СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ ПОДГОТОВКИ И ПУСКА РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ С КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ Российский патент 2006 года по МПК B64G5/00 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к стартовым комплексам ракет-носителей космического назначения, и может быть использовано для расширения технологических возможностей, обеспечения высокой эффективности и надежности работы стартового комплекса, ракет-носителей и космических аппаратов путем обеспечения заправки и подпитки сжатым гелием высокой чистоты бортовых шарбаллонов, установленных в криогенных баках ракет-носителей и космических аппаратов.

Известны стартовые комплексы 36А, 36В для подготовки и пуска ракеты-носителя «Атлас-Кентавр» (US), содержащие центр управления запуском, транспортно-установочное оборудование, стартовое сооружение эстакадного типа, пусковую систему в виде поворотного пускового стола с лотковым газоотражателем, башню обслуживания, системы заправки компонентами топлива и сжатыми газами, компрессорную станцию, бортовые баллонные батареи с гелием для наддува бака горючего и продувки двигательной установки первой ступени, помещенные в кожух с жидким азотом, который сливается в наземную систему непосредственно перед пуском ракеты-носителя, и все другое необходимое оборудование (см. книгу «Космодром» под общей редакцией профессора А.П.Вольского. М.: Воениздат, 1977, с.81, 141) [8].

К достоинствам известного стартового комплекса следует отнести возможность успешного осуществления запуска космической ракеты-носителя, а к недостаткам - следующее:

- трудность обеспечения высокой надежности и эффективности работы стартового комплекса и ракеты-носителя из-за сложности сборки и установки ракеты-носителя на пусковую систему механизмами башни обслуживания;

- вынужденная транспортировка в космос кожуха-балласта снижает эффективность работы ракеты-носителя и не может считаться технически и экономически оправданной;

- недостаточно высокая чистота гелия в бортовых баллонных батареях (концентрация загрязнений по опытным данным порядка 3-7 мг/м) приводит к засорению проходных сечений пневмокоммуникации [24], загрязнению горючего и ухудшению характеристик и нарушению режима работы двигательной установки и, в конечном итоге, к невыполнению задач, поставленных перед ракетно-космической системой - ракетой-носителем и космическим аппаратом.

Известен стартовый комплекс №39 Космического центра им. Кеннеди, предназначенный для подготовки и пуска ракеты-носителя «Сатурн-V» с космическим кораблем «Аполлон», содержащий центр управления запуском, гусеничный транспортер, стартовое сооружение эстакадного типа с пусковым стендом и клиновидным газоотражателем, башню обслуживания, стартовую платформу с установленной на ней ракетно-космической системой и кабель-заправочной башней, системы заправки криогенными компонентами топлива, холодильный центр, компрессорную станцию, системы заправки сжатыми газами, системы кондиционирования для подачи воздуха и азота с контролируемой температурой и влажностью к ракетно-космической системе, четыре бортовых баллона (объемом 0,88 м³ каждый) с гелием для наддува бака горючего, установленных внутри кислородного бака первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-V» и другое необходимое оборудование [8, с.82; 141; 177-179; 200-201].

К достоинствам этого стартового комплекса можно отнести его уникальность как по своим габаритам, так и по насыщенности оборудованием и техническому решению, а к недостаткам - следующие:

- трудность обеспечения высокой надежности и эффективности работ на стартовом комплексе из-за сложности, большой продолжительности подготовки (14 дней) и трудоемкости операций;

- низкая чистота гелия в бортовых баллонах (концентрация загрязнений по опытным данным 5-7 мг/м³), возможность засорения бортовой пневмокоммуникации [24] и загрязнения горючего в баке, что может привести к изменению режима работы двигательной установки с нежелательными последствиями;

- при заправке охлажденных до криогенных температур бортовых баллонов теплым сжатым гелием высокого давления возможно возникновение теплового удара, способного разрушить стенки бортовых баллонов и вызвать криоудар (наподобие гидроудара) в кислородном баке, что приведет к выходу из строя ракеты-носителя и космического аппарата.

