Способ запуска ракеты-носителя с морского судна

 

Изобретение относится к технике запуска ракет-носителей с морских плавсредств. Ракету устанавливают и закрепляют на пусковом столе с газоотражателем. Стол вместе с ракетой размещают в пусковой трубе судового контейнера с возможностью перемещения по вертикали. Подают под стол сжатый воздух и вывешивают его. Затем пусковому столу с ракетой сообщают ускорение, для чего с помощью сжатого воздуха из балластной цистерны контейнера под стол в зазор между телескопической трубой пневмозвена и пусковой трубой контейнера подают воду. Контролируют расстояние, пройденное пусковым столом, и в зависимости от его величины повышают давление в балластной цистерне. После прохождения пусковым столом заданного расстояния прекращают подачу сжатого воздуха в цистерну и под стол. При выходе газоотводящей поверхности газоотражателя стола за верхний срез контейнера разрывают связи ракеты с пусковым столом и включают зажигание двигателя первой ступени ракеты. После этого гасят скорость движения пускового стола и прекращают подачу воды из балластной цистерны контейнера. Изобретение позволяет повысить надежность запуска ракеты-носителя с надводного морского судна за счет сокращения времени воздействия на судно газодинамической струи двигателя ракеты. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к технике пуска ракет и предназначено для использования в морском пусковом стартовом комплексе на базе морского судна водоизмещением 45000 - 50000 тс.

Известны способы запуска ракет-носителей (РН) с морских судов.

Известен способ запуска РН весом до 100 тс, разработанных на базе баллистических ракет подводных лодок, при котором запуск осуществляют из шахт подводных лодок (ПЛ) (Российское ракетное оружие 1943 - 1993 гг. Справочник. / Под редакцией Карпенко А.В. - СПб.: ПИКА Ltd, 1993). В известном способе запуска осуществляют разгон РН в шахте ПЛ с помощью поршневой силы, создаваемой пусковым устройством, а после выхода РН из шахты включают зажигание двигателей первой ступени.

Известен способ запуска РН, реализуемый системой запуска ракет с подводных лодок по патенту США N 3182554, НКИ 89-1.7, 1965 г. В известном способе ракету, центрированную относительно пусковой трубы стартовой шахты ПЛ, разгоняют в пусковой трубе с помощью парогазовой смеси, образующейся при прохождении выхлопной струи газов заряда твердого топлива через водяную камеру. Парогазовую смесь подают в нижнюю часть трубы под обтюратор ракеты. После выхода ракеты из воды включают зажигание двигателей ракеты.

Недостатком известных способов является то, что они предполагают относительно высокие жесткостно-прочностные характеристики РН. При этом эти РН могут доставить на орбиту высотой 200 км лишь 0,1 - 0,43 тс полезной нагрузки, т.е. их возможности в данном смысле ограничены.

Известен способ запуска РН весом более 100 тс, при котором запуск РН осуществляют с пускового стола с газоотражателем на двигателях первой ступени. При этом отрыв от пускового стола происходит в момент набора расчетной тяги РН. Этот способ предполагает менее высокие жесткостно-прочностные характеристики РН. При этом подобные РН обладают более широкими возможностями по доставке полезной нагрузки на околоземную орбиту.

Наиболее близким по совокупности признаков к предлагаемому способу является способ запуска РН с морского судна, который осуществляется устройством по патентной заявке Великобритании N 2172247, МПК⁴ B 63 B 35/02, 1986 г. В известном способе РН запускают с морского судна, например, модифицированного танкера, снабженного пусковым столом с газоотражателем. Способ включает в себя установку и закрепление ракеты на пусковом столе с газоотражателем и последующее включение двигателя первой ступени.

