СПОСОБ ОТРАБОТКИ СТАРТА РАКЕТЫ Российский патент 2014 года по МПК F41F3/42 

Описание патента на изобретение RU2534153C2

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при отработке старта баллистических ракет, преимущественно с двигателями на жидком топливе, при пусках как из наземных пусковых установок, так и установок, находящихся в подводном положении.

Выбор пуска зависит от особенностей ракетных комплексов, которые могут быть стационарными и подвижными. Наиболее распространенными являются старт на двигателе первой ступени с его запуском в пусковой установке и комбинированный способ, заключающийся в катапультировании ракеты из пусковой установки с помощью специального энергетического средства с последующим запуском двигателя после выхода ракеты из контейнера пусковой установки.

Примером старта на маршевом двигателе является старт ракеты США "Минитмен-2" (см. Воронин Б.П., Столяров Н.А. "Подготовка к пуску и пуск ракет". - М.: Воениздат, 1972, с.64).

При катапультирующем старте ракета может выбрасываться из пусковой установки с помощью пневмосистемы, как при пуске антиракеты США "Спринт", а при старте морских ракет типа "Паларис" ("Посейдон", "Трайдент") используется парогаз, вырабатываемый специальным РДТТ, горячие газы которого пропускают через воду, превращая ее в рабочее тело-пар (см. Воронин Б.П., Столяров Н.А. "Подготовка к пуску и пуск ракет" - М.: Воениздат, 1972, с.56 и с.68).

Для получения больших скоростей выхода ракеты из контейнера применяют специальный высокотемпературный пороховой аккумулятор давления.

В дальнейшем предложенный способ отработки старта ракеты будем рассматривать на примере катапультирующего старта из контейнера наземной пусковой установки с помощью порохового аккумулятора давления.

Для защиты ракеты от силового и высокотемпературного воздействия продуктов сгорания порохового аккумулятора давления используется поддон с установленным на нем обтюрирующим поясом, который обеспечивает перекрытие кольцевого зазора между ракетой и контейнером. Двигатель первой ступени запускается после выхода ракеты из контейнера, поддон отделяется от ракеты до появления расхода двигателя. При этом располагаемый внутренний объем в кормовой части ракеты, ограниченный поверхностью поддона, допускает предварительное отклонение органов управления на углы, необходимые для реализации увода ракеты в заданную зону падения.

Испытания на участке старта проводятся с целью отработки выбранного способа старта ракеты и проверки правильности принятых технических решений по конструкции ракеты и пусковой установке с точки зрения динамики старта, в частности, по характеристикам энергетических средств старта, его запуску, обеспечению безударного выхода ракеты из пусковой установки, формированию команд на запуск, отключению двигателя первой ступени, обеспечению увода ракеты от стартовой позиции с последующим приземлением (приводнением) в заданной зоне. Известен способ отработки старта с помощью пусков экспериментальной ракеты (см. Э. Бургесс "Баллистические ракеты дальнего действия", перев. с англ., М.: Воениздат, 1963, с.61-62).

Экспериментальная ракета имеет весогабаритный макет ракеты, двигательную установку стартовой ступени с ограниченным запасом топлива, органы управления и систему управления.

В течение пяти секунд активного полета макет совершил полет по запрограммированной траектории до высоты 600 м и упал в море на расстоянии 800 м от места старта.

Этот способ по технической сути наиболее близок к предлагаемому изобретению и выбран в качестве базового (прототипа).

Использование экспериментальных ракет (макетов) с системой управления для отработки старта с технической и особенно с экономической точки зрения является нецелесообразным.

Из изложенного выше видно, что объем решаемых задач на участке старта и сами задачи относительно несложны для системы управления по сравнению с задачами стабилизации и управления, которые на нее возлагается на последующих участках полета.

Поэтому использование системы управления при испытаниях на участке старта значительно увеличивает стоимость этого этапа испытаний.

