СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ ПРЕДСТАРТОВОЙ ПОДГОТОВКИ И ПУСКА РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ С КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к стартовым комплексам ракет-носителей космического назначения, и может быть использовано для повышения качества, надежности и эффективности работы стартовых комплексов и достижения высокой надежности пусков за счет обеспечения дистанционного непрерывного мониторинга (текущего контроля) параметров: температуры, влажности и чистоты газов, в том числе и воздуха, подаваемого по воздушным системам обеспечения тепловых режимов отсеков и блоков ракеты-носителя и космического аппарата, как автоматического, так и пилотируемого, на этапе предстартовой подготовки.

Известен универсальный стартовый комплекс для запуска космической ракеты-носителя любого типа, содержащий комплекс средств для монтажа, отладки и запуска ракеты-носителя с космическим кораблем (т.е. пилотируемым космическим аппаратом), монтажную башню с ведущими тележками и портальным краном, монтажное устройство в виде подвижной платформы, пусковую установку, имеющую конфигурацию, точно соответствующую внешней поверхности ракеты-носителя, поворотный механизм и все необходимое оборудование для подготовки и пуска ракеты-носителя с космическим кораблем [1].

К достоинствам известного стартового комплекса следует отнести возможность осуществления запуска космической ракеты-носителя любого типа, а к недостаткам:

- трудность обеспечения высоких показателей качества, надежности и эффективности работ стартового комплекса, ракеты-носителя и космического аппарата из-за сложности, большой продолжительности и трудоемкости операций, необходимых для сборки, монтажа, отладки и запуска ракеты-носителя с космическим аппаратом, а также потенциальная опасность срыва выполнения космических программ в случае возникновения аварийной ситуации на стартовом комплексе;

- невозможность обеспечения высокой надежности пусков из-за отсутствия мониторинга параметров и объективной информации по температуре, влажности и чистоте воздуха, подаваемого для термостатирования отсеков и блоков ракеты-носителя и космического аппарата, а случайный выход этих параметров за допустимые пределы может привести к нарушению условий для нормального функционирования бортовой аппаратуры, изменению режима работы бортовых систем ракеты-носителя и космического аппарата и, в конечном итоге, к невыполнению задач, поставленных перед ракетно-космической системой.

Известен стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя, содержащий стартовое устройство, хранилище жидких ракетных горючих, сооружения для заправки и слива компонентов жидких ракетных топлив, систему пожаротушения с резервуаром для технической воды, систему структурирования азотосодержащих жидких ракетных горючих, включающую резервуары для хранения структурообразователя азотсодержащих жидких ракетных горючих и систему подачи структурообразователя в зону аварийного пролива горючего, имеющую коллекторы с распылителя структурообразователя, концентрически расположенные относительно стартового устройства [4].

К достоинствам этого стартового комплекса можно отнести безопасность проведения некоторых технологических операций предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космическим аппаратом, а к недостаткам:

- недостаточность наземного технологического оборудования для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космическим аппаратом, так как с использованием этого стартового комплекса можно решать только часть задач, а именно осуществить, например, заправку ракеты-носителя компонентами топлива, соблюдая при этом требования пожаровзрывобезопасности и экологической безопасности;

- низкую надежность и недостаточную эффективность, обусловленные отсутствием мониторинга параметров: температуры, влажности и чистоты воздуха, подаваемого по воздушным системам обеспечения тепловых режимов отсеков и блоков ракеты-носителя и космического аппарата.

Указанные недостатки существенно снижают качество, технический уровень, надежность и эффективность работы стартового комплекса и приводят к невозможности обеспечения высокой надежности пусков.

Дальнейший анализ патентов и научно-технической литературы [1...18 и др.] показал, что по технической сущности и достигаемому эффекту наиболее близким к предлагаемому изобретению является стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космическим аппаратом, описанный в книге "Космодром" [5]. Этот стартовый комплекс содержит командный пункт (центр управления запуском), транспортно-установочный агрегат, стартовое сооружение, пусковую систему с газоотражателем, башню обслуживания, прожекторную мачту с установленными кинотелекамерами, размещенные в сооружениях системы заправки окислителем и горючим, компрессорную станцию, системы газоснабжения, холодильный центр, воздушные системы обеспечения тепловых режимов отсеков и блоков ракеты-носителя и космического аппарата, систему наведения, электросиловое оборудование, контрольно-испытательную аппаратуру, проверочно-пусковое оборудование, технические системы и вспомогательное оборудование.