Однако известный способ запуска для РН, которые отличает высокая тяговооруженность на старте, обуславливает протяженное во времени газодинамическое воздействие газопламенной струи на стартовую площадку судна, что объективно понижает надежность запуска РН в этих условиях в сравнении с наземным запуском. Прежде всего это происходит из-за нарушения динамического равновесия системы, включающей судно и РН, с момента включения зажигания двигателей первой ступени и до отрыва РН от пускового стола. При этом наиболее критичным является момент отрыва РН от пускового стола, т.е. момент когда скорость РН минимальная, а реакция (возмущения) судна на нарастающий газодинамический обдув газоотражателя приближается к максимуму. Все это увеличивает степень технического риска при запуске РН с надводного корабля и, следовательно, понижает его надежность.

Задачей настоящего изобретения является повышение надежности запуска РН с надводного морского судна путем сокращения времени динамического воздействия на судно газопламенной струи двигателей первой ступени РН.

Указанная задача решается благодаря тому, что в известном способе запуска ракеты-носителя с морского судна, включающем в себя установку и закрепление ракеты на пусковом столе с газоотражателем и последующее включение двигателя первой ступени, согласно изобретению пусковой стол с ракетой размещают в пусковой трубе судового контейнера с возможностью перемещения в вертикальном направлении, после чего его вывешивают путем подачи под пусковой стол сжатого воздуха, затем пусковому столу с ракетой сообщают ускорение путем подачи воды из балластной цистерны контейнера под пусковой стол в зазор между телескопической трубой пневмозвена и пусковой трубой контейнера посредством сжатого воздуха. При этом в процессе движения пускового стола контролируют величину пройденного им расстояния и одновременно в зависимости от величины расстояния, пройденного пусковым столом, повышают выходное давление в балластной цистерне контейнера. После прохождения пусковым столом заданного расстояния отключают подачу сжатого воздуха под пусковой стол и в балластную цистерну контейнера, после чего движение пускового стола осуществляют за счет расширения сжатого воздуха под пусковым столом и в балластной цистерне контейнера. После выхода газоотводящей поверхности газоотражателя за верхний срез контейнера освобождают ракету от пускового стола и одновременно включают зажигание двигателя первой ступени, после чего осуществляют гашение скорости пускового стола и перекрывают подачу воды из балластной цистерны контейнера.

Гашение скорости пускового стола осуществляют посредством газопламенной струи ракеты. Благодаря этому обеспечивается автоматическое торможение пускового стола.

Технический результат использования изобретения состоит в том, что при запуске РН с морского судна обеспечивается плавное (безударное) разделение РН и пускового стола при пренебрежимо малой разности их скоростей. Кроме того, примерно в два раза сокращается время воздействия газопламенной струи РН на судно.

На чертеже представлены примерный график выхода двигателей стартового блока РН типа УР-500К комплекса Протон - К на режим штатной тяги и соответствующая графику таблица численных значений параметров, изменяющихся во времени. Расчетная оценка для заявляемого способа выполнена для случая, когда вес пускового стола с РН составляет 1000 тс, в том числе вес РН - 800 тс, в то время как вес упомянутой РН составляет 735 тс, поэтому сопоставимые с параметрами прототипа параметры предлагаемого способа следует рассматривать как выполненные с запасом. Для каждого параметра, представленного в таблице, верхняя строка соответствует прототипу, нижняя - заявляемому способу запуска РН. На графике: P - тяга двигателей РН, G - вес РН, τ - время.

Предлагаемый способ запуска ракеты-носителя с морского судна реализуется следующим образом.

Запуск РН осуществляют с помощью пускового устройства из контейнера надводного морского судна водоизмещением 45000 - 50000 тс. Предварительно РН устанавливают на пусковом столе с газоотражателем и закрепляют с помощью электромеханических захватов. При этом пусковой стол с ракетой размещают в пусковой трубе судового контейнера с возможностью перемещения в вертикальном направлении. Соединяют электроразъемны линий коммуникации захватов с комплексом командных приборов (ККП) ракеты-носителя. Соединяют электроразъемы линий коммуникаций элементов управления пневмосистемой с системой контроля (СКПП) пройденного подвижными частями (пусковым столом с РН) расстояния. Включают линии телекоммуникаций, связывающие при запуске КПП ракеты-носителя и СКПП пускового устройства.