Задачей настоящего изобретения является разработка способа отработки старта ракеты с использованием упрощенного по сравнению с системой управления бортового командного устройства, позволяющего формировать команды на задействование всех систем, необходимых для реализации старта весогабаритного макета, и тем самым решать поставленные выше технические задачи.

Указанная задача решается тем, что для отработки старта ракеты при помощи пусков весогабаритного макета ракеты, снабженного, как на ракете, энергетическим средством катапультирования из контейнера пусковой установки (например, пороховым аккумулятором давления), двигателем первой ступени, а на макете вместо системы управления использовано бортовое командное устройство, в состав которого входит электрический источник питания, ряд переключателей и электрические цепи связей с системами, обеспечивающих старт.

В предлагаемом способе отработки старта для реализации катапультирования макета из контейнера, отделения поддона от макета, запуска двигателя после выхода из контейнера, увода макета от пусковой установки в заданную зону падения вводятся следующие отличительные операции.

До пуска макета определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, а также время работы двигателя первой ступени, величины которых затем используют при уводе макета в заданную зону падения.

Для этого отклоняют в известном направлении органы управления на полученные величины углов и неподвижно их закрепляют.

Баки макета заправляют необходимым количеством топлива в соответствии с выбранным временем работы двигателя. По электрическому сигналу бортового устройства включают энергетическое средство катапультирования, которое обеспечивает выход макета из контейнера со скоростями, необходимыми для устойчивого движения макета в процессе запуска двигателя.

Пуск двигателя по команде бортового устройства производят с временной задержкой относительно момента выхода макета из контейнера, обеспечивающей отделение поддона от макета до появления расхода двигателя и исключающей в дальнейшем разрушающее воздействие на пусковую установку струй работающего двигателя.

С помощью отклоненных органов управления разворачивают макет в сторону увода.

В известный момент времени прекращают работу двигателя и после движения на участке спуска макет достигает заданной зоны падения.

Под «устойчивым движением макета в процессе запуска двигателя» понимается движение с такими скоростями выхода из контейнера, при которых в процессе запуска двигателя и его выхода на режим полной тяги вертикальная скорость макета сохраняется положительной на рассматриваемом пути движения, а достигнутая высота подъема обеспечивает безопасность пусковой установки от воздействия струй двигателя.

При этом параметры углового движения макета должны находиться внутри области, при которой обеспечивается увод макета в заданную безопасную зону.

Это достигается путем соответствующего выбора энергетических характеристик средства катапультирования макета из контейнера, величины временной задержки команды на запуск двигателя с учетом известной циклограммы его запуска и условий отделения поддона.

Для примера рассмотрим катапультирующий способ старта весогабаритного макета баллистической ракеты из наземной стационарной пусковой установки с помощью порохового аккумулятора давления. Двигатель первой ступени состоит из нескольких однокамерных блоков с осями качания в плоскостях стабилизации ракеты.

Вместо системы управления использовано бортовое командное устройство.

Диапазон скоростей выхода макета из контейнера пусковой установки составил 26-31 м/с, а величина временной задержки команды на запуск двигателя выбрана 0,3 с от момента выхода из контейнера. Поддон отделился до появления расхода двигателя, на момент выхода двигателя на режим полной тяги вертикальная скорость положительная, 8,4-14 м/с, а расстояние среза сопл двигателя от поверхности Земли достигало 33-38 м, что обеспечивает безопасность пусковой установки от воздействия струй двигателя. С помощью отклонения двух камер в плоскости тангажа на угол 1 град с последующим неподвижным их закреплением и временем работы двигателя 7 сек обеспечивается приземление макета ракеты в заданном районе, на расстоянии 1160 м от точки старта.

Предложенный способ с бортовым командным устройством позволяет без использования системы управления обеспечить отработку старта и надежный увод макета от стартовой позиции.