Технические системы включают в себя систему водоснабжения, систему оборотного водоснабжения для охлаждения холодильных машин и других агрегатов, систему промстоков, систему противопожарной защиты, системы вентиляции, систему отопления, систему газоанализа помещений, средства грозозащиты и молниеотводы (диверторы) и средства связи.

К вспомогательному оборудованию относятся подвижные и стационарные системы водяного, газового и пенного пожаротушения, системы нейтрализации компонентов топлива и другие.

Данный стартовый комплекс выбран нами в качестве прототипа предлагаемого изобретения.

К достоинствам прототипа следует отнести возможность обеспечения безопасности работ в процессе предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космическим аппаратом, а к недостаткам - невозможность повышения качества, надежности и эффективности работы и обеспечения высокой надежности пусков из-за отсутствия мониторинга параметров: температуры, влажности и чистоты воздуха, подаваемого по воздушным системам обеспечения тепловых режимов отсеков и блоков ракеты-носителя и космического аппарата.

Техническим результатом изобретения является повышение качества, надежности, технического уровня и эффективности работы стартового комплекса и обеспечение высокой надежности пусков ракет-носителей с космическими аппаратами.

Поясним вкратце указанный технический результат.

Обеспечение высокой надежности пусков ракет-носителей с космическими аппаратами возможно только при безотказной работе стартового комплекса, ракеты-носителя и космического аппарата, следовательно, полученный положительный эффект нельзя разделить на части, связанные со стартовым комплексом, ракетой-носителем и космическим аппаратом, так как они тесно взаимосвязаны между собой, неразрывны с точки зрения достижения цели изобретения и их следует рассматривать как единую систему.

Надежность такой системы зависит от надежности ее составляющих.

Поэтому повышение качества, надежности, технического уровня и эффективности работы стартового комплекса непременно сказывается на надежности пусков.

Таким образом, изобретение направлено на получение единого технического результата, что не противоречит требованиям единства изобретения.

Указанный технический результат достигается благодаря тому, что стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космическим аппаратом, содержащий центр управления запуском, транспортно-установочный агрегат, стартовое сооружение, пусковую систему с газоотражателем, башню обслуживания, прожекторную мачту с установленными кинотелекамерами, размещенные в сооружениях системы заправки окислителем и горючим, компрессорную станцию, системы газоснабжения, холодильный центр, воздушные системы обеспечения тепловых режимов отсеков и блоков ракеты-носителя и космического аппарата, систему наведения, электросиловое оборудование, контрольно-испытательную аппаратуру, проверочно-пусковое оборудование, технические системы и вспомогательное оборудование, согласно изобретению снабжен системой мониторинга параметров воздуха, подаваемого по воздушным системам обеспечения тепловых режимов отсеков и блоков ракеты-носителя и космического аппарата, состоящей из расположенных на площадках башни обслуживания в зонах обслуживания отсеков и блоков ракеты-носителя и космического аппарата термоконтейнеров, внутри каждого из которых установлены блок контроля температуры и влажности, оптико-электронный аэрозольный счетчик, стабилизатор напряжения и сетевой фильтр, связанных через датчики температуры, влажности и пробоотборное устройство с трубопроводами подачи воздуха на термостатирование отсеков и блоков ракеты-носителя и космического аппарата, а также установленных в помещении оператора устройства сопряжения, персональной электронно-вычислительной машины, монитора, принтера, источника бесперебойного питания и сетевого фильтра, при этом все основные части системы мониторинга параметров воздуха соединены между собой кабельными линиями, проходящими через соединительный ящик.

Авторам предлагаемого изобретения не известны аналогичные технические решения, в связи с чем, по мнению авторов, заявляемая совокупность неразрывно связанных существенных признаков, изложенных в формуле изобретения, соответствует критериям изобретения "новизна" и "существенные отличия".

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 показана структурная схема стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космическим аппаратом в момент после установки ракеты-носителя с космическим аппаратом на пусковую систему и подведения к ним башни обслуживания, а на фиг.2 - схема системы мониторинга параметров воздуха (ввиду аналогичности систем мониторинга на фиг.2 условно показана одна схема).

