Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ЗАЩИТЫ СТАРТОВЫХ СООРУЖЕНИЙ ОТ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ СТРУЙ ДВИГАТЕЛЕЙ РАКЕТЫ

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам космического назначения.

В ракетной технике известны способы защиты стартовых сооружений от газодинамического воздействия струй двигателей ракеты, стартующей вертикально, основанные на использовании:

- бронированных крышек ([1], стр.39); жаропрочных бетонов ([1], стр.47); защитных экранов, покрытий, водяных завес в зоне пламени двигателей, сменных газоотражателей ([1], стр.43, 55, 76, 78, 81, 89); рассекателей пламени ([1], стр.39, 76, 89);

- расположения наиболее теплонагруженных конструкций на достаточном удалении от струй двигателей ракеты ([1], стр.30, 47), и/или отвода их перед стартом или во время старта ракеты ([1], стр.32, 47).

Недостатками указанных известных способов являются: ограниченный эксплуатационный ресурс наиболее теплонагруженных элементов стартового комплекса и необходимость локального ремонта некоторых элементов его после каждого пуска ракеты, сложность и высокая стоимость.

Известен способ защиты элементов конструкции плавучей стартовой платформы от воздействия газовых струй 4-х камерного маршевого двигателя ракеты «Зенит-3SL» (Морской старт) на участке подъема ракеты на высоту от 30 м до 200 м, заключающийся в повороте камер 4-х двигателей в тангенциальном направлении в плоскости рыскания, сводящем струи к продольной оси ракеты [3]. Использование этого способа уменьшает омываемую расходящимися струями двигателей площадь стартовой платформы.

Недостатком способа является его недостаточная универсальность, в частности - невозможность его использования для других типов ракет (в том числе, для ракет с одним двигателем) и пусковых устройств, а также неполное использование маневренных возможностей ракеты. Кроме того, при использовании этого способа ракета совершает вертикальный подъем, при этом центр следа струи на плоскости стартовой платформы не смещается, что не позволяет перераспределить газодинамическое воздействие с одних элементов конструкции стартовой платформы на другие. Наконец, в указанном способе не учитывается ветровая обстановка в районе старта, сложившаяся к моменту пуска ракеты.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является выбранный в качестве прототипа способ защиты стартовых сооружений от газодинамического воздействия струй ракетного двигателя, заключающийся в выполнении маневра углового разворота ракеты по заранее введенной в систему управления ракетой программе [4].

Недостатком этого способа является то, что он не учитывает ветровую обстановку в районе старта, сложившуюся к моменту пуска ракеты. Кроме того, целью данного способа является обеспечение несоударения ракеты со стартовыми сооружениями при отказе одного из двигателей многодвигательной ракеты, поэтому во время выполнения маневра углового разворота ракеты газовые струи исправных двигателей могут оказать недопустимое газодинамическое воздействие на стартовые сооружения. Этот способ не используется в штатной (безотказной) ситуации, а также неприменим для ракеты с одним двигателем. Поэтому использование этого способа не позволит упростить и удешевить конструкцию стартового комплекса.

Задачей предложенного изобретения является разработка универсального способа защиты стартовых сооружений от газодинамического воздействия струй двигателей ракеты путем управления положением следов струй двигателей на горизонтальной плоскости пускового устройства.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является упрощение и удешевление стартовых сооружений с одновременным увеличением эксплуатационного ресурса за счет снижения газодинамического воздействия струй двигателей на наиболее дорогостоящие элементы конструкции стартового комплекса.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе защиты стартовых сооружений от газодинамического воздействия струй двигателей ракеты, заключающемся в выполнении маневра углового разворота ракеты по заранее введенной в систему управления ракетой программе, в соответствии с изобретением, за определенное время до старта ракеты измеряют скорость и направление горизонтального осредненного ветра в районе пускового устройства, затем рассчитывают программные зависимости изменения углов тангажа и рыскания, обеспечивающие с учетом действия ветра желаемое положение следов струй ракетных двигателей на горизонтальной плоскости пускового устройства, после чего вводят рассчитанные программные зависимости в полетное задание, а после старта ракеты стабилизируют угловое положение ракеты по углам тангажа и рыскания относительно рассчитанных программных значений путем отклонения качающихся камер двигателей ракеты, начиная с разрешенной минимальной высоты в несколько метров до достижения ракетой максимальной высоты полета, на которой влияние струй двигателей на стартовые сооружения не проявляется.

Положительный эффект изобретения достигается за счет увода струй двигателей поднимающейся ракеты с учетом действия ветра вдоль оси отведенного теплозащищенного сектора в сторону от кабель - заправочной башни (КЗБ) и от газохода. При этом происходит уменьшение газодинамического воздействия на эти пространственные сооружения за счет перераспределения потоков с них на плоский сектор на стартовой плоскости, теплозащита которого проще и дешевле. Этот сектор в предлагаемом способе имеет минимальную площадь за счет использования информации о величине и направлении скорости ветра, измеренной перед пуском ракеты, в программных зависимостях углов тангажа и рыскания.