Перед запуском РН пусковой стол устанавливают в крайнем нижнем положении внутри пусковой трубы контейнера. В варианте исполнения изобретения пусковой стол выполнен в виде полого плунжера, который с помощью резинометаллических поясов центрирован относительно пусковой трубы. Установленная на пусковом столе ракета-носитель внутри пусковой трубы размещена свободно, т.е. с зазором. Внутри пускового стола размещена телескопическая труба, через которую при запуске подают под пусковой стол сжатый воздух от пневмосистемы - это пневмозвено привода разгона пускового стола с РН. Телескопическая труба пневмозвена установлена в пусковой трубе с кольцевым зазором, сообщенным через управляемые клапаны с балластной цистерной контейнера. Последняя, в свою очередь, сообщена с пневмосистемой. В кольцевой зазор под пусковым столом, образованный телескопической трубой пневмозвена и пусковой трубой контейнера, при запуске управляемые клапаны подают воду, вытесняемую сжатым воздухом из балластной цистерны - это гидравлическое звено привода разгона пускового стола с РН. В исходном положении перед запуском управляемые клапаны закрыты. В варианте осуществления изобретения пневмосистема выполнена в виде трех взаимосвязанных систем сжатого воздуха: высокого давления 150 - 250 кГс/см² (ВВД), среднего давления 6 - 30 кГс/см² (ВСД) и низкого давления 3 - 6 кГс/см² (ВНД). Система ВСД включает детандер (автоматический воздушный редуктор) с пропорциональным электрическим управлением, который обеспечивает заданный закон изменения выходного давления в балластной цистерне контейнера (в варианте исполнения изобретения - в функции от расстояния, пройденного пусковым столом). Система ВНД включает детандер, который обеспечивает заданную величину выходного давления в пневмозвене привода разгона. Включение (отключение) упомянутых детандеров, также как и пневмосистемы в целом, в процессе запуска обеспечивают согласно алгоритму запуска нормально закрытые (открытые) отсечные электропневмоклапаны, связанные электрическими коммуникациями с СКПП пускового устройства. Перед запуском заряжают воздухом баллоны ВВД и с учетом массогабаритных характеристик РН настраивает детандер ВНД и СКПП.

По окончании предшествующей запуску предстартовой подготовки подают команду "пуск" на борт РН, т.е. в ее ККП. Из ККП ракеты-носителя, который связан с СКПП пускового устройства, выдают сигнал в СКПП и согласно алгоритму запуска открывают управляемые клапаны балластной цистерны контейнера и включают пневмосистему контейнера.

При этом под пусковой стол подают сжатый воздух от детандера ВНД и тем самым вывешивают подвижные части, т.е. компенсируют их вес.

В кольцевой зазор под пусковым столом, образованный телескопической трубой пневмозвена и пусковой трубой контейнера, через управляемые клапаны подают воду из балластной цистерны контейнера. Воду вытесняют сжатым воздухом от детандера ВСД. Таким образом, расходом балласта под давлением поджимным частям придают ускорение.

При этом в процессе движения пускового стола посредством системы СКПП контролируют величину пройденного пусковым столом расстояния и одновременно посредством детандера системы ВСД в функции от расстояния, пройденного пусковым столом от начала движения, повышают выходное давление в балластной цистерне контейнера.

В варианте исполнения изобретения на отметке 2/3 от величины расстояния, которое проходит пусковой стол от начала движения до полного останова, отключают подачу сжатого воздуха под пусковой стол и в балластную цистерну контейнера. Таким образом заканчивают активный (за счет расхода сжатого воздуха, нагнетаемого пневмосистемой) разгон подвижных частей. На этой отметке подвижные части имеют ускорение 1,5 - 1,8 g, поэтому за счет расширения сжатого воздуха в пневмозвене (под пусковым столом) и в балластной цистерне контейнера подвижные части продолжают разгон (теперь уже пассивный).

