Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя

Изобретение относится преимущественно к наземным средствам запуска ракет космического назначения. Стартовый комплекс снабжен соединяемыми с ракетой ускорительно-дозаправочными боковыми блоками (УДБ) с устанавливаемыми внутри них стационарными штангами – отдельно для окислителя и горючего. В штангах, а также между УДБ и штангами образованы полости, куда подаются с помощью насосно-компрессорной системы компоненты топлива под высоким давлением, подаваемые далее в штатные баки ракеты, от которых питаются ее двигатели. Тем самым при подъеме до высоты 40-60 м баки ракеты остаются полными, а затем УДБ, израсходовав топливо из указанных выше полостей, отделяются. Благодаря высокому давлению в полостях при подъеме ракеты на нее действует дополнительная подъёмная сила. Техническим результатом является увеличение массы полезного груза, выводимого на орбиту вокруг Земли, а также безопасность старта ракеты при сильном боковом ветре. 8 ил.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для наземного старта ракет космического назначения и экономически выгодного выведения полезных грузов на околоземные орбиты.

Известны ракетные комплексы [Афанасьев Е.В., Балобан В.И., Бобышев С.В., Добросердов И.Л. / Структурно-элементное моделирование газодинамических (Г.П. Гранкин Б.К., Козлов В.В., Соловьев В.Н. / Основы проектирования ракетно-космических комплексов) процессов при старте ракет. - Бал. гос. техн. ун-т. СПб., 2004, c.1-9], [Бирюков Г.П. Гранкин Б.К., Козлов В.В., Соловьев В.Н. / Основы проектирования ракетно-космических комплексов]. На пусковом столе технологические фермы (башни) обеспечивают жёсткое закрепление ракеты в вертикальном положении до момента старта. В момент старта они отсоединяются (отклоняются). Также известны ракетные комплексы, где используются большие объёмы воды, чтобы заглушить звуковые волны при старте и в системе аварийного пожаротушения.

Недостатком комплексов является то, что они способны незначительно увеличить полезную нагрузку при полёте на орбиту Земли. Единственное, что делают для этого, перед заправкой охлаждают окислитель и топливо. Известна ракета Р-36М, находится в шахте, в которой поддерживается температурно-влажный режим. Старт ракеты осуществляется при применении специального твёрдотопливного газогенератора, для повышения давления нижней части транспортно-пускового контейнера и выталкивает его вместе с ракетой. После выхода ракеты на высоту примерно 20 метров поддон уводится в сторону, запускается двигательная установка первой ступени ракеты – носителя. Недостатком является то, что двигатели ракеты запускается только при выходе из шахты. Запуск ракеты без боковых блоков, что значительно уменьшает полезный груз, выводимый на орбиту Земли. Такой запуск возможен только из шахты.

Предлагаемое изобретение позволит решить задачу доставки более тяжёлых грузов на околоземные орбиты Земли.

Указанная задача решается тем, что при старте ракеты топливо и окислитель в двигатели поступает из баков первой ступени ракеты и боковых блоков. Расход топлива и окислителя в них пополняется подачей топлива и окислителя от наземных устройств через ускорительно-дозаправочные блоки, до высоты взлёта 40-60 метров. Большое давление в них создают воздушные компрессора и насосы высокого давления, увеличивая дополнительную подъёмную силу ракете. Баки ракеты и боковых блоков остаются полными, до полного израсходования топлива и окислителя из полостей ускорительно-дозаправочных блоков. После израсходования топлива и окислителя из ускорительно-дозаправочных блоков, они отстыковываются. Трубопровод поддержания равного давления в ресиверах и воздушных полостях цилиндров обеспечивает равную подъёмную силу во всех ускорительно-дозаправочных топливных боковых блоках. Это позволит увеличить доставку более тяжёлых грузов на околоземные орбиты Земли. При старте ракеты расход топлива и окислителя самый большой на единицу высоты взлёта ракеты. Расход топлива, окислителя, идущими через двигатели ракеты, достигает величины в 2,5 тонны в секунду и больше, в зависимости от конструкции ракеты. Топливные и окислительные штанги являются направляющими при старте ракеты обеспечивая безопасный старт при сильном боковом ветре.

Сущность предлагаемого изобретения стартового комплекса для пуска ракеты-носителя поясняется чертежами:

Фиг.1 «Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя». Установка ракеты на стартовом столе перед запуском.

Фиг.2 «Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя». Выход топливных и окислительных штанг из полостей ускорительно-дозаправочных блоков.

Фиг.3 «Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя». Отстыковка ускорительно-дозаправочных блоков после израсходования в них топлива и окислителя.

Фиг.4 «Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя». Положение поршня штанги в ускорительно-дозаправочном блоке перед стартом ракеты.

Фиг.5 «Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя». Положение поршня штанги в ускорительно-дозаправочном блоке после выхода штанг из ускорительно-дозаправочного блока.