Стартовый комплекс (фиг.1) содержит ракету-носитель 1 с боковыми разгонными блоками, космический аппарат 2, центр управления запуском (командный пункт) 3, транспортно-установочный агрегат 4, стартовое сооружение 5, пусковую систему 6 с газоотражателем 7, башню обслуживания 8, прожекторную мачту 9 с установленными кинотелекамерами, а также размещенные в сооружениях системы заправки окислителем 10 и горючим 11, компрессорную станцию 12, системы газоснабжения 13, холодильный центр 14, воздушные системы 15 обеспечения тепловых режимов отсеков и блоков ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2, систему наведения 16, электросиловое оборудование 17, контрольно-испытательную аппаратуру 18, проверочно-пусковое оборудование 19, технические системы 20 и вспомогательное оборудование 21.

Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космическим аппаратом снабжен системой мониторинга 22 параметров воздуха, подаваемого по воздушным системам 15 обеспечения тепловых режимов отсеков и блоков ракеты-носителя и космического аппарата, состоящей из расположенных на площадках 23,24 башни обслуживания 8 в зонах обслуживания отсеков и блоков ракеты-носителя и космического аппарата термоконтейнеров 25 (на фиг.2 ввиду их аналогичности условно показан один термоконтейнер), внутри каждого из которых установлены блок контроля 26 температуры и влажности, оптико-электронный аэрозольный счетчик 27, стабилизатор напряжения 28 и сетевой фильтр 29, связанных через датчики 30 температуры, влажности и пробоотборное устройство 31 с трубопроводами 32, 33 подачи воздуха для термостатирования отсеков и блоков ракеты-носителя и космического аппарата, а также установленных в помещении 34 оператора устройства сопряжения 35, персональной электронно-вычислительной машины 36, монитора 37, принтера 38, источника бесперебойного питания 39 и сетевого фильтра 40.

При этом все составные части системы мониторинга параметров воздуха соединены между собой кабельными линиями 41, проходящими через соединительный ящик 42.

Пробоотборное устройство 31 состоит из зонда 43, частично изолированного пробозаборного патрубка 44, запорного вентиля 45, конической трубы 46 и пробозаборной трубки 47, соединенной с оптико-электронным аэрозольным счетчиком 27.

Предстартовая подготовка ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2 на стартовом комплексе осуществляется из центра управления запуском 3 по циклограмме пуска ракеты-носителя, в которой показано таблично-графическое изображение последовательности проведения операций подготовки к пуску и пуск ракеты-носителя с указанием времени, затрачиваемого на каждую операцию.

На технической позиции полностью собранную и испытанную (в горизонтальном положении) ракету-носитель 1 с помощью кранов и траверс перекладывают на транспортно-установочный агрегат 4. Затем тщательно собранный, испытанный и заправленный (на заправочной станции технической позиции) компонентами топлива и сжатыми газами космический аппарат 2 пристыковывают к ракете-носителю 1. После проверки правильности стыковки и кабельных связей ракеты-носителя 1 с космическим аппаратом 2 их закрепляют на транспортно-установочном агрегате 4 с помощью захватов и узлов крепления и транспортируют на стартовый комплекс. Далее ракету-носитель 1 с космическим аппаратом 2 устанавливают на пусковую систему 6 в вертикальное положение, проводят вертикализацию, после чего транспортно-установочный агрегат 4 отводят со стартовой позиции.

Для обслуживания ракетно-космической системы (ракеты-носителя и космического аппарата) и осуществления стыковки бортовых разъемов коммуникаций с ответными разъемами коммуникаций наземных систем (то есть для подключения связей "земля-борт") к ракетно-космической системе подводят башню обслуживания 8, которая имеет стационарные, выдвижные и поворотные площадки обслуживания, связанные скоростными лифтами (условно не показано).

Для термостатирования ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2 с момента их установки на пусковую систему 6 включают в работу воздушные системы обеспечения тепловых режимов 15, имеющие в своем составе вентиляторы для подачи воздуха с необходимыми параметрами (давлением, расходом, температурой), фильтры, очищающие воздух от пыли и механических примесей, связанные с холодильным центром 14 воздухоохладители, охлаждающие воздух до требуемой температуры и осаждающие влагу из воздуха, и электронагреватели, обеспечивающие нагрев воздуха до требуемой температуры.

