Космический ракетный комплекс и способ обеспечения услуг по запуску космических аппаратов с использованием космического ракетного комплекса

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для использования при выводе на околоземную орбиту космических аппаратов (КА). В состав комплекса входят ракета-носитель, КА с адаптером, транспортно-пусковой контейнер, стартовая площадка, пусковая установка, система электроснабжения, наземная контрольно-пусковая аппаратура, комплект транспортно-технологического оборудования, оборудование трассы запуска и пункты слежения и обработки информации о полете КА. Головным обтекателем ракеты-носителя, КА и адаптером в сборе образована самостоятельная сборочная единица - автономный головной блок с узлами крепления к ракете-носителю, а транспортно-пусковым контейнером в сборе с ракетой-носителем - транспортабельный ракетный модуль. Ракета-носитель выполнена с четырьмя разгонными ступенями и снабжена доводочной ступенью с двигательной установкой коррекции на твердом топливе. Приборный отсек размещен в доводочной ступени. Способ обеспечения услуг по запуску КА с использованием данного комплекса основан на транспортировании на стартовую площадку КА и ракеты-носителя, совместной их стыковке и последующем запуске ракеты-носителя с КА. При этом предварительно сравнивают назначенные параметры орбиты КА с параметрами орбит, обеспечиваемыми комплексом. В случае их нахождения в диапазоне предлагаемых комплексом параметров транспортируют раздельно на стартовую площадку транспортабельный космический ракетный модуль, состоящий из транспортно-пускового контейнера и ракеты носителя, а также головной обтекатель, КА и адаптер. Далее осуществляют сборку автономного головного блока путем стыковки адаптера, КА и головного обтекателя. Пристыковкой к ракете-носителю автономного головного блока собирают ракету космического назначения и осуществляют запуск. Группа изобретений позволяет создать космический ракетный комплекс упрощенной конструкции и обеспечивает безотказный запуск КА. 2 с. и 18 з.п. ф-лы, 25 ил.

Настоящая группа изобретений относится к ракетно-космической технике и предназначена для применения при выводе на околоземную орбиту космических аппаратов (КА).

Мировой рынок пусковых услуг по обслуживанию запусков коммерческих КА имеет устойчивую тенденцию к постоянному расширению, так как осуществление запусков КА позволяет решить целый ряд наиболее важных народнохозяйственных проблем, в том числе обеспечить создание глобальной системы связи с наиболее отдаленными уголками страны, прогнозирование в мировом масштабе чрезвычайных экологических ситуаций, разведку недр Земли и многое другое.

На рынке пусковых услуг предложен широкий спектр ракет космического назначения, в том числе и твердотопливных.

Известны космические ракетные комплексы (КРК), содержащие модульную ракету-носитель (РН) с нижней и верхней ступенями из установленных в связке соответственно больших и малых ракетных двигателей, а также головным обтекателем, КА, транспортные средства, осуществляющее доставку КА и ракеты-носителя, стартовую площадку и пусковую установку (US 5217188 А, 08.06.1993, US 5172875 А, 22.12.1992). При обеспечении услуг по запуску КА с использованием известных КРК транспортируют на стартовую площадку КА и ракету-носитель, производят совместную их стыковку и последующий запуск ракеты-носителя с КА со стартовой площадки.

Недостатки известных КРК определяются их конструктивной сложностью и разобщенностью функциональных составных узлов, в связи, с чем известные способы обеспечения услуг по запуску КА характеризуются трудностями сборки и транспортировки составных компонентов КРК. Это предопределяет в итоге существенные материальные затраты.

Наиболее близким к предложенному КРК является комплекс, содержащий ракету-носитель с разгонными ступенями, имеющими двигательные установки на твердом топливе, пиротехническими устройствами, приборным отсеком и головным обтекателем, КА с адаптером, транспортно-пусковой контейнер (ТПК), подготовленную в инженерном отношении стартовую площадку, пусковую установку, систему электроснабжения, наземную контрольно-пусковую аппаратуру, комплект транспортно-технологического оборудования, оборудование трассы запуска и пункты слежения и обработки информации о полете КА (RU 2025645 С1, 30.12.1994).