Указанные недостатки не позволяют использовать стартовый комплекс №39 ни для прототипа, ни для усовершенствования.

Дальнейший анализ патентов и научно-технической литературы [1-26 и др.] показал, что по технической сущности и достигаемому эффекту наиболее близким к предлагаемому изобретению является стартовый комплекс для подготовки и пуска ракет-носителей с космическими аппаратами, описанный в книге «Космодром» [8].

Этот стартовый комплекс содержит: центр управления запуском, транспортно-установочный агрегат, стартовое сооружение, пусковую систему с газоотражателем, башню обслуживания, прожекторную мачту с установленными на ней теле- и кинокамерами, размещенные в сооружениях системы заправки окислителем (жидким кислородом) и горючим, компрессорную станцию, системы газоснабжения, холодильный центр, воздушные системы обеспечения температурно-влажностных режимов отсеков и блоков ракеты-носителя и космического аппарата, систему наведения, электросиловое оборудование, контрольно-испытательную аппаратуру, проверочно-пусковое оборудование, технические системы и вспомогательное оборудование.

Технические системы включают в себя: систему водоснабжения, систему оборотного водоснабжения для охлаждения холодильных машин и других агрегатов, систему промстоков, систему противопожарной защиты, системы вентиляции, систему отопления, систему газоанализа помещений, средства грозозащиты и молниеотводы (диверторы) и средства связи.

К вспомогательному оборудованию относятся: подвижные и стационарные системы водяного, газового и пенного пожаротушения, системы нейтрализации компонентов топлива и другие.

Данный стартовый комплекс наиболее полно отвечает современным требованиям и выбран нами в качестве прототипа предлагаемого изобретения.

К достоинствам прототипа следует отнести возможность обеспечения безопасности работ в процессе подготовки и пуска ракет-носителей с космическими аппаратами, а к недостаткам - невозможность обеспечения заправки и подпитки сжатым гелием высокой чистоты бортовых шарбаллонов, установленных в криогенных баках разгонной третьей ступени головного блока ракеты-носителя и космического аппарата.

Техническим результатом изобретения является расширение технологических возможностей, обеспечение высокой эффективности и надежности работы стартового комплекса, ракеты-носителя и космического аппарата.

Поясним вкратце указанный технический результат.

Одной из важнейших технологических операций предстартовой подготовки ракеты-носителя и космического аппарата на стартовом комплексе является заправка сжатым гелием высокой чистоты бортовых шарбаллонов, установленных внутри криогенных баков ракетно-космической системы, заправленных жидкими криокомпонентами топлива.

На борту ракетно-космической системы сжатый гелий используется для:

- наддува криогенных баков с целью обеспечения нормальной бескавитационной работы турбонасосных агрегатов;

- продувки баков жидкого водорода (при их наличии);

- барботирования (перемешивания) жидкого кислорода в криогенных баках ракетно-космической системы в целях предотвращения температурного расслоения, отрицательно влияющего на работу двигательных установок и др.

Для проведения этих работ необходимо расширить технологические возможности как ракетно-космической системы, так и стартового комплекса, снабдив последний системой заправки и подпитки сжатым гелием высокой чистоты бортовых шарбаллонов, позволяющей охладить сжатый гелий до криогенных температур и очистить его от механических примесей, влаги, компрессорного масла, углекислого газа и других нежелательных примесей, наличие которых в заправляемом сжатом гелии недопустимо. Обеспечение высокой эффективности и надежности работы ракетно-космической системы возможно только при безотказной работе стартового комплекса, ракеты-носителя и космического аппарата, следовательно, полученный положительный эффект нельзя разделить на части, связанные со стартовым комплексом, ракетой-носителем и космическим аппаратом, так как они тесно взаимосвязаны между собой, неразрывны с точки зрения достижения цели изобретения, что не противоречит требованиям единства изобретения.

