Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ПУСКА КОСМИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и касается вопросов обеспечения безопасности пуска ракеты.

Современные требования к перспективным ракетным комплексам космического назначения содержат в себе повышенные требования к безопасности старта и полета ракеты, что связано, с одной стороны, с уникальностью и большой стоимостью полезных грузов, выводимых на космические орбиты, в том числе и с учетом возможности использования этих комплексов в пилотируемых полетах, а с другой стороны, с уникальностью стартового сооружения, потеря которого в случае аварии ракеты при старте может сорвать или приостановить на длительный период всю космическую программу, базирующуюся на использовании данной ракеты. Автоматически эти требования надежности и безопасности распространяются и на маршевые двигатели, комплектующие ракету. Одним из известных способов повышения надежности двигательной установки ракеты является резервирование тяги, реализуемое как созданием резерва двигателей в комплекте ДУ (ДУ должна быть многодвигательной), так и расширением диапазона форсирования двигателей до уровня, обеспечивающего восполнения недостатка тяги, возникающего вследствие отключения в полете, по крайней мере, одного неисправного двигателя. Последний вариант наиболее применимый, поскольку не обременен нежелательным увеличением массы и габаритов ДУ (что неизбежно при установке резервных двигателей). Уровень потребного форсирования по тяге каждого из исправных двигателей ДУ, оставшихся, например, для четырехдвигательной установки при отказе одного двигателя составляет 33,3% сверх уровня номинальной тяги. Этот метод позволяет увеличить на порядок вероятность безотказной работы всей двигательной установки в целом по сравнению с аналогичным показателем отдельно взятого двигателя. Например, при надежности отдельно взятого двигателя, равной 0,99, надежность нерезервированной ДУ, состоящей из четырех двигателей, будет равна 0,99⁴=0,96, а резервированной с допустимым отказом одного двигателя будет равна 0,99⁴+4·0,99³·(1-0,99)=0,9994.

Техническая реализация логики резервирования, однако, не всегда может обеспечить успех, поскольку сам процесс своевременного выявления и безопасного отключения неисправного двигателя в полете и последующие включение или перевод оставшихся исправных двигателей на форсированный режим работы требует некоторого времени (это время может достигать в отдельных случаях порядка нескольких секунд). На участке траектории ракеты, достаточно удаленном по времени (и по расстоянию) от начала полета, т.е. когда скорость полета достаточно велика, указанная временная задержка перевода двигателей на форсированный режим работ не критична и не скажется существенным образом на выполнение дальнейшей программы полета. В случае же возникновение описанной ситуации сразу (или же через короткий промежуток времени) после отрыва ракеты от стартового стола, когда ракета не набрала еще большой скорости и нуждается для надежного продолжения полета в относительно высоком уровне тяги, обеспечиваемой работающими двигателями, задержка перевода режимов двигателей на форсированный уровень может привести в момент отказа одного из двигателей к зависанию ракеты над стартовым столом или даже к ее обратному движению (падению). Известные способы пуска ракет предусматривают график изменения тяги ракетного двигателя при его запуске с выходом тяги на номинальный уровень без участка форсирования (см., например, в книге «А.А. Лебедев, Н.Ф. Герасюта. Баллистика ракет /Машиностроение, М., 1970/, стр. 39, рис. 1.12 - прототип). Недостатком указанного способа пуска ракеты является необеспеченность условия, предотвращающего развитие аварийной ситуации в случае отказа, по крайней мере, одного двигателя непосредственно при старте (в начальной фазе движения) ракеты. При таком способе пуска, если произойдет отказ, по крайней мере, одного двигателя в начальной стадии движения ракеты, велика вероятность аварийного исхода полета и повреждения стартового сооружения.

Целью предлагаемого изобретения является повышение безопасности пуска ракеты, повышение надежности выполнения полетного задания и снижение вероятности повреждения стартовых сооружений.

Эта цель достигается тем, что до отрыва ракеты от стартового стола или в начале движения ракеты все двигатели превентивно выводят на режим предельного или частичного форсирования с уровнем тяги, превышающим номинальный уровень на величину, достаточную для исключения возможности зависания или обратного движения ракеты в случае отказа, по крайней мере, одного неисправного двигателя, а по истечении некоторого времени переводят двигатели на номинальный режим работы или при возникновении отказа, по крайней мере, одного неисправного двигателя выдерживают форсированный режим работы исправных двигателей.

Конкретный уровень указанного превентивного форсирования штатно работающих двигателей до отрыва ракеты от стартового стола или в начале движения ракеты выбирается уже при запуске двигателей или на начальной фазе движения ракеты, как минимум, исходя из условия уверенного увода ракеты от стартового сооружения. Верхний уровень указанного форсирования ограничивается заданным предельным диапазоном, допустимым для двигателя с точки зрения сохранения его работоспособности, с учетом соображений о необходимости экономного расходования располагаемого ресурса двигателей и допустимой осевой перегрузки для данной конкретной ракеты. Соображения по экономному расходованию ресурса особенно важно для двигателей многократного использования. Время работы двигателей на указанном форсированном режиме должно быть достаточным для удаления ракеты на безопасное расстояние от стартового сооружения (обычно достаточно 15-25 сек полета). В случае же возникновения отказов двигателей на начальной фазе полета режим форсирования исправных двигателей сохраняется вплоть до окончания активной фазы полета.

Практическое использование предлагаемого способа пуска космической ракеты должно осуществляться, например, следующим образом. При старте ракеты все двигатели двигательной установки в процессе их запуска выводятся на уровень тяги, превышающий номинальный (т.е. на форсированный режим работы).

Этот уровень определяется примерно следующим условием для каждого двигателя в установке

где R_ф - тяга на форсированном режиме работы двигателя,

A - доля (часть) использования разрешенного предельного диапазона форсирования двигателя,

ΔR_рез - разрешенный предельный диапазон форсирования двигателя по тяге (резерв тяги),

R_ном - номинальная тяга двигателя.

Двигатели после выхода на указанный режим форсирования работают на этом режиме в течение времени, достаточного для набора ракетой некоторой скорости и удаления ее от стартового сооружения на безопасное расстояние. В течение этого времени, если случится допустимый отказ одного из двигателей, ракета будет продолжать управляемый полет без зависания, так как уровень тяги будет достаточным благодаря ранее выполненному (превентивному) переводу двигателей на форсированный режим работы. При необходимости полного использования предусмотренного резерва тяги время перевода исправных двигателей на предельный режим форсирования будет при этом минимальным и, соответственно, не критичным с точки зрения продолжения программного полета ракеты. Например, при номинальной стартовой осевой перегрузке ракеты с четырьмя маршевыми двигателя, равной n_x=1,3, отказ одного двигателя снизит эту перегрузку до 0,975. С такой перегрузкой ракета зависнет и начнет падать. Превентивное частичное форсирование двигателей до уровня, например, равного половине предельного разрешенного диапазоне (0,5×0,333=0,1665), обеспечит осевую перегрузку ракеты при работающих трех двигателях на уровне n_x=(1+0,1665)×0,975=1,137, что уже достаточно для продолжения полета ракеты. Полное использование резерва тяги вернет значение осевой перегрузки ракеты при отказе одного двигателя в рассматриваемом примере до номинального уровня (n_x=(1+0,333)×0,975=1,3).

Таким образом, использование данного предлагаемого изобретения позволит повысить уровень надежности выполнения программы полета космической ракеты, повысить общую безопасность пуска и, таким образом, обеспечить сохранность стартового сооружения и полезного груза, выводимого на орбиту.