Наиболее близким к предложенному способу обеспечения услуг по запуску КА с использованием КРК является способ, основанный на транспортировании на подготовленную в инженерном отношении стартовую площадку КА и ракеты-носителя в контейнерах на специализированном транспорте, совместной их стыковке и последующем запуске ракеты-носителя с КА со стартовой площадки (см. там же).

Недостатки указанного комплекса и способа обеспечения услуг по запуску КА также связаны с неудовлетворительным решением вопросов построения КРК, его сборки и транспортировки.

Задачей первого из группы изобретений является создание достаточно простого по конструкции и транспортабельного КРК, обеспечивающего безотказный запуск КА полностью твердотопливной ракетой-носителем массой до 100 т.

Поставленная задача решается тем, что в КРК, содержащем ракету-носитель с разгонными ступенями, имеющими двигательные установки на твердом топливе, пиротехническими устройствами, приборным отсеком и головным обтекателем, КА с адаптером, транспортно-пусковой контейнер, подготовленную в инженерном отношении стартовую площадку, пусковую установку, систему электроснабжения, наземную контрольно-пусковую аппаратуру, комплект транспортно-технологического оборудования, оборудование трассы запуска и пункты слежения и обработки информации о полете КА, - головным обтекателем, КА и адаптером в сборе образована самостоятельная сборочная единица - автономный головной блок с узлами крепления к ракете-носителю, а транспортно-пусковым контейнером в сборе с ракетой-носителем - транспортабельный ракетный модуль, при этом ракета-носитель выполнена с четырьмя разгонными ступенями и снабжена доводочной ступенью с двигательной установкой коррекции на твердом топливе, первые три разгонные ступени ракеты-носителя соединены последовательно между собой при помощи первого и второго соединительных отсеков соответственно, последняя четвертая разгонная ступень выполнена по пенальной схеме с двигательной установкой, размещенной внутри третьего соединительного отсека, доводочная ступень соединена с четвертой разгонной ступенью посредством четвертого соединительного отсека, приборный отсек размещен в доводочной ступени.

Решению поставленной задачи способствуют частные существенные признаки изобретения.

Пиротехнические устройства ракеты-носителя выполнены в виде пиропатронов и детонирующих удлиненных зарядов, исполнительные механизмы которых электрически соединены посредством бортовой кабельной сети с приборным отсеком.

Первая разгонная ступень ракеты-носителя снабжена хвостовым отсеком, выполненным в виде подкрепленной стрингерами оболочки из алюминиевых сплавов, а на наружной поверхности хвостового отсека закреплены решетчатые аэродинамические рули и стабилизаторы, соединительные первый и второй отсеки выполнены в виде конических оболочек, подкрепленных лонжеронами, стрингерами, торцевыми и промежуточными шпангоутами, при этом обшивка, стрингеры и промежуточные шпангоуты выполнены из алюминиевых сплавов, а лонжероны и торцевые шпангоуты - из титановых сплавов, детонирующие удлиненные заряды уложены вдоль лонжеронов и по периметру торцевых шпангоутов, а их исполнительные механизмы-детонаторы электрически соединены с приборным отсеком, соединительный третий отсек выполнен в виде оребренных конических композитных панелей, соединенных между собой по образующим лонжеронами, а по торцам - торцевыми шпангоутами, при этом лонжероны и торцевые шпангоуты соединительного третьего отсека выполнены из алюминиевых и титановых сплавов, а детонирующие удлиненные заряды уложены вдоль лонжеронов и по периметру торцевых шпангоутов, а их исполнительные механизмы-детонаторы электрически соединены с приборным отсеком, соединительный четвертый отсек выполнен в виде подкрепленной стрингерами и торцевыми шпангоутами оболочки, при этом обшивка оболочки, стрингеры и торцевые шпангоуты выполнены из алюминиевых сплавов, а задний торцевой шпангоут - с двумя рядами стыковочных отверстий, размещенных по периметрам концентрических окружностей, к стыковочным отверстиям внешней окружности прикреплен передним торцом третий соединительный отсек, а к стыковочным отверстиям внутренней окружности прикреплен передним торцом корпус двигательной установки четвертой разгонной ступени, в доводочной ступени двигательная установка коррекции размещена в агрегатном отсеке, а узлы крепления доводочной ступени к адаптеру автономного головного блока - на переднем торце ее платформы.