Указанный технический результат достигается благодаря тому, что стартовый комплекс для подготовки и пуска ракет-носителей с космическими аппаратами, содержащий центр управления запуском, транспортно-установочный агрегат, стартовое сооружение, пусковую систему с газоотражателем, башню обслуживания, прожекторную мачту с установленными на ней теле- и кинокамерами, размещенные в сооружениях системы заправки окислителем (жидким кислородом) и горючим, компрессорную станцию, системы газоснабжения, холодильный центр, воздушные системы обеспечения температурно-влажностных режимов отсеков и блоков ракеты-носителя и космического аппарата, систему наведения, электросиловое оборудование, контрольно-испытательную аппаратуру, проверочно-пусковое оборудование, технические системы и вспомогательное оборудование, согласно изобретению снабжен системой заправки и подпитки сжатым гелием высокой чистоты бортовых шарбаллонов, установленных в криогенных баках разгонной, например третьей, ступени головного блока ракеты-носителя и космического аппарата, состоящей из связанных с компрессорной станцией гелиевых ресиверов, каждый из которых посредством трубопроводов с арматурой соединен через газовый редуктор, криостаты, связанные с хранилищем жидкого азота, нагреватель, коллектор и вертикальный трубопровод с бортовыми шарбаллонами ракеты-носители и космического аппарата, а также азотного ресивера с арматурой, который с помощью трубопровода через газовый редуктор и нагреватель соединен с каждым из криостатов.

Авторам предлагаемого изобретения не известны аналогичные технические решения, в связи с чем, по мнению авторов, заявляемая совокупность неразрывно связанных существенных признаков, изложенных в формуле изобретения, соответствует критериям изобретения «существенные отличия» и «новизна».

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 показана структурная схема стартового комплекса для подготовки и пуска ракет-носителей с космическими аппаратами в момент после установки ракеты-носителя с космическим аппаратом на пусковую систему и подведения к ним агрегата (башни) обслуживания, на фиг.2 - схема системы заправки и подпитки сжатым гелием высокой чистоты бортовых шарбаллонов, установленных в криогенных баках разгонной третьей ступени головного блока ракеты-носителя и космического аппарата (бортовые шарбаллоны в космическом аппарате условно не показаны), а на фиг.3 - примерный график охлаждения газообразного гелия до требуемых температур заправки и подпитки.

Стартовый комплекс (фиг.1) содержит ракету-носитель 1 с боковыми блоками (конической формы), космический аппарат 2, центр управления запуском 3, транспортно-установочный агрегат 4, стартовое сооружение 5, пусковую систему 6 с газоотражателем 7, башню обслуживания 8, прожекторную мачту 9 с установленными на ней теле- и кинокамерами, размещенные в сооружениях системы заправки окислителем (жидким кислородом) 10 и горючим 11, компрессорную станцию 12, системы газоснабжения 13, холодильный центр 14, воздушные системы обеспечения температурно-влажностных режимов 15 отсеков и блоков ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2, систему наведения 16, электросиловое оборудование 17, контрольно-испытательную аппаратуру 18, проверочно-пусковое оборудование 19, технические системы 20 и вспомогательное оборудование 21.

Стартовый комплекс для подготовки и пуска ракет-носителей с космическими аппаратами снабжен системой заправки и подпитки сжатым гелием 22 высокой чистоты бортовых шарбаллонов 23 (фиг.1), установленных в криогенных баках 24 разгонной третьей ступени головного блока ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2.