Фиг.6 «Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя». Вид стартового комплекса спереди.

Фиг.7 «Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя». Вид стартового комплекса сверху.

Фиг.8 «Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя». Принципиальная схема подачи топлива и окислителя в двигатели ракеты.

Где:

1. Стартовый стол;

2. Нижний левый лонжерон крепления ускорительно-дозаправочного топливного бокового блока к первой ступени ракеты;

3. Левый ускорительно-дозаправочных топливный боковой блок;

4. Передний ускорительно-дозаправочный окислительный боковой блок.

5. Боковой блок ракеты;

6. Верхний левый лонжерон крепления ускорительно-дозаправочного топливного бокового блока к первой ступени ракеты.

7. Первая ступень;

8. Головной блок;

9. Верхний передний лонжерон крепления ускорительно-дозаправочного окислительного бокового блока к первой ступени ракеты.

10. Верхний правый лонжерон крепления ускорительно-дозаправочного топливного бокового блока к первой ступени ракеты.

11. Правый ускорительно-дозаправочный топливный боковой блок.

12. Нижний правый лонжерон крепления ускорительно-дозаправочного топливного бокового блока к первой ступени ракеты;

13. Замок;

14. Задний ускорительно-дозаправочный окислительный боковой блок.

15. Верхний задний лонжерон крепления ускорительно-дозаправочного окислительного бокового блока к первой ступени ракеты.

16. Левая топливная штанга;

17. Задняя окислительная штанга;

18. Правая топливная штанга;

19. Передняя окислительная штанга;

20. Внутренний клапан штанги;

21. Толкатель внутреннего клапан штанги;

22. Шариковый замок поршня штанги;

23. Поршень штанги;

24. Верхний упор поршня;

25.Верхний клапан поршня штанги;

26. Верхний узел крепления топливного трубопровода к ускорительно-дозаправочному блоку;

27. Нижний упор поршня;

28. Разблокировочный болт шарикового замка;

29. Датчик нижнего положения поршня штанги;

30. Нижний узел крепления топливного трубопровода к ускорительно-дозаправочному топливному боковому блоку;

31. Воздушный компрессор;

32. Кран;

33. Ресивер;

34. Штуцер (переходник) подачи топлива в цилиндр;

35. Нижний трубопровод топлива;

36. Верхний трубопровод топлива;

37. Верхний узел лонжерона стыковочного-расковочного крепления топливного трубопровода к первой ступени;

38. Топливный цилиндр;

39. Трубопровод топлива;

40. Трубопровод поддержания равного давления в ресиверах и воздушных полостях цилиндров;

41. Топливный насос высокого давления;

42. Трубопровод подачи топлива;

43. Окислительный цилиндр;

44. Кран, штуцер (переходник) подачи окислителя в цилиндр;

45. Окислительный насос высокого давления;

46. Трубопровод подачи окислителя;

47. Трубопровод окислителя;

48. Верхний узел крепления окислительного трубопровода к ускорительно-дозаправочному блоку;

49. Верхний трубопровод окислителя;

50. Верхний узел лонжерона стыковочного-расковочного крепления окислительного трубопровода к первой ступени;

51. Двигатели боковых блоков;

52. Трубопровод подачи топлива в двигатели боковых блоков;

53. Топливные баки боковых блоков;

54. Трубопровод подачи окислителя в двигатели боковых блоков;

55. Окислительные баки боковых блоков;

56. Трубопровод подачи окислителя в баки боковых блоков;

57. Редукционный клапан;

58. Трубопровод подачи топлива в баки боковых блоков;

59. Трубопровод подачи топлива;

60. Трубопровод подачи топлива в первой ступени;

61. Редукционный клапан;

62. Редукционный клапан;

63. Окислительный бак первой ступени;

64. Трубопровод подачи окислителя в двигатели первой ступени;

65. Редукционный клапан;

66. Трубопровод подачи окислителя в окислительный бак первой ступени и окислительные баки боковых блоков;

67. Редукционный клапан;

68. Редукционный клапан;

69. Трубопровод подачи окислителя;

68. Редукционный клапан

69. Трубопровод подачи окислителя;

70. Нижний узел крепления окислительного трубопровода к ускорительно-дозаправочному блоку;

71. Нижний трубопровод окислителя;

72. Нижний узел лонжерона стыковочного-расковочного крепления окислительного трубопровода к первой ступени;

73. Окислительный насос;

74. Топливный бак первой ступени ракеты;

76. Двигатели первой ступени;

77.Нижний узел крепления топливного трубопровода к ускорительно-дозаправочному блоку;

78.Нижний трубопровод топлива;

79. Нижний узел лонжерона стыковочного-расковочного крепления топливного трубопровода к первой ступени;

80. Топливный насос;

81. Поршень;

82. Стравливающий кран.