Транспортно-пусковой контейнер снабжен прибором системы прицеливания, объемная силовая конструкция транспортно-пускового контейнера выполнена в виде оболочки с передней и задней крышками и снабжена кабельной сетью и системой воздуховодов, ракета-носитель снабжена опорно-ведущими поясами, а приборный отсек доводочной ступени - иллюминатором для оптической связи с прибором системы прицеливания, закрепленным на внешней поверхности транспортно-пускового контейнера, бортовая кабельная сеть ракеты-носителя имеет плату механической расстыковки коммуникаций с кабельной сетью транспортно-пускового контейнера, с внутренней боковой поверхностью которого ракета-носитель контактирует своими опорно-ведущими поясами, а сама ракета-носитель скреплена хвостовым отсеком с задней крышкой транспортно-пускового контейнера.

На внутренней поверхности силовой оболочки транспортно-пускового контейнера нанесено антифрикционное покрытие.

Транспортно-пусковой контейнер снабжен системой поддержания в его внутреннем объеме заданного тепло-влажностного режима.

Внутренняя полость головного блока выполнена герметичной.

Путем пристыковки к ракете-носителю автономного головного блока собирают ракету космического назначения (РКН).

Задачей второго из группы изобретений является повышение эффективности услуг по запуску КА с любого места земного шара при использовании сложившейся инфраструктуры, как пусковых площадок, так и трасс полета.

Поставленная задача решается тем, что в способе обеспечения услуг по запуску КА с использованием КРК, основанном на транспортировании на подготовленную в инженерном отношении стартовую площадку КА и ракеты-носителя, совместной их стыковке и последующем запуске ракеты-носителя с КА со стартовой площадки, предварительно сравнивают назначенные параметры орбиты запускаемого КА с параметрами орбит, обеспечиваемыми космическим ракетным комплексом, в случае нахождения назначенных параметров орбиты и точности их осуществления в диапазоне предлагаемых комплексом параметров транспортируют раздельно на стартовую площадку транспортабельный космический ракетный модуль, состоящий из транспортно-пускового контейнера и установленной в нем ракеты-носителя, снаряженной топливом и пиросредствами, а также головной обтекатель, космический аппарат и адаптер, осуществляют сборку автономного головного блока путем совместной стыковки адаптера, космического аппарата и головного обтекателя, путем пристыковки к ракете-носителю автономного головного блока собирают ракету космического назначения, поднимают ее в вертикальное положение и осуществляют запуск.

Решению поставленной задачи способствуют частные существенные признаки изобретения.

Сборку автономного головного блока осуществляют в отдельном, оборудованном сборочными средствами, помещении на стартовой площадке - "чистой комнате", после чего поводят автономные проверки собранного автономного головного блока и транспортируют его на стартовую позицию.

Пристыковку автономного головного блока на стартовой позиции осуществляют к ракете-носителю, находящейся на пусковой установке или на пусковом стенде, после чего проводят окончательные проверки собранной ракеты космического назначения при нахождении ракеты космического назначения в горизонтальном положении.

Обеспечивают выводимую массу КА 100...500 кг, наклонение орбиты 52... 98^o, высоту орбиты 200...1000 км.

Обеспечивают погрешность достижения скорости 2%, наклонения орбиты 0,1%, высоты орбиты 1%.

При нахождении назначенных параметров орбиты в диапазоне обеспечиваемых параметров проектируют, изготавливают и подвергают наземным испытаниям на прочность и функционирование адаптер и в случае соответствия данных испытаний проектным транспортируют его на стартовую площадку.

