способ старта ракеты

Формула изобретения

Способ старта ракеты, имеющей многодвигательную первую ступень, заключающийся в запуске двигателей многодвигательной установки первой ступени и подъеме ракеты с исключением ее соударения с элементами стартовых сооружений, расположенных вблизи от ракеты, отличающийся тем, что при невзрывном отказе одного из двигателей первой ступени на старте выполняют маневр увода аварийной ракеты от элементов стартовых сооружений путем разворота ракеты в сторону от стартовых сооружений по крену на угол 30 - 90 град. или/и по тангажу на угол 5 - 10 град.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к ракетам с многодвигательной первой ступенью.

В ракетной технике известны способы старта ракеты, исключающие соударение ракеты с элементами стартовых сооружений.

Например, известен способ старта ракеты с автоматическим отделением трубопроводных систем заправки стартовых двигателей I ступени от ракеты при старте (см., например, патент США N 4991798, кл. 244-135 R, B 64 D 37/00 от 12.02.91 г.).

Известен способ старта ракеты с многодвигательной установкой первой ступени ракеты с отделяемым после старта ракеты модулем, через который осуществляется связь бортовых коммуникаций с наземными системами. Этот способ исключает соударение ракеты с элементами стартовых сооружений, расположенных вблизи от ракеты (см., например, патент РФ 2090461, заявка 95115377/11, кл. B 64 G 1/00, 1/22, 1/40 от 31.08.95 г.).

Недостатками последнего способа является однократное использование сложного и дорогостоящего отделяемого модуля, оснащенного несколькими поясами крепления с разъемными узлами, толкателями, двигателями увода модуля от ракеты, топливными и пневматическими коммуникациями с двумя комплектами стыковочных узлов и отсечных клапанов, электрическими цепями с разъемами и автономным блоком выдачи команд. Кроме того, конструкция ракеты предполагает сохранение на пусковой установке (ПУ) механизмов отвода на безопасный угол стартовых опор и ответных стыковочных плит. Все это существенно усложняет и удорожает стартовый комплекс и ракету.

Известен способ (прототип) старта ракеты "Восток", заключающийся в запуске двигателей многодвигательной установки первой ступени, подъеме ракеты с исключением соударения ракеты с элементами стартовых сооружений, расположенных вблизи от ракеты, а именно включающий отвод стартовых опор и кабель-заправочных мачт на безопасный угол от ракеты при ее подъеме или по команде с пульта управления пуском ракеты (см., например, "Стартовый комплекс ракеты "Восток", Космонавтика, Энциклопедия. - М.: Советская энциклопедия, 1985 г., стр. 383, 384).

Недостатками указанных способов старта являются их конструктивная сложность, множество различных механизмов увода элементов стартовых сооружений, большие веса конструкции и, как следствие, существенные материальные расходы при создании и эксплуатации этих и аналогичных конструкций, особенно, если ракета имеет больший вес и габариты.

Задачей предложенного изобретения является создание способа безопасного старта ракеты при невзрывном отказе одного из двигателей многодвигательной установки первой ступени на старте с последующим сносом аварийной ракеты в направлении отказавшего двигателя и возможным соударением ракеты с элементами конструкции стартовых сооружений. Техническим результатом изобретения является повышение безопасности старта за счет исключения возможности соударения ракеты с одним отказавшим на старте двигателем с элементами стартовых сооружений (стартовыми опорами, кабель-заправочной башней (КЗБ), фермой обслуживания и другими элементами пусковой установки) с одновременным упрощением и удешевлением конструкции стартовых опор ПУ, КЗБ и фермы обслуживания.

Технический результат в способе старта ракеты с многодвигательной первой ступенью, заключающийся в запуске двигателей многодвигательной установки первой ступени, подъеме ракеты с исключением соударения ракеты с элементами стартовых сооружений, расположенных вблизи от ракеты, в соответствии с изобретением достигается тем, что при невзрывном отказе одного из двигателей многодвигательной первой ступени при старте выполняют маневр "увода" аварийной ракеты от элементов стартовых сооружений за счет разворота ракеты в сторону от стартовых сооружений по крену на угол 30-90 град. или/и тангажу на угол 5-10 град.

В соответствии с изобретением при невзрывном отказе одного из двигателей многодвигательной установки первой ступени ракеты и ее боковом сносе в сторону стартовых сооружений сразу после отказа двигателя или по сигналу "Авария двигателя" ракета выполняет маневр "Увода" за счет разворота по крену или/и тангажу по заранее введенной в систему управления ракетной программе.

Углы разворота ракеты должны корректироваться для каждого конкретного случая в зависимости от типа конструкции ракеты, расположения и размеров стартовых сооружений, стартовой перегрузки ракеты с учетом потери тяги отказавшего двигателя и др.

В случае реализации изобретения возможно существенно упростить сооружения стартового комплекса, например можно выполнить стартовые опоры пусковой установки неубирающимися, ферма обслуживания и кабель-заправочная башня могут быть приближены к ракете, а углы или расстояния отвода элементов ПУ (КЗБ, ферма обслуживания и др.) могут быть сокращены в несколько раз, что существенно упростит и удешевит стартовый комплекс, обеспечив при этом повышение безопасности старта ракеты.

При реализации изобретения сохраняется схема стыковки бортовых и наземных коммуникаций на ПУ, в том числе и с помощью кабель-заправочной башни, являющейся традиционной и отработанной для отечественной и зарубежной техники.

На чертеже приведена в качестве примера возможная траектория увода ракеты с многодвигательной первой ступенью от КЗБ при отказе одного двигателя первой ступени, расположенного со стороны КЗБ. Траектория приведена для хвостовой части ракеты при выполнении ракетой маневра увода при развороте ракеты по крену на угол, равный 60 град. (пунктирной линией показана аналогичная траектория без реализации предлагаемого маневра "Увода" ракеты). Такой же вид имеет и траектория увода аварийной ракеты и при развороте ракеты по тангажу на угол порядка 5 град.