Если предлагаемый способ применить в интересах существующих стартовых комплексов РН «Протон», «Союз», «Космос», «Циклон», «Зенит» [2], то может быть достигнут эффект повышения эксплуатационного ресурса указанных комплексов до их капитального ремонта.

Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется фиг.1, 2, 3, 4.

На фиг.1-а для примера в стартовой системе координат O_стX_стY_стZ_ст представлена гипотетическая ракета с одним маршевым двигателем, реализующим управление в каналах тангажа и рыскания. В канале крена используются газодинамические сопла. Там же показана КЗБ с фермами подвода коммуникаций и газоход.

На фиг.1-б на стартовой плоскости Y_стO_стZ_ст показаны ракета и КЗБ. В данном примере азимут пуска ракеты составляет 170°, а азимут направления увода струи двигателя O_стL равен 215°. При этом угол между направлением увода струи двигателя вдоль оси заданного теплозащищенного сектора и стартовыми осями - O_стY_ст и O_стZ_ст равен 45°. При отсутствии ветра (W=0) программные зависимости углов тангажа и рыскания от времени рассчитываются таким образом, чтобы след струи двигателя двигался по прямой O_стL. На этой прямой показаны две характерные точки 1, соответствующие высоте подъема среза сопла двигателя над горизонтальной плоскостью пускового устройства и 150 м. Эти точки являются центрами зон следов струй двигателя. Радиусы зон следов струй зависят от действия на РКН возмущающих факторов (кроме учтенного горизонтального осредненного ветра) и разбросов характеристик РКН. Теплозащищенный сектор на горизонтальной плоскости пускового устройства представляет собой объединение зон следов струй.

На фиг.2 для номинальной траектории (W=0) показаны зависимости от высоты

координат по оси O_стY_ст центра зоны следов струй двигателя и центра масс ракеты при подъеме до высоты 250 м. На малых высотах ракета поднимается практически вертикально. На высотах , на которых срез сопла двигателя проходит фермы подвода коммуникаций (фиг.1-а), струя начинает энергично уходить в сторону от КЗБ.

На фиг.3-а на стартовой плоскости Y_стO_стZ_ст представлено положение следа струи двигателя при движении по номинальной траектории (W=0) до высоты . Видно, что увод струи двигателя осуществляется в заданном направлении.

На фиг.4-а, -б для W=0 представлены программные зависимости от времени углов тангажа ϑ_пр и рыскания ψ_пр, по которым алгоритмы системы управления реализуют увод струи двигателя вдоль заданного направления (фиг.1-б).

Если программные зависимости углов тангажа и рыскания выбирать не зависящими от скорости горизонтального осредненного ветра, то при действии ветра центры зон следов из точек 1 сместятся в точки 2, 3, 4, 5, соответствующие направлениям скорости ветра W₂, W₃, W₄, W₅ (см. фиг.1-б). Положения следов струй двигателей на горизонтальной плоскости пускового устройства для ветров со скоростью 15 м/с с направлениями W₂, W₃ в случае реализации таких программных зависимостей показаны на фиг.3-а.

Для того чтобы уменьшить площадь теплозащищенного сектора, для измеренных перед стартом, к примеру, ветров со скоростью 15 м/с и с направлениями W₂, W₃ программные зависимости ψ_пр(t) выбираются такими, как показано на фиг.4-в. Положения следов струй двигателей на горизонтальной плоскости пускового устройства при этом показаны на фиг.3-б. Из фиг.3-б видно, что следы струй располагаются вблизи луча O_стL. Для других величин скоростей и направлений ветра выбором программных зависимостей ϑ_пр(t), ψ_пр(t) также можно добиться того, что след струи двигателя независимо от величины и направления ветра будет проходить по заданному лучу O_стL. При этом точки 2, 3, 4, 5 для указанных в примере высот и 150 м (фиг.1-б) будут сходиться к центрам зон следов струй двигателя, то есть - к точкам 1. Учет измеренного перед пуском осредненного ветра и его направления приводит к тому, что площадь теплозащищенного сектора, омываемая струями двигателя, будет уменьшаться.

Благодаря уменьшению площади поверхностей, которые подвергаются интенсивному газодинамическому воздействию, достигается технический результат изобретения: упрощение и удешевление стартовых сооружений с одновременным увеличением эксплуатационного ресурса.

Источники информации

1. И.В.Стромский. «Космические порты мира». М.: «Машиностроение». 1996 г.

2. С.П.Уманский. «Ракеты-носители. Космодромы». М.: Изд. «Рестарт+». 2001 г.

3. В.П.Легостаев. «Старт с поверхности океана. «Полет», №2, 1999 г., стр.3-14.

4. Патент Российской Федерации №2170194, кл. B64G 1/00, B64G 1/24, B64G 1/52 от 10.07.2001 г.