Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ОТРАБОТКИ СТАРТА РАКЕТЫ

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.