Похожие патенты RU2534153C2

название год авторы номер документа
СПОСОБ ОТРАБОТКИ СТАРТА РАКЕТЫ 2013
  • Дегтярь Владимир Григорьевич
  • Проскурин Александр Георгиевич
  • Семёнов Андрей Александрович
  • Чернышёв Геннадий Иванович
RU2536298C2
БОРТОВОЕ КОМАНДНОЕ УСТРОЙСТВО НА МАКЕТЕ РАКЕТЫ ДЛЯ ОТРАБОТКИ СТАРТА 2013
  • Дегтярь Владимир Григорьевич
  • Проскурин Александр Георгиевич
  • Семёнов Андрей Александрович
  • Чернышёв Геннадий Иванович
RU2536942C2
СПОСОБ ПУСКА РАКЕТЫ ИЗ ШАХТЫ ПОДВОДНОЙ ЛОДКИ 2002
  • Борзов В.С.
  • Егоров С.Б.
  • Семенов А.А.
  • Чернышев Г.И.
RU2235286C2
СПОСОБ СТАРТА УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ ИЗ ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОГО КОНТЕЙНЕРА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2003
  • Бондаренко Л.А.
  • Ефремов Г.А.
  • Леонов А.Г.
  • Мельников В.Ю.
  • Сабиров Ю.Р.
  • Хомяков М.А.
  • Царев В.П.
RU2240489C1
СПОСОБ СТАРТА РАКЕТЫ С САМОЛЕТА ДЛЯ ВЫВЕДЕНИЯ ПОЛЕЗНОГО ГРУЗА НА ОРБИТУ 2006
  • Проскурин Александр Георгиевич
  • Семенов Андрей Александрович
  • Степанов Владимир Викторович
  • Чернышев Геннадий Иванович
RU2334190C2
СПОСОБ СТЕНДОВОГО ИСПЫТАНИЯ КАТАПУЛЬТНОГО УСТРОЙСТВА РАКЕТЫ ПРИ ВЕРТИКАЛЬНОМ ЗАПУСКЕ 2009
  • Никитин Василий Тихонович
  • Козьяков Алексей Васильевич
  • Кислицын Алексей Анатольевич
  • Молчанов Владимир Федорович
  • Куценко Геннадий Васильевич
  • Поник Анатолий Никитович
  • Овчинников Василий Афанасьевич
  • Баталов Владимир Георгиевич
RU2395059C1
СПОСОБ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВОЗДУШНОГО ЗАПУСКА РАКЕТ 2018
  • Доронин Виктор Валентинович
  • Соколовский Виктор Владимирович
  • Самонов Виктор Алексеевич
  • Янцевич Михаил Владимирович
  • Анцев Георгий Владимирович
  • Анцев Иван Георгиевич
  • Старостенко Антон Валентинович
  • Потапов Владимир Федорович
RU2722633C1
СПОСОБ СТАРТА РАКЕТЫ С САМОЛЕТА ДЛЯ ВЫВЕДЕНИЯ ПОЛЕЗНОГО ГРУЗА НА ОРБИТУ 2008
  • Чернышёв Геннадий Иванович
  • Проскурин Александр Георгиевич
  • Семенов Андрей Александрович
RU2394201C2
СПОСОБ НАЗЕМНОГО ИЛИ НАДВОДНОГО СТАРТА РАКЕТЫ С СИСТЕМОЙ УПРАВЛЕНИЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 1996
  • Артамасов О.Я.
  • Ефремов Г.А.
  • Хомяков М.А.
RU2096721C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМ РАКЕТНЫМ КОМПЛЕКСОМ 1996
  • Лагутин Б.Н.
  • Лапыгин В.Л.
  • Ясинский Г.А.
  • Соломонов Ю.С.
  • Быстрицкий В.А.
  • Сычев Б.В.
  • Румянцев Г.Н.
  • Сухадольский А.П.
  • Васильев Ю.С.
  • Полухин В.А.
  • Пилипенко П.Б.
  • Французов В.А.
RU2108540C1

