгалева, издательство ТулГУ, Тула, 2007, стр. 167, 345…352;
– система воспламенения маршевого (стартового) двигателя – «Физические основы устройства и функционирования стрелково-пушечного и ракетного оружия», Часть II, учебное пособие для студентов ВУЗов, под ред. проф. В.В. Ветрова и проф. В.П. Строгалева, издательство ТулГУ, Тула, 2007, стр. 244…248;
Для правильного осуществления изобретения должна соблюдаться правильная последовательность работы средств, необходимых для осуществления изобретения:
запуск газодинамической системы поперечной стабилизации и склонения ракеты задерживается относительно момента срабатывания газогенератора катапультирующего устройства на время, достаточное для выхода соплового аппарата газодинамической поперечной системы стабилизации и склонения ракеты из пускового контейнера в воздух;
запуск маршевого двигателя ракеты задерживается относительно момента срабатывания газогенератора катапультирующего устройства на время, достаточное для взлета ракеты на безопасную для носителя высоту.
Пример осуществления изобретения приведен на схеме устройства, реализующего предлагаемый способ вертикального воздушного запуска ракет, где цифрами обозначены:
1. Корпус носителя.
2. Набегающий поток воздуха.
3. Газогенератор (пневмобаллон, пороховой аккумулятор давления и т.п.) системы «холодного» старта ракеты.
4. Обтюратор (катапультирующее устройство) системы «холодного» старта, выбрасывающий ракету в поток воздуха под действием газов газогенератора.
5. Двигатель поперечного газодинамического управления и склонения ракеты, обеспечивающий парирование аэродинамического нагружения стартующей ракеты набегающим потоком воздуха.