Aerospace technology, in particular, methods for orbital injection of payloads (communication satellites, monitoring satellites, etc.) into low and medium earth orbits with the aid of aerospace systems comprising a carrier aircraft (CA) and a launch vehicle (LV) with a payload (PL). In the present method, after the CA 1 takeoff from the base aerodrome, its flight in the maximum cruising speed mode to the LV 2 launch area, pitchdown 7 of the CA 1 is effected to gain the maximum permissible horizontal flight speed, and at the moment that speed is attained, CA 1 pitchup 8 with the maximum allowable angle of attack is executed, culminating in transition to an angle of attack with a near-zero g-load (zero-gravity condition), with the pitchup parameters chosen so that at the LV 2 with PL 3 point of separation from the CA 1, the CA 1 has attained a speed V.sub.D, flight altitude H.sub.D and a trajectory pitch angle O.sub.d ensuring a maximum PL 3 and a near-zero normal g-load 9. Separation of the LV 2 from the CA 1 is executed, imparting the LV 2 with a CA 1 related speed assuring that the LV 2 lags behind the CA 1 at a safe distance 10, then the LV 2 sustainers are fired, and, either prior to the sustainers' ignition, or after the ignition (by sustainers), the launch vehicle with the PL 3 is turned into a position differing form the vertical by an angle of 10-30 .degree. in the vertical plane in the launch direction 11. At the LV 2-PL 3 separation point 22, the CA 1 position is stabilized in an inertial coordinate system. The present invention makes it possible to safely, efficiently and with maximum payload capacity, place payloads into designated orbits and deliver payloads to given terrestrial and oceanic areas.

Technologie aérospatiale, en particulier, méthodes pour l'injection orbitale des charges utiles (satellites de communication, surveillant des satellites, etc...) dans la basse et moyenne terre orbite à l'aide des systèmes aérospatiaux comportant un avion de porteur (CA) et un véhicule de lancement (BT) avec une charge utile (PL). Dans la méthode actuelle, après le décollage de CA 1 de l'aérodrome bas, son vol en mode maximum de vitesse de croisière au secteur de lancement de BT 2, le pitchdown 7 du CA 1 est effectué pour gagner la vitesse horizontale permise maximum de vol, et à l'heure actuelle cette vitesse est atteinte, le pitchup 8 de CA 1 avec l'angle d'attaque maximal permis est exécutée, aboutissant à la transition à un angle d'attaque avec une g-charge proche-zéro (état de zéro-pesanteur), avec les paramètres de pitchup choisis de sorte qu'à la BT 2 avec le PL 3 points de séparation du CA 1, le CA 1 aient atteint une vitesse V.sub.D, altitude de vol H.sub.D et une trajectoire lancent l'angle O.sub.d assurant un maximum PL 3 et une g-charge normale proche-zéro 9. La séparation de la BT 2 du CA 1 est exécutée, donnant la BT 2 avec une vitesse reliée de CA 1 s'assurant que la BT 2 traîne derrière le CA 1 à une distance sûre 10, alors les groupes moteurs de BT 2 sont mises le feu, et, ou avant l'allumage des groupes moteurs, ou après l'allumage (par des groupes moteurs), le véhicule de lancement avec le PL 3 est transformé en forme différente de position la verticale par un angle du degree 10-30. dans le plan vertical dans la direction 11 de lancement. Au point 22 de séparation de BT 2-PL 3, la position de CA 1 est stabilisée dans un système du même rang à inertie. La présente invention le rend possible sans risque, efficacement et de la capacité maximum de charge utile, charges utiles d'endroit dans des orbites indiquées et livre des charges utiles aux secteurs terrestres et océaniques donnés.