Система заправки и подпитки сжатым гелием 22 состоит (фиг.2) из связанных с компрессорной станцией 12 гелиевых ресиверов 25, 26, каждый из которых посредством трубопроводов 27, 28 с пневмоарматурой, включающей угловые вентили 29, 30, дроссель 31, электропневмоклапаны 32, 33 и обратные клапаны 34, 35, соединен через газовый редуктор 36, криостаты 37, 38, связанные с хранилищем 39 жидкого азота, нагреватель 40 с тремя змеевиками, коллектор 41 и вертикальный трубопровод 42 (фиг.1) с бортовыми шарбаллонами 23. Система заправки и подпитки сжатым гелием 22 (фиг.1) состоит также из азотного ресивера 43 с запорной арматурой 44 (фиг.2), который при помощи трубопровода 45 через газовый редуктор 46 и нагреватель 40 соединен с каждым из криостатов 37, 38.

Хранилище жидкого азота 39 снабжено средствами подачи жидкого азота с температурой 77К (-196°С) и посредством трубопроводов 47, 48 с арматурой 49, 50 соединено с криостатами 37, 38 (фиг.2).

Подготовку и пуск ракеты-носителя 1 с космическим аппаратом 2 на предлагаемом стартовом комплексе осуществляют из центра управления запуском 3, предназначенного для управления всеми операциями предстартовой подготовки и пуска, по циклограмме пуска ракеты-носителя, в которой показано таблично-графическое изображение последовательности проведения операций подготовки к пуску и пуск ракеты-носителя с космическим аппаратом с указанием времени, затрачиваемого на каждую операцию.

На техническом комплексе ракет-носителей (по старой терминологии технической позиции) полностью собранную и испытанную (в горизонтальном положении) ракету-носитель 1 с помощью кранов и траверс перекладывают на транспортно-установочный агрегат 4, после чего тщательно собранный, испытанный и заправленный (на заправочной станции технического комплекса) компонентами топлива и сжатыми газами космический аппарат 2 пристыковывают к ракете-носителю 1. После проверки правильности стыковки и кабельных связей ракеты-носителя 1 с космическим аппаратом 2 их закрепляют на транспортно-установочном агрегате 4 с помощью захватов и узлов крепления и транспортируют с технического комплекса на стартовый комплекс. Далее ракету-носитель 1 с космическим аппаратом 2 поднимают в вертикальное положение и устанавливают на пусковую систему 6, проводят вертикализацию, после чего транспортно-установочный агрегат 4 отводят от стартового комплекса на безопасное место.

Для обслуживания ракетно-космической системы - ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2 и осуществления стыковки бортовых разъемов коммуникаций с ответными разъемами коммуникаций наземных систем (то есть для подключения связей «Земля-борт») к ракетно-космической системе подводят башню обслуживания 8, которая имеет стационарные, выдвижные и поворотные площадки обслуживания, связанные скоростными лифтами (условно не показано).

Для термостатирования ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2 с момента их установки на пусковую систему 6 включают в работу воздушные системы обеспечения температурно-влажностных режимов 15 отсеков и блоков ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2, имеющие в своем составе вентиляторы для подачи воздуха с требуемыми параметрами (давлением, расходом, температурой), фильтры, очищающие воздух от пыли и механических примесей, связанные с холодильным центром 14 воздухоохладители, охлаждающие воздух до заданной температуры и осаждающие влагу из воздуха, и электронагреватели, обеспечивающие нагрев воздуха до требуемой температуры.

Перед заправкой ракеты-носителя 1 компонентами жидкого ракетного топлива системы заправки 10, 11 приводят в готовность, окислитель и горючее в заправочных емкостях охлаждают до определенной температуры и термостатируют.

Для повышения надежности работы насосов и исключения кавитации газовые подушки заправочных емкостей наддувают газом от систем газоснабжения 13 до оптимальных давлений.

К ракете-носителю 1 пристыковывают заправочные коммуникации. Перед заправкой ракеты-носителя 1 криогенными компонентами топлива наземные заправочные коммуникации, бортовые коммуникации и криогенные баки 24 ракеты-носителя 1 с установленными в них бортовыми шарбаллонами 23 захолаживают криогенной жидкостью, например жидким кислородом, до требуемой температуры заправки с минимальным расходом, исключающим тепловой удар.