Предлагаемый принцип работы стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя заключается в следующем. Ракета находится на стартовом столе 1, фиг.1. Ускорительно-топливные окислительные боковые блоки устанавливаются и закрепляются на первой ступени 7 лонжеронами 6, 9, 10, 12, нижний лонжерон переднего ускорительно-окислительного бокового блока 4 (на чертеже не указан). Стравливающий кран 82, закрыт. Левая топливная штанга 16, задняя окислительная штанга 17, правая топливная штанга 18, передняя окислительная штанга 19, закреплены на стартовом столе 1 и находятся внутри: левого ускорительно-дозаправочного топливного бокового блока 3, переднего ускорительно-дозаправочного окислительного бокового блока 4, правого ускорительно-дозаправочного топливного бокового блока 11 и заднего ускорительно-дозаправочного окислительного бокового блока 14. Ракета на стартовом столе удерживается замками 13. Поршни штанг 23 находятся в верхнем положении и опираются в верхние упоры поршней 24. Толкатели внутренних клапанов штанг 21 упираются в поршни штанг 23 и открывают внутренние клапана штанг 20 Фиг.4, 6 и обеспечивают подачу топлива и окислителя в полости боковых блоков 1, 3, 4, 11. До подачи топлива и окислителя в штанги верхние клапана поршней штанг 25, закрыты. Перед стартом ракеты открываются краны 32 и включаются в работу компрессоры 31, повышая давления воздуха в ресиверах 33 Фиг.6, 7, и в воздушных полостях топливных цилиндров 38 и окислительных цилиндров 43, до определённого давления. Поршень 81 Фиг.6, 7, при перемещении в цилиндрах, не перекрывая входные отверстия подачи топлива и окислителя. Открывается кран подачи топлива в цилиндр 34. Топливо насосами высокого давления 41 по трубопроводу 39 поступает в полость штанг 16, 18, до определённого давления. Открывается кран подачи окислителя 44. Окислитель насосом высокого давления 45 поступает по трубопроводу 47 в полость штанг 17, 19. Открываются верхние клапана поршней 25. Реверсивные клапана 57, 62, 65, 70 закрыты Фиг.8. Подготовлена подача топлива и окислителя в баки ракеты и боковых блоков, при начале работы всех двигателей ракеты. После заполнения полостей штанг 16, 17, 18, 19 топливом и окислителем, насосы высокого давления топлива 41 и окислительными 45, повышают давление в воздушных полостях цилиндров 38, 43 и ресиверах 33 перемещением поршней 81 в сторону ресиверов и компрессоров. При окончательном перемещении поршней 81 в цилиндрах 38, 43, компрессора 31 отключаются с одновременным закрытием кранов 32. В штангах 16, 17, 18, 19 давление по силе превышает силу веса ракеты, которая удерживается на стартовом столе 1, замками 13. Условно, при открытии замков 13 ракета начнёт движение вверх.

При запуске двигатели первой ступени 76 и двигатели боковых блоков 51, топливо из топливного бака первой ступени 74 и топливных баков боковых блоков 53, по трубопроводу 75 и 52, окислитель из окислительного бака первой ступени 63 и окислительных баков боковых блоков 55, по трубопроводу 64, 56 Фиг.8, поступают в двигатели ракеты. При уменьшении объёма топлива и окислителя в баках 74, 63 Фиг.8, открываются краны 32, 34, 44 Фиг.7, открываются редукционные клапана 57, 62, 65, 68 Фиг.8, на величину расхода топлива и окислителя в двигателях ракеты. Одновременно включаются в работу компрессора 31 Фиг.7, топливные насосы высокого давления 41 и окислительные насосы высокого давления 45 Фиг.7.

При достижении максимальной тяги двигателей ракеты, открываются замки 13. За счет реактивной тяги двигателей ракеты и дополнительной подъёмной силы создаваемой в переднем ускорительно-дозаправочным окислительным боковым блоком 4, левым ускорительно-дозаправочным топливным боковым блоком 3, задним ускорительно-дозаправочным окислительным боковым блоком 14 и правым ускорительно-дозаправочным топливным боковым блоком 11. Ракета выполняет взлёт. Поршни штанг 23 Фиг. 4, боковых блоков 4, 3, 14, 11 Фиг.1, перемещаются вниз, до нижних упоров поршней 27 Фиг.5. При этом образуемые полости в ускорительно-дозаправочных топливно-окислительных боковых блоков 4, 3, 14, 11 Фиг.1, заполняются топливом и окислителем под большим давлением, создавая дополнительную подъёмную силу ракете. Топливо, проходя через редукционные клапана 57, 62, пополняют топливом баки 53, 74 Фиг.8, равную расходу топлива двигателями ракеты. Окислитель, проходя через редукционные клапана 65, 68 пополняют баки окислителя 63, 55 Фиг.8, равную расходу окислителя двигателями ракеты. Передний ускорительно-дозаправочный окислительный боковой блок 4 и задний ускорительно-дозаправочный окислительный боковой блок 14, по диаметру больше диаметра левого ускорительно-дозаправочным топливного бокового блока 3 и правого ускорительно-дозаправочного топливного бокового блока 11 Фиг.1. Так как расход окислителя при работе двигателей ракеты больше расхода топлива, необходимо, чтобы топливо и окислитель в блоках 4, 3, 14, 11 закончилось одновременно, при отсоединении их от первой ступени ракеты 7 Фиг.3. Трубопровод поддержания равного давления в ресиверах и воздушных полостях цилиндров 40 Фиг.6, 7, обеспечивает одинаковую подъёмную силу, создаваемую в ускорительно-дозаправочных боковых блоках 3, 11, 4, 14 при старте ракеты.