После выхода газоотводящей поверхности газоотражателя за верхний срез контейнера ракету-носитель освобождают от захватов пускового стола и одновременно включают зажигание двигателей ее первой ступени. В варианте осуществления изобретения это происходит в конце разгона пускового стола с РН при изменении знака ускорения упомянутых подвижных частей на отметке 4/5 от величины расстояния, которое проходит пусковой стол от начала движения до полного останова.

На последней 1/5 пути пускового стола его движение автоматически тормозится газопламенной струей РН. Таким образом, за счет газодинамического воздействия газопламенной струи на газоотражатель компенсируют инерцию пускового стола. После гашения скорости пускового стола перекрывают подачу воды из балластной цистерны контейнера. Тем самым запирают воду в кольцевом зазоре пусковой трубы контейнера, благодаря чему удерживают пусковой стол в крайнем верхнем положении. В этом положении пускового стола газопламенную струю стартующей РН посредством газоотражателя направляют в безопасную зону судна.

По расчетной оценке для варианта исполнения изобретения отделение РН от пускового стола происходит на начальном участке графика выхода на режим штатной тяги двигателей ее первой ступени. В этот момент времени (τ = 0,3 c) тяга "Р" двигателей ракеты-носителя равна ≈ 600 тс, а соответствующая тормозящая сила газопламенной струи, действующая на газоотражатель пускового стола "2Р", равна ≈ 1200 тс. Воздействием упомянутой тормозящей силы на газоотражатель компенсируют инерцию пускового стола. В этом существенное отличие заявляемого способа от способа-прототипа, в котором РН отрывается от гидрозахватов пускового стола в момент набора расчетной тяги P_τ=1,5 ≈ 1070 тc (см. чертеж). Поэтому в известном способе в момент разрыва механической связи РН с пусковым столом судна последнее получает возмущения, соответствующие действующему на газоотражатель пускового стола газодинамическому воздействию газопламенной струи стартующей РН (2Р ≈ 2140 тс).

Кроме того, в заявляемом способе суммарное время воздействия газопламенной струи РН на пусковой стол с момента включения зажигания двигателей первой ступени и до подъема РН на высоту 60 м над пусковым столом, когда воздействием газопламенной струи на газоотражатель можно пренебречь, составляет 3,0 с, в то время как у прототипа 5,5 с.

Таким образом, заявляемый способ запуска РН с морского судна обеспечивает автоматическое торможение пускового стола и сокращение времени динамического воздействия на судно газопламенной струи двигателей первой ступени РН, что повышает надежность запуска РН с надводного судна. При этом путем замены газоотражателя и настройки с учетом массогабаритных характеристик РН детандеров пневмосистемы и СКПП заявляемый способ может быть использован при запуске различных типов РН.

Формула изобретения

1. Способ запуска ракеты-носителя с морского судна, включающий в себя установку и закрепление ракеты на пусковом столе с газоотражателем и последующее включение двигателя первой ступени, отличающийся тем, что пусковой стол с ракетой размещают в пусковой трубе судового контейнера с возможностью перемещения в вертикальном направлении, после чего его вывешивают путем подачи под пусковой стол сжатого воздуха, затем пусковому столу с ракетой сообщают ускорение путем подачи воды из балластной цистерны контейнера под пусковой стол в зазор между телескопической трубой пневмозвена и пусковой трубой контейнера посредством сжатого воздуха, при этом в процессе движения пускового стола контролируют величину пройденного им расстояния и одновременно в зависимости от величины расстояния, пройденного пусковым столом, повышают выходное давление в балластной цистерне контейнера, после прохождения пусковым столом заданного расстояния отключают подачу сжатого воздуха под пусковой стол и в балластную цистерну контейнера, после чего движение пускового стола осуществляют за счет расширения сжатого воздуха под пусковым столом и в балластной цистерне контейнера, после выхода газоотводящей поверхности газоотражателя за верхний срез контейнера освобождают ракету от пускового стола и одновременно включают зажигание двигателя первой ступени, после чего осуществляют гашение скорости пускового стола и перекрывают подачу воды из балластной цистерны контейнера.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что гашение скорости пускового стола осуществляют посредством газопламенной струи ракеты.

РИСУНКИ

Рисунок 1