Пары, образовавшиеся при захолаживании, сбрасывают через дренажно-предохранительный клапан (ДПК) ракеты-носителя 1 в атмосферу.

После захолаживания криогенные баки 24 заправляют переохлажденным или кипящим жидким кислородом с температурой 90К (-183°С).

Некриогенные баки заправляют горючим типа охлажденного керосина.

Топливо «кислород-керосин» наиболее освоено в ракетно-космической технике, недорого в производстве и удобно в эксплуатации.

Захолаживание и заправку глубокопереохлажденным кислородом теплоизолированных криогенных баков космического аппарата 2, в которых установлены бортовые шарбаллоны, на техническом комплексе осуществляют аналогично захолаживанию и заправке криогенных баков 24 ракеты-носителя 1 на стартовом комплексе.

Перед заправкой бортовых шарбаллонов 23 (фиг.1) сжатый гелий должен пройти специальную подготовку, включающую очистку от механических приесей, влаги, компрессорного масла, углекислого газа и других нежелательных примесей путем вымораживания их в криостатах и задержания на фильтроэлементах тонкой очистки, установленных в криостатах.

Наличие этих примесей в сжатом гелии недопустимо, так как приводит к засорению проходных сечений бортовой пневмокоммуникации ракетно-космической системы, загрязнению криогенных компонентов топлива при их барботировании в полете и наддуве криогенных баков и, как следствие, к ухудшению характеристик и режимов работы двигательных установок ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2.

Предварительно криостаты 37, 38 (фиг.2) заливают по трубопроводам 47, 48 с арматурой 49, 50 жидким азотом с температурой 77К (-196°С) из хранилища жидкого азота 39. Затем сжатый гелий из гелиевых ресиверов 25, 26 подают в криостаты 37, 38, где он, охлаждаясь в жидком азоте до температуры, обеспечивающей вымораживание вредных примесей, очищается, а примеси задерживаются на фильтроэлементах криостата.

Система заправки и подпитки сжатым гелием бортовых шарбаллонов работает в двух режимах. В первом режиме I (фиг.3) охлажденный до криогенных температур и очищенный сжатый гелий по трубопроводам 41, 42 с арматурой 32, 33, 34, 35 (при невключенном электронагревателе 40) подают в бортовые шарбаллоны 23 для полоскания их с целью очистки от возможных загрязнений, после чего бортовые шарбаллоны 23 заправляют гелием до заданного рабочего давления (например, не более 22 МПа).

При этом контролируют давление и температуру газообразного гелия на входе и выходе из криостатов 37, 38 (фиг.2) и на входе в ракету-носитель 1 (фиг.1). При разности давлений на входе и выходе из криостата более чем 1 МПа отключают один криостат и подключают другой.

При втором режиме II (фиг.3) охлажденный и очищенный в криостате сжатый гелий поступает в электронагреватель 40 для последующего нагрева до требуемой температуры на входе в ракету-носитель 1 (например, от минус 40°С до плюс 50°С).

По окончании заправки и подпитки сжатым гелием бортовых шарбаллонов выдают команду на закрытие электропневмоклапанов 32, 33 и отключают криостаты 37, 38 для отмораживания и регенерации.

Заправку бортовых баллонов азотом и воздухом (при необходимости) производят от систем газоснабжения 13, представляющих собой ресиверные с баллонами высокого давления, необходимой регулирующей и запорной арматурой, а также системой газовых редукторов давления для снижения давления сжатых газов, поступающих к потребителям.

В процессе предстартовой подготовки с использованием систем газоснабжения 13 производят продувки магистралей, хвостовых отсеков, двигательных установок, наддув баков ракеты-носителя 1 и др.

Компрессорная станция 12 работает в нетехнологическое время (то есть до начала работ по предстартовой подготовке), обеспечивая заполнение баллонов ресиверов систем газоснабжения 13 кондиционными (чистыми и осушенными) сжатыми газами (воздухом, азотом, гелием) давлением до 40 МПа с точкой росы не выше минус 55°С.