Для проведения дистанционного непрерывного мониторинга параметров: температуры, влажности и чистоты воздуха, подаваемого по воздушным системам обеспечения тепловых режимов отсеков ракеты-носителя и космического аппарата, с пульта оператора в помещении 34 включают систему мониторинга параметров воздуха, которая измеряет температуру, влажность и чистоту воздуха и обеспечивает выдачу результатов мониторинга оператору на экран монитора персональной электронно-вычислительной машины (ПЭВМ) в табличной и графической формах и подачу сигналов о превышении допустимых значений измеряемых величин.

Перед заправкой ракеты-носителя 1 компонентами топлива системы заправки 10,11 приводят в готовность, окислитель и горючее в заправочных емкостях охлаждают (нагревают) до определенной температуры и термостатируют. Температуры окислителя и горючего не должны различаться более чем это допускается техническими условиями на заправку, иначе снижается эффективность топлива.

Для повышения надежности работы насосов газовые подушки заправочных емкостей наддувают газом от систем газоснабжения до оптимального давления.

К ракете-носителю 1 пристыковывают заправочные коммуникации и производят заправку ракеты-носителя 1 компонентами топлива.

Заправка ракеты-носителя 1 топливом и сжатыми газами производится автоматически. Заправка бортовых баллонов ракеты-носителя 1 сжатыми газами происходит от систем газоснабжения 13, представляющих собой ресиверные с баллонами высокого давления, необходимой регулирующей и запорной арматурой, а также системой газовых редукторов давления для снижения давления сжатых газов, поступающих к потребителям.

В процессе предстартовой подготовки с использованием систем газоснабжения 13 производят продувки магистралей, хвостовых отсеков, двигательных установок и предстартовый наддув баков ракеты-носителя 1.

Компрессорная станция 12 работает в нетехнологическое время (то есть до начала работ по предстартовой подготовке) и обеспечивает заполнение баллонов ресиверов систем газоснабжения 13 кондиционными (чистыми и осушенными) сжатыми газами (воздухом, азотом, гелием) давлением до 40 МПа с точкой росы не выше - 55°С.

Холодильный центр 14, включающий комплекс холодильных машин, оборудования и системы управления ими, работает при термостатировании (охлаждении) компонентов топлива в заправочных системах 10, 11, охлаждении баков ракеты-носителя 1 перед заправкой компонентами топлива, для обеспечения нормальной работы охладителей воздуха и др.

Работа системы наведения 16 в составе пусковой системы 6 заключается в придании ракетно-космической системе 1, 2, находящейся на пусковой системе 6, строго вертикального положения с помощью опор или домкратов пусковой системы 6 и азимутальном наведении - совмещении плоскости стабилизации ракетно-космической системы 1, 2 с плоскостью пуска путем разворота ракетно-космической системы в горизонтальной плоскости с помощью поворотного круга пусковой системы 6.

Для наведения ракетно-космической системы 1, 2 выполняют геодезическую подготовку пуска и определяют координаты пусковой системы 6 и ориентирные направления.

Электросиловое оборудование 17 включают для электроснабжения ракеты-носителя 1, космического аппарата 2, электродвигателей насосов, аппаратуры и систем дистанционного и автоматического управления, а также других систем и агрегатов специальными токами и постоянным током напряжением 27-30 В.

Контрольно-испытательную аппаратуру 18 используют для проведения контрольно-проверочных испытаний приборов, агрегатов и систем ракеты-носителя 1, а также состыкованных ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2.

С помощью проверочно-пускового оборудования 19 производят предстартовые проверки аппаратуры и систем ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2, а также подачи команд на пуск ракетно-космической системы 1, 2.

Технические системы 20 работают для водоснабжения стартового комплекса, поддержания ракетно-космической системы 1, 2 и спецтехнологического оборудования в постоянной готовности к работе и создания нормальных условий, необходимых для успешной работы обслуживающего персонала.

Вспомогательное оборудование 21 используют для проведения вспомогательных операций, возникающих в процессе предстартовой подготовки.

Все работы по предстартовой подготовке и пуску ракеты-носителя 1 с космическим аппаратом 2 выполняются из центра управления запуском 3 по командам системы дистанционного управления технологическими операциями и проверочно-пускового оборудования 19 и фиксируются на пульте пуска набором транспарантов готовностей.

После завершения всех операций предстартовой подготовки производят пуск ракеты-носителя 1 с космическим аппаратом 2. Газовая струя при пуске ракеты-носителя 1 отводится с помощью газоотражателя 7 по газоотводным каналам стартового сооружения 5.