При упоре поршней штанг 23 о нижние упоры поршней 27, они фиксируются шариковыми замками 28 Фиг.5. При выходе штанг 16, 17, 18, 19 Фиг.2,5 из поршней штанг 23, толкатели внутренних клапанов штанг 21 и внутренние клапана штанг 20 Фиг.5 перемещаются вверх, перекрывая отверстия подачи топлива и окислителя в полости ускорительно-дозаправочных боковых блоков, созданным давлением. Срабатывают датчики нижнего положения поршней штанг 29, подаёт сигнал на отключение компрессоров 31, топливных и окислительных насосов высокого давления 41, 45 Фиг.7 и перекрытие подачи топлива и окислителя редукционными клапанами 57, 62, 65, 70, 68. Фиг.8. Одновременно подаётся сигнал на включение топливных насосов 80 Фиг.8, которые перекачивают топливо из полостей ускорительно-дозаправочных топливных боковых блоков 3,11, дозировано, через редукционный клапан 61 Фиг.8,по трубопроводам 60, 58, в бак 74 и в баки 53 равное расходу топлива на работу двигателей 76 первой ступени и двигателей 51 боковых блоков 5. Также подаётся сигнал на включение окислительных насосов 73 Фиг.8, которые перекачивают окислитель из полостей ускорительно-окислительных боковых блоков 4,14, дозировано, через редукционный клапан 69 Фиг.8 в бак 63 и в баки 55, по трубопроводам 69, 66, 56, равное расходу окислителя на работу двигателей 76 первой ступени 7 и двигателей 51 боковых блоков 5.

После израсходования топлива из ускорительно-дозаправочных топливных боковых блоков 3, 11 и из ускорительно-дозаправочных окислительных боковых блоков 4,14, они отстыковываются Фиг. 3. Топливо и окислитель в двигатели 76, 51 по трубопроводам 75, 52, 64, 54 поступают из бака 74 и бака 63 Фиг.8. Осуществляется штатный полёт ракеты.

После старта ракеты открывается стравливающий кран 82 Фиг.7, 6, стравливается давление воздуха из воздушных полостей цилиндров 38, 43 и ресиверов 33.

Предполагаемый стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя позволит увеличить полезный груз, выводимый на околоземные орбиты Земли.

Предложенное техническое решение неизвестно из доступных источников информации из области ракетно-космической техники, из этого следует, что может быть практически реализовано в производстве, то есть соответствует критериям патентоспособности.

Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя, имеющей первую ступень и боковые блоки, содержащий стартовое сооружение, стартовую и заправочную системы, общетехнические системы и вспомогательное оборудование, отличающийся тем, что баки и двигатели первой ступени ракеты и боковых блоков выполнены с обеспечением поступления в двигатели топлива и окислителя только из указанных баков, а стартовый комплекс снабжен ускорительно-дозаправочными боковыми блоками и размещенными внутри них, закрепленными на стартовом сооружении штангами для пополнения указанных баков при расходе из них топлива и окислителя путем подачи топлива и окислителя от наземных устройств через соответствующие штанги и ускорительно-дозаправочные боковые блоки при взлёте ракеты до высоты 40-60 метров, причем топливные и окислительные полости соответствующих штанг сообщены с насосами высокого давления и воздушными компрессорами, создающими дополнительную, передаваемую ракете гидростатическую подъёмную силу во всех ускорительно-дозаправочных боковых блоках, при этом для обеспечения равной подъёмной силы во всех ускорительно-дозаправочных боковых блоках, с учетом того, что баки ракеты и ее боковых блоков остаются полными до полного израсходования топлива и окислителя из полостей ускорительно-дозаправочных блоков, введен трубопровод поддержания равного давления в ресиверах и воздушных полостях цилиндров, сообщенных с компрессорами, причем ускорительно-дозаправочные блоки выполнены отстыковываемыми после израсходования из них топлива и окислителя.