Холодильный центр 14, включающий холодильные машины, рассольные баки для теплоносителя, насосы и другое оборудование, работает при термостатировании (охлаждении) компонентов топлива в заправочных системах 10, 11, охлаждении термостатирующего воздуха, азота и др.

Работа системы наведения 16 в составе пусковой системы 6 заключается в придании ракетно-космической системе 1, 2, находящейся на пусковой системе 6, строго вертикального положения с помощью опор или домкратов пусковой системы 6 и азимутальном наведении - совмещении плоскости стабилизации ракетно-космической системы 1, 2 с плоскостью пуска путем разворота ракетно-космической системы в горизонтальной плоскости с помощью поворотного круга пусковой системы 6.

Для наведения ракетно-космической системы 1, 2 выполняют геодезическую подготовку пуска и определяют координаты пусковой системы 6 и ориентирные направления. Затем включают электросиловое оборудование 17 для электроснабжения ракеты-носителя 1, космического аппарата 2, электродвигателей насосов заправочных систем 10, 11, аппаратуры и систем дистанционного и автоматического управления, а также других систем и агрегатов специальными токами и постоянным током напряжением 27-30 В.

С помощью контрольно-испытательной аппаратуры 18 проводят контрольно-проверочные испытания приборов, агрегатов и систем ракеты-носителя 1, а также состыкованных ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2. Далее при помощи проверочно-пускового оборудования 19 производят предстартовые проверки аппаратуры и систем ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2, а также подачу команд на пуск ракетно-космической системы 1, 2.

В соответствии с циклограммой подготовки включают технические системы 20 для водоснабжения стартового комплекса, поддержания ракетно-космической системы 1, 2 и спецтехнологического оборудования в постоянной готовности к работе и создания нормальных условий, необходимых для успешной работы обслуживающего персонала.

По мере необходимости приводят в действие вспомогательное оборудование 21 для проведения вспомогательных операций, возникающих в процессе предстартовой подготовки.

Все работы по предстартовой подготовке и пуску ракеты-носителя 1 с космическим аппаратом 2 выполняют из центра управления запуском 3 по командам системы дистанционного управления технологическими операциями и проверочно-пускового оборудования 19 и фиксируют на пульте пуска набором транспарантов готовностей.

После завершения всех операций предстартовой подготовки производят пуск ракеты-носителя 1 с космическим аппаратом 2.

Газовая струя двигательных установок при пуске ракеты-носителя 1 отводится с помощью газоотражателя 7 по газоотводным каналам стартового сооружения 5 (фиг.1).

С помощью теле- и кинокамер, установленных на прожекторной мачте 9, производят съемку процессов предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя 1 с космическим аппаратом 2.

Предлагаемый стартовый комплекс для подготовки и пуска ракет-носителей с космическими аппаратами позволяет осуществить заправку и подпитку сжатым гелием высокой чистоты бортовых шарбаллонов, установленных в криогенных баках разгонной третьей ступени головного блока ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2 (фиг.1) с любой заданной температурой: как криогенной (ниже 120К), так и высокой (например, в интервале от 233 до 323К).

Высокая чистота сжатого гелия (концентрация загрязнений по опытным данным - 0,5-1,0 мг/м³), подаваемого в бортовые шарбаллоны, установленные в криогенных баках, достигается тем, что:

- во-первых, компрессорная установка, с помощью которой заправляются гелиевые ресиверы 25, 26 (фиг.2), имеет блок осушки и очистки для удаления механических примесей, пыли, масла и влаги;

- во-вторых, происходит вымораживание всех нежелательных примесей при криогенных температурах в криостатах и задержание их на фильтроэлементах тонкой очистки.