С помощью кинотелекамер, установленных на прожекторной мачте 9, производят съемку процессов предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя 1 с космическим аппаратом 2.

Предлагаемый стартовый комплекс позволяет осуществить непрерывный мониторинг параметров: температуры, влажности и чистоты воздуха, подаваемого по воздушным системам обеспечения тепловых режимов отсеков и блоков ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2 и проверить соответствие этих параметров требованиям, предъявляемым к ракетно-космическим системам.

Проведенные на стартовом комплексе 17П32-6 экспериментальные работы с использованием средств мониторинга позволили отработать и установить оптимальные диапазоны температур термостатирующего воздуха для ракеты-носителя типа "Союз" (20±3°С) и космического аппарата (20±5°С).

Относительная влажность термостатирующего воздуха регулируется и может находиться в пределах 20...75%.

По результатам экспериментов чистота термостатирующего воздуха по степени загрязнения органическими веществами составила (1...2)·10^-8г/см², что на порядок лучше, чем по сравнению с требованиями спецификаций Европейского космического агентства (ESA pss-01-201, ESApss-01-705), по которым загрязнение не должно превышать величины 2·10^-7г/cм² [14 и др.].

Чистота термостатирующего воздуха сравнивалась также с данными Федерального стандарта США (FED.STD-209D) и составила по нашим экспериментам 250 частиц в одном литре, размер частиц 0,5 мкм, а по Федеральному стандарту США 3530 частиц в одном литре, то есть по предлагаемому изобретению воздух в 14 раз чище и обладает сверхвысокой чистотой. Это крайне важно, так как случайное попадание такого воздуха, например, на поверхность солнечных батарей не вызовет негативных последствий, тогда как попадание загрязненного воздуха приведет к тому, что солнечные батареи в космосе не могут выйти на расчетный режим мощности со всеми вытекающими отсюда последствиями.

Предлагаемое техническое решение отвечает критериям изобретения "положительный эффект" и "технический уровень".

Таким образом, совокупность неразрывно связанных между собой существенных признаков, изложенных в формуле изобретения, направленных на достижение единой цели, позволяет получить существенный положительный эффект, а именно повысить качество, надежность, технический уровень и эффективность работы стартового комплекса и обеспечить высокую надежность пусков ракет-носителей с космическими аппаратами.

Изобретение будет использовано в полном объеме на стартовых комплексах ракет-носителей типа "Союз", "Протон" и др.

Источники информации

1.US 4932607, B 64 G 5/00, 02.08.1989 - аналог.

2. FR 2635500, B 64 G 5/00, 1989 - аналог.

3. Austr. 631804, B 64 G 5/00, 1990 - аналог.

4. Ru 2094338, С1, B 64 G 5/00, 20/06, 1994 - аналог.

5. Космодром. Под общей редакцией А.П.Вольского М. Воениздат, 1977, с.79, 84-86 - прототип.

6. Космонавтика. Энциклопедия.

М.: Советская энциклопедия, 1985, с.259 - наземное оборудование космических комплексов - аналоги.

7. Ракеты-носители. Под общей редакцией проф. С.О.Осипова М.: Воениздат, 1981, 315с. - аналогов не обнаружено.

8. US PCT (US 98) 15899, B 64 G 5/00, 27.07.1998 - аналог.

9. RU 2099255 С1, B 64 G 5/00, 17.07.1995 - аналог.

10. RU 2094337 C1, B 64 G 5/00, 24.06.1994 - аналог.

11. RU 2102292 С1, B 64 G 5/00, 30.04.1992 - аналог не обнаружен.

12. RU 2078010 C1, B 64 G 5/00, 24.06.1994 - аналог не обнаружен.

13. US 5529264, B 64 G 1/22, 25.06.1996 - аналог не обнаружен.

14. US 5046426 9/1991-5228642 7/1993 - аналогов не обнаружено.

15. На земле и в космосе. ФГУП КБОМ им. В.П.Бармина, с. 141...143, 158...160 - аналоги. М.: 2001.

16. Воронин Б.П., Столяров Н.А. Подготовка к пуску и пуск ракет. с.41...74 - аналоги М.: Воениздат, 1972.

17. Программа и методика проведения экспериментальных работ по определению степени загрязнения органическими веществами воздуха систем термостатирования. М.: 2002.

18. FR 2595318, B 64 G 5/00, 2.03.1987 - аналог не обнаружен.