Реферат патента 2014 года СПОСОБ ОТРАБОТКИ СТАРТА РАКЕТЫ

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, время работы двигателя, отклоняют в известном направлении органы управления на полученные величины углов и неподвижно их закрепляют, баки макета заправляют необходимым количеством топлива, включают энергетическое средство катапультирования, катапультируют макет ракеты из контейнера, размещенного на пусковой установке (ПУ), отделяют поддон от макета, запускают двигатель после выхода из контейнера с временной задержкой относительно момента выхода макета из контейнера, уводят макет от ПУ в заданную зону падения. Изобретение позволяет исключить использование системы управления для обеспечения старта и увода макета от стартовой позиции.

Формула изобретения RU 2 534 153 C2

Способ отработки старта ракеты из контейнера, размещенного в пусковой установке, при помощи пусков весогабаритного макета ракеты, снабженного, как на ракете, энергетическим средством катапультирования из контейнера (например, пороховым аккумулятором давления) и двигателем первой ступени, на макете вместо системы управления использовано бортовое командное устройство, в состав которого входит электрический источник питания, ряд переключателей и электрические цепи связей с системами, обеспечивающих старт, заключающийся в катапультировании макета из контейнера, отделении поддона от макета, запуске двигателя после выхода из контейнера, уводе макета от пусковой установки в заданную зону падения, отличающийся тем, что до пуска макета определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, а также время работы двигателя, величины которых затем используют при уводе макета в заданную зону падения, для этого отклоняют в известном направлении органы управления на полученные величины углов и неподвижно их закрепляют, баки макета заправляют необходимым количеством топлива в соответствии с выбранным временем работы двигателя, затем по электрическому сигналу бортового устройства включают энергетическое средство катапультирования, которое обеспечивает выход макета из контейнера со скоростями, необходимыми для устойчивого движения макета в процессе запуска двигателя, а запуск двигателя по команде бортового устройства производят с временной задержкой относительно момента выхода макета из контейнера, обеспечивающей отделение поддона от макета до появления расхода двигателя и исключающей в дальнейшем разрушающее воздействие на пусковую установку струй работающего двигателя, с помощью отклоненных органов управления разворачивают макет в сторону увода, в известный момент времени прекращают работу двигателя и после движения на участке спуска макет достигает заданной зоны падения.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2014 года RU2534153C2

СПОСОБ СТЕНДОВОГО ИСПЫТАНИЯ КАТАПУЛЬТНОГО УСТРОЙСТВА РАКЕТЫ ПРИ ВЕРТИКАЛЬНОМ ЗАПУСКЕ 2009
  • Никитин Василий Тихонович
  • Козьяков Алексей Васильевич
  • Кислицын Алексей Анатольевич
  • Молчанов Владимир Федорович
  • Куценко Геннадий Васильевич
  • Поник Анатолий Никитович
  • Овчинников Василий Афанасьевич
  • Баталов Владимир Георгиевич
RU2395059C1
СПОСОБ СТЕНДОВОГО ИСПЫТАНИЯ ПОРШНЕВОГО КАТАПУЛЬТНОГО УСТРОЙСТВА РАКЕТЫ 2005
  • Никитин Василий Тихонович
  • Козьяков Алексей Васильевич
  • Молчанов Владимир Федорович
  • Колесников Виталий Иванович
  • Щетинин Валерий Николаевич
  • Баталов Владимир Георгиевич
  • Овчинников Василий Афанасьевич
  • Кислицын Алексей Анатольевич
  • Карпучек Эдуард Михайлович
  • Поник Анатолий Никитич
RU2288420C2
JP 5026597 A, 02.02.1993;
US 6752682 B1, 22.06.2004

RU 2 534 153 C2

Авторы

Дегтярь Владимир Григорьевич

Камалеев Рустам Зангирович

Проскурин Александр Георгиевич

Семёнов Андрей Александрович

Чернышёв Геннадий Иванович

Даты

2014-11-27Публикация

2013-03-19Подача