Кроме того, охлаждение сжатого гелия с одной стороны и расположение бортовых шарбаллонов 23 в криогенных баках 24 - с другой позволяют:

- увеличить плотность заправляемого сжатого гелия. Так, при давлении 22 МПа и температуре 90К плотность гелия равна примерно 112 кг/м³, тогда как при том же давлении и температуре 293К плотность составляет порядка 33,8 кг/м³, то есть с понижением температуры от 293 до 90К плотность сжатого гелия увеличивается в 3,3 раза;

- увеличить количество заправляемого сжатого гелия, поскольку M=ρV,

где М - количество заправляемого гелия, кг;

ρ - плотность гелия, кг/м³;

V - объем бортовых шарбаллонов, м³.

При V=3,52 м³ имеем М=112·3,52=394,24 кг;

- уменьшить объем бортовых шарбаллонов за счет увеличения плотности сжатого гелия при криогенных температурах;

- уменьшить массу конструкции шарбаллонов за счет уменьшения их толщин стенок в результате существенного упрочнения материала (нержавеющей стали) при криогенных температурах [21-23].

Указанные преимущества наряду с высокой чистотой заправляемого сжатого гелия (концентрация загрязнений по опытным данным не более 0,5-1,0 мг/м³) не только расширяют технологические возможности, но и обеспечивают высокую эффективность и надежность работы ракетно-космической системы и стартового комплекса в целом.

Сравнительный анализ предлагаемого и известных стартовых комплексов показал, что по техническому уровню и достигаемому эффекту предлагаемый стартовый комплекс для подготовки и пуска ракет-носителей с космическими аппаратами превосходит современный мировой уровень и отвечает критериям изобретения «Технический уровень» и «Положительный эффект».

Таким образом, совокупность неразрывно связанных между собой существенных признаков, изложенных в формуле изобретения, направленных на достижение единой цели, позволяет получить существенный положительный эффект, а именно: расширить технологические возможности, обеспечить высокую эффективность и надежность работы ракеты-носителя, космического аппарата и стартового комплекса в целом.

Изобретение будет использовано в полном объеме на стартовых комплексах ракет-носителей типа «Союз-2».

Источники информации

1. Патент RU 2099255 C1, 20.12.1997 - аналог.

2. Патент RU 2094337 С1, 27.10.1997 - аналог.

3. Патент US 4932607, B 64 G 5/00, 02.08.1989 - аналог.

4. Патент FR 2635500 A1, 23.02.1990 - аналог.

5. Патент Australia 6317804, B 64 G 5/00, 1990 - аналог.

6. Патент RU 2094338 C1, 20.06.1994 - аналог.

7. Патент RU 2158421 C2, 27.10.2000 - аналог.

8. Космодром. Под общей редакцией А.П. Вольского. М.: Воениздат, 1977, с. 79, 84-86; 87-92; 153-155 -прототип.

9. Ракеты-носители. Под общей редакцией проф. С.О. Осипова. М.:

Воениздат, 1981,с. 40 - аналог.

10. На земле и в космосе ФГУП КБОМ им. В.П. Бармина. Под общ. ред. д.т.н., проф. И.В. Бармина, с. 160 - аналог.

11. Космонавтика. Энциклопедия. М.: Изд-во «Советская энциклопедия», 1985, с. 26-28; 34-346-347 - аналоги.

12. Михайлов В.П., Назаров Г.А. Развитие техники пуска ракет. Под общ. ред. акад. В.П. Бармина. М., Воениздат, 1976, 196с. - аналогов не обнаружено.

13. Патент US PCT (US-98) 15899, В 64 G 5/00, 27.07.1998 - аналог.

14. Патент RU 2102292 C1, 30.04.1992 - аналог не обнаружен.

15. Патент RU 2078010 С1, 24.06.1994 - аналог не обнаружен.

16. Патент US 5529264, B 64 G 1/22, 22.06.1996 - аналог не обнаружен.

17. Патенты US 50464269 (1991) - 52286427 (1993) - аналогов не обнаружено.

18. Патент FR 2595318, B 64 G 5/00, 2.03.1987 - аналог не обнаружен.