В помещении перед сборкой автономного головного блока осуществляют очистку газовой среды со степенью чистоты 600...3600 частиц на 1 л при соответствующих размерах частиц 0,4...6 мкм при влажности 44...46%.

При транспортировании на стартовую площадку транспортабельного космического ракетного модуля в транспортно-пусковом контейнере поддерживают заданные диапазоны температуры и влажности.

В транспортно-пусковом контейнере поддерживают температуру в диапазоне 5...15^oС и влажность в диапазоне 40...50%.

Транспортирование на стартовую площадку транспортабельного космического ракетного модуля осуществляют в железнодорожном изотермическом вагоне или на самолете Ан-124, или на морском корабле.

На фиг.1 изображена ракета-носитель; на фиг.2 - автономный головной блок; на фиг.3 - доводочная ступень; на фиг.4 - автономный головной блок, пристыкованный к ракете-носителю; на фиг. 5 - выноска I на фиг.4 - распадающийся узел крепления головного обтекателя; на фиг.6 - ракета-носитель "Старт-1" с пристыкованным автономным блоком; на фиг.7 - состыкованные модули I и II ракеты-носителя; на фиг.8 - модуль III ракеты-носителя; на фиг.9 - космический ракетный модуль на транспортном агрегате; на фиг.10 - космический ракетный модуль ракета-носитель в транспортно-пусковом контейнере;
на фиг.11 - космический ракетный модуль перед установкой на транспортный агрегат;
на фиг. 12 - космический ракетный модуль на транспортном агрегате - вид спереди, вид по стрелке А на фиг.9;
на фиг.13 - фрагмент выноски II на фиг.11;
на фиг.14 - фрагмент выноски III на фиг.11;
на фиг.15 - вид по стрелке Б на фиг.14;
на фиг.16 - вид по стрелке В на фиг.14;
на фиг.17 - фрагмент выноски IV на фиг.11;
на фиг.18 - выноска IV на фиг.11;
на фиг.19 - сечение Г-Г на фиг.18;
на фиг.20 - машина обеспечения;
на фиг.21 - наземный приборный модуль;
на фиг.22 - блок электроснабжения;
на фиг.23 - ракета-носитель на подвижной пусковой установке - вид спереди;
на фиг.24 - ракета-носитель в вертикальном положении на подвижной пусковой установке перед запуском;
на фиг.25 - схема полета ракеты-носителя.

На рынке пусковых услуг заняты практически все ниши, кроме предоставления услуг полностью твердотопливной ракетой-носителем массой до 100 т, используемой в составе транспортабельного космического ракетного комплекса наземного базирования.

Космический ракетный комплекс содержит ракету-носитель (фиг.1), с разгонными ступенями, имеющими двигательные установки на твердом топливе, пиротехническими устройствами, приборным отсеком и головным обтекателем, космический аппарат с адаптером, транспортно-пусковой контейнер, подготовленную в инженерном отношении стартовую площадку, пусковую установку, систему электроснабжения, наземную контрольно-пусковую аппаратуру, комплект транспортно-технологического оборудования, оборудование трассы запуска и пункты слежения и обработки информации о полете космического аппарата.

Головным обтекателем, космическим аппаратом и адаптером в сборе образована самостоятельная сборочная единица - автономный головной блок (фиг.2) с узлами крепления к ракете-носителю, а транспортно-пусковым контейнером в сборе с ракетой-носителем - транспортабельный ракетный модуль (фиг.10 и фиг. 11), при этом ракета-носитель выполнена с четырьмя разгонными ступенями и снабжена доводочной ступенью с двигательной установкой коррекции на твердом топливе, первые три разгонные ступени ракеты-носителя соединены последовательно между собой при помощи первого и второго соединительных отсеков соответственно, последняя четвертая разгонная ступень выполнена по пенальной схеме с двигательной установкой, размещенной внутри третьего соединительного отсека, доводочная ступень соединена с четвертой разгонной ступенью посредством четвертого соединительного отсека, приборный отсек размещен в доводочной ступени.

При проектировании космического ракетного комплекса необходимо определить структуру и способ предоставления пусковых услуг, так как от этого существенно зависит выбор наиболее предпочтительного варианта РН и комплекса в целом.

Коммерческие пусковые услуги можно представить в виде шести групп:
- обеспечение требуемых условий эксплуатации РН до стыковки и после стыковки КА с РН;
- проведение телеметрии параметров;
- обеспечение безопасности при подготовке к стыковке РН с КА;
- обеспечение безопасности в полете РН с КА;
- соблюдение норм экологической безопасности;
- обеспечение требуемых величин параметров выведения КА на орбиту.

Наиболее важными услугами первой группы являются меры по обеспечению температурно-влажностного режима КА до стыковки и в составе РН, а также "чистота" окружающей КА атмосферы, что необходимо для поддержания оптических систем КА в рабочем состоянии. До стыковки КА с РН все сборочные и монтажные работы с автономным головным блоком (адаптером, КА и обтекателем) должны проводиться в чистой комнате с очень малым содержанием пылинок в каждом м³ этого помещения. После стыковки КА с РН требования по температуре, влажности и чистоте воздуха выполняются за счет конструктивного исполнения автономного головного блока.

Кроме перечисленных услуг первой группы, могут осуществляться операции по заправке ДУ КА жидкими компонентами и жидким азотом при соблюдении необходимых мер и правил безопасности, а также электрические проверки КА и его интерфейса с ракетой-носителем.

Реализация второй группы услуг связана с обеспечением телеметрических замеров параметров головного блока и КА, передачей их на наземную станцию в процессе полета в составе РН. Обработка этих замеров позволяет сопоставить полученные данные с требованиями по условиям полета и отделению КА от ракеты-носителя.

Третья группа услуг включает в себя ряд конструктивных, технологических и организационных мер, осуществляемых исполнителем услуг (часть совместно с заказчиком-пользователем услуг) в процессе транспортировки КА на космодром, сборке головного блока и ракеты-носителя в целом и обеспечение мер по безопасности и сохранности КА при транспортировке его в составе РН на стартовую площадку, в период стартовой подготовки и при пуске ракеты.

Услуги по безопасности в полете в составе РН (четвертая группа) обеспечиваются принятыми разработчиком РН техническими решениями, в частности, по двигательным установкам разгонных ступеней, системе управления, соединительным отсекам, устройствам разделения ступеней, отделения обтекателя и т. п.

Сюда же относится учет степени отработанности конструкции РН и элементов комплекса. Известно, что, чем выше отработанность конструкции, тем больше стоимость услуг и наоборот. Здесь важно найти рациональный уровень характеристик при относительно невысокой стоимости, используя, в том числе, заимствованные технические решения, системы и агрегаты.

Трасса полета РН на активном участке вплоть до отделения КА от РН и зона падения отработавших ступеней выбираются таким образом, чтобы использовать ограниченный по ширине "коридор отчуждения", так как нарушение экологического равновесия окружающей среды при авариях может иметь тяжелые последствия.

К этим услугам можно отнести следующее:
- повышение надежности и безопасности в работе двигательных установок разгонных ступеней, систем управления, органов управления, рулевых приводов;
- заимствование ранее отработанных агрегатов и систем от других аналогов;
- переход на создание РН только на твердых смесевых топливах;
- создание и применение наиболее совершенных, в то же время отработанных схем и систем старта.

Наконец, последняя группа услуг связана с обеспечением требуемых параметров и характеристик выведения КА.

Также должна быть обеспечена высокая точность параметров выведения КА (снижение ошибок вектора скорости выведения, разбросов параметров возмущений при отделении КА от РН и др.).

Сформулируем тактико-технические характеристики РН, необходимые и достаточные для предоставления пусковых услуг по запуску космических аппаратов на низкие околоземные орбиты.

Максимальная масса космического аппарата принята равной 400 кг, что позволяет выводить на орбиты широкий спектр КА прикладного назначения.

Основные параметры орбиты КА, определяемые его практическим назначением, находятся в широких границах, поэтому энергетические возможности и схема функционирования РН выбираются из условия обеспечения возможности выведения КА на орбиту в диапазоне высот 200...1200 км (в зависимости от массы КА). Для большинства КА прикладного назначения, исходя из условия обеспечения необходимого времени существования на орбите с учетом аэродинамического торможения, высота перегея орбиты составляет 350...400 км. В то же время, в большинстве случаев для КА прикладного назначения потребная высота орбиты не превышает диапазона 900...1000 км.

Наклонение орбиты определяется научно-прикладным назначением КА и находится в широких пределах, связанных с расположением космодрома, от минимальных значений при экваториальных траекториях до полярных и солнечно-синхронных с углом наклона 90...98^o.

Точность реализации орбитальных параметров определяется назначением КА. Высокая точность выведения способствует экономии топлива корректирующей двигательной установки (ДУ) доводочной ступени и обеспечивает оперативный ввод КА в эксплуатацию. Особенно важна минимизация ошибок выведения при запуске КА для замены выбывшего из строя КА при восстановлении состава орбитальной группировки совместно функционирующих на орбите КА (например, спутниковая связь, космическая навигация и т.п.).

РН "Старт-1" (фиг.6) может обеспечить достаточно высокий для настоящего времени уровень точности выведения, которому соответствуют следующие показатели предельных отклонений орбиты:
- по высоте в точке завершения выведения - ±1 км;
- по высоте в точке, противоположной завершению выведения - ±5 км;
- по наклонению орбиты - ±3 угловые минуты.

Уровни воздействия на КА при отделении определены из условий максимального удовлетворения потребностей достаточно высокого круга потенциальных заказчиков, так как при выполнении этих требований во многих случаях является определяющим для получения заказа на предоставление пусковых услуг. Так, например, динамические возмущения параметров КА при отделении должны быть минимальны, так как органы ориентации КА, как правило, рассчитаны на длительное функционирование при небольших величинах управляющих сил. Исходя из возможностей соответствующих систем и КА, для РН "Старт-1" принят следующий уровень угловых скоростей КА после его отделения:
- по каналам тангажа и рысканья - не более - 1^o/с;
- по каналу крена - не более - 1^o/с.

Защита КА от аэродинамических нагрузок и от аэродинамического нагрева также является важным фактором из-за необходимости исключения воздействия набегающего потока на нежесткие элементы конструкции КА, например на солнечные батареи, антенны или оптические поверхности. Поэтому для РН "Старт-1" принято техническое решение, согласно которому КА должен размещаться под обтекателем, сброс которого осуществляется при скоростном напоре, не превышающем нескольких единиц кг/м², и уровне аэродинамического нагрева не более 1200 кВт/м².

Состав среды вокруг КА определяется особенностями КА, при этом требования к составу бывают различными. Поэтому с целью расширения диапазона предоставляемых пусковых услуг при разработке РН "Старт-1" решалась задача по обеспечению в пространстве вокруг КА перед запуском высокой степени чистоты воздуха, а в ряде случаев - среды нейтрального газа (азота) при поддержании узкого температурного диапазона (+15...+25^oС).

Вероятность загрязнения космического аппарата для РН "Старт-1" принималась минимальной, так как в ряде случаев разработчик КА, исходя из необходимости сохранения в работоспособном состоянии панелей солнечных батарей или элементов оптических устройств, предъявляет требования по исключению воздействия на КА в полете РН продуктов сгорания твердого топлива от работающих РДТТ и продуктов от срабатывания пиротехнических устройств. Данное требование относится не только к расположенным в непосредственной близости от космического аппарата ДУ доводочной ступени и пиротехническим устройствам, но и к отработавшим ДУ отделившихся ступеней РН.

По результатам проектных проработок для РН "Старт-1" выбрана четырехступенчатой, как обладающая преимуществом по величине полезной нагрузки по сравнению с трехступенчатой РН. Ракета-носитель "Старт-1" (фиг.1) выполнена с четырьмя разгонными ступенями и содержит двигательные установки 1, 2, 3 и 4 на твердом топливе первой, второй, третьей и четвертой разгонных ступеней соответственно. Ракета-носитель полностью собрана снаряжена пиротехническими устройствами - пиропатронами (не показаны) и детонирующими удлиненными зарядами, исполнительные механизмы которых посредством бортовой кабельной сети электрически соединены с приборами системы управления. Первые три разгонные ступени ракеты-носителя соединены последовательно между собой при помощи первого 5 и второго 6 соединительных отсеков соответственно, а последняя четвертая разгонная ступень выполнена по пенальной схеме, двигательная установка 4 которой размещена внутри третьего соединительного отсека 7.

Особенностью компоновки РН "Старт-1" является размещение РДТТ четвертой ступени внутри соединительного отсека и крепление его только по переднему торцу, что позволило снизить массу конструкции корпуса двигателя и соответственно увеличить полезную нагрузку (в сравнении с "несущим" корпусом двигателя) за счет снижения нагрузок и исключения аэродинамического нагрева.

В двигательных установках разгонных ступеней используется твердое взрывобезопасное смесевое металлосодержащее топливо с высоким удельным импульсом. Корпуса РДТТ выполнены из высокопрочных композиционных материалов, центральные сопла частично утоплены в камеру сгорания, что обеспечивает уменьшение длины соединительных отсеков РН.

В конструкции соединительных отсеков, связывающих между собой РДТТ разгонных ступеней, наряду с алюминиевыми и титановыми сплавами применены композиционные материалы. На соединительных отсеках установлены детонирующие удлиненные заряды, надежно обеспечивающие разрыв механических связей между ступенями РН и разделение отсеков на части для их сброса. Соединительные первый и второй отсеки, выполнены в виде конических подкрепленных оболочек. Подкрепление оболочек, соединительных первого и второго отсеков выполнено в виде лонжеронов, стрингеров, торцевых и промежуточных шпангоутов, при этом обшивка оболочки, стрингеры и промежуточные шпангоуты выполнены из алюминиевых сплавов, лонжероны и торцевые шпангоуты - из титановых сплавов, детонирующие удлиненные заряды уложены вдоль лонжеронов и по периметру торцевых шпангоутов, а их детонаторы электрически соединены с пиропатронами.

Соединительные первый и второй отсеки содержат каждый по четыре лонжерона, равномерно распределенных по периметру отсека.

Соединительный третий отсек выполнен в виде трех оребренных конических композитных панелей из углепластика, соединенных между собой по образующим лонжеронами, а по торцам - торцевыми шпангоутами, их оребрение выполнено в виде "вафли", при этом лонжероны и торцевые шпангоуты выполнены из алюминиевых и титановых сплавов.

В соединительном третьем отсеке детонирующие удлиненные заряды уложены вдоль лонжеронов и по периметру торцевых шпангоутов, а их исполнительные механизмы - детонаторы электрически соединены с приборами системы управления.

Соединительный четвертый отсек ракеты-носителя выполнен в виде подкрепленной стрингерами и торцевыми шпангоутами оболочки, при этом обшивка оболочки, стрингеры и торцевые шпангоуты выполнены из алюминиевых сплавов.

Задний торцевой шпангоут соединительного четвертого отсека выполнен с двумя рядами стыковочных отверстий, размещенных по периметрам концентрических окружностей, при этом к стыковочным отверстиям внешней окружности прикреплен передним торцом третий соединительный отсек, а к стыковочным отверстиям внутренней окружности прикреплен передним торцом корпус двигательной установки четвертой разгонной ступени.

Первая ступень ракеты-носителя снабжена хвостовым отсеком 8, на наружной поверхности которого закреплены решетчатые аэродинамические рули и стабилизаторы 9, закрепленными с возможностью поворота и фиксации в заданном положении. На хвостовом отсеке установлено четыре аэродинамических руля и четыре стабилизатора, равномерно и с чередованием распределенных по периметру заднего торца отсека.

На первой ступени, работающей на атмосферном участке траектории, управление обеспечивают раскрываемые при старте решетчатые стабилизаторы и аэродинамические рули. На второй и третьей ступенях РН "Старт-1" в качестве органов управления применены устройства вдува газа в закритическую часть сопла, а на четвертой ступени РН - поворотное управляющее сопло.

Для обеспечения требуемой точности вывода космического аппарата на заданную орбиту РН снабжена доводочной ступенью 10 (фиг.1 и фиг.3) с твердотопливной двигательной установкой, при работе которой компенсируются ошибки кинематических параметров, накопленные РН. Размещенная внутри агрегатного отсека доводочная двигательная установка состоит из твердотопливного газогенератора, системы газоходов и выведенных на наружную поверхность агрегатного отсека сопловых блоков, работающих по "толкающей" схеме. Управление полетом осуществляется перераспределением газового потока между соплами клапанными устройствами. Доводочная ступень 10 (фиг.1), соединенной с четвертой разгонной ступенью посредством четвертого соединительного отсека 11 (более детально доводочная ступень изображена на фиг.3).

Доводочная ступень (фиг.3) снабжена двигательной установкой коррекции 12 на твердом топливе и содержит платформу 13, приборный 14 и агрегатный 15 отсеки, при этом приборы системы управления ракеты-носителя размещены в приборном отсеке, двигательная установка коррекции - в агрегатном отсеке, а узлы крепления доводочной ступени к автономному головному блоку - на переднем торце платформы.

С целью достижения высокой точности запуска и максимального значения величины полезной нагрузки на РН применена специально изготовленная малогабаритная аппаратура системы управления.

Головным обтекателем, космическим аппаратом и адаптером в сборе образована самостоятельная сборочная единица - автономный головной блок (фиг.2).

Автономный головной блок (фиг.2) содержит головной обтекатель 16 с узлами крепления к ракете-носителю, закрепленный в нем космический аппарат 17 и снабжен сменным адаптером 18 с узлами крепления с головным обтекателем и космическим аппаратом соответственно.

Среди существующих КА можно выделить семейство, предназначенное для ведения геологической разведки с орбиты при использовании высокочувствительных оптических телескопов. Одним из эксплуатационных требований, предъявляемых к таким КА, является содержание его в высокочистой газовой среде, например в среде азота, как при наземной эксплуатации, так и после пристыковки КА к ракете-носителю и в течение всего атмосферного участка активного участка траектории. Поэтому актуальной является задача разработки автономного головного блока, позволяющего: во-первых, обеспечить автономную наземную эксплуатацию КА в среде высокочистого газа; во-вторых, разработать технологию сборки с ракетой-носителем с обеспечением нахождения КА в среде высокочистого газа: в-третьих, защитить КА от воздействия атмосферы на активном участке траектории (АУТ).

Автономный головной блок, пристыкованный к ракете-носителю (фиг.4), содержит космический аппарат 17, головной обтекатель 16, узел крепления 19 головного блока к ракете-носителю 20, адаптер 18, узлы 21 крепления КА к адаптеру. Узел крепления 19 головного блока к ракете-носителю выполнен в виде перестыковочного кольца 23, на одном торце которого расположены отверстия для стыковки с ракетой-носителем, а другой торец жестко скреплен с боковыми наружными поверхностями шпангоута 22 оболочки головного обтекателя с помощью распадающихся узлов крепления 24, выполненных в виде кронштейнов 25, которые скреплены разрывными болтами 26 (фиг.5). Автономный головной блок снабжен узлом герметизации внутренней полости, выполненным на основе деформируемых и уплотняющихся прокладок 27. Узел герметизации изготовлен в виде днища 