19. Воронин Б.П., Столяров Н.А. Подготовка к пуску и пуск ракет. М.: Воениздат, 1972, с. 41-74 - аналоги.

20. Двигательные установки ракет на жидком топливе. М. «МИР», 1966 - аналогов не обнаружено.

21. Циклис Д.С. Техника физико-химических исследований при высоких и сверхвысоких давлениях. М.: Химия, 1965, с.17-21 - упрочнение материалов.

22. Зрелов В.Н., Серегин Е.П. Жидкие ракетные топлива М.: Химия, 1975, с.49-69; 178-181 - криогенные компоненты топлива, упрочнение материалов.

23. Герш С.Я. Глубокое охлаждение. Часть II. Издание третье. М.: Госэнергоиздат, 1960, с.402-410 - упрочнение материалов при криогенных температурах.

24. Байбаков Ф.Б., Шарапов В.М. Контроль примесей в сжатых газах. М.: Химия, 1989, с.6-14 - Источники загрязнения.

25. Патент US 5042358, 5 В 63 В 35/40, F 41 F 3/042 аналог не обнаружен.

26. Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космическим аппаратом, заявка №2003107416/11 (007814) от 18.03.2003. Решение о выдаче патента - аналог.

Изобретение относится к наземному оборудованию для космических кораблей. Предлагаемый стартовый комплекс содержит центр управления запуском, транспортно-установочный агрегат, стартовое сооружение, пусковую систему с газоотражателем, башню обслуживания и прожекторную мачту. На стартовом комплексе предусмотрены системы заправки окислителем и горючим, компрессорная станция, системы газоснабжения, холодильный центр, а также другие необходимые системы. Стартовый комплекс снабжен системой заправки и подпитки сжатым гелием высокой чистоты бортовых шарбаллонов, установленных в криогенных баках разгонной ступени головного блока ракеты-носителя и космического аппарата. Система содержит связанные с компрессорной станцией гелиевые ресиверы и азотный ресивер с арматурой. Каждый из гелиевых ресиверов посредством трубопроводов с арматурой соединен с бортовыми шарбаллонами ракеты-носителя и космического аппарата. Соединение включает газовый редуктор, криостаты, нагреватель, коллектор и вертикальный трубопровод. Криостаты связаны с хранилищем жидкого азота. Азотный ресивер с помощью трубопровода через газовый редуктор и нагреватель соединен с каждым из криостатов. Технический результат изобретения состоит в расширении технологических возможностей, обеспечении высоких эффективности и надежности работы стартового комплекса, ракеты-носителя и космического аппарата. 3 ил.

Стартовый комплекс для подготовки и пуска ракет-носителей с космическими аппаратами, содержащий центр управления запуском, транспортно-установочный агрегат, стартовое сооружение, пусковую систему с газоотражателем, башню обслуживания, прожекторную мачту с установленными на ней теле- и кинокамерами, размещенные в сооружениях системы заправки окислителем и горючим, компрессорную станцию, системы газоснабжения, холодильный центр, воздушные системы обеспечения температурно-влажностных режимов отсеков и блоков ракеты-носителя и космического аппарата, систему наведения, электросиловое оборудование, контрольно-испытательную аппаратуру, проверочно-пусковое оборудование, технические системы и вспомогательное оборудование, отличающийся тем, что он снабжен системой заправки и подпитки сжатым гелием высокой чистоты бортовых шаров-баллонов, установленных в криогенных баках разгонной ступени головного блока ракеты-носителя и космического аппарата, состоящей из связанных с компрессорной станцией гелиевых ресиверов, каждый из которых посредством трубопроводов с арматурой соединен через газовый редуктор, криостаты, связанные с хранилищем жидкого азота, нагреватель, коллектор и вертикальный трубопровод с бортовыми шарами-баллонами ракеты-носителя и космического аппарата, а также азотного ресивера с арматурой, который с помощью трубопровода через газовый редуктор и нагреватель соединен с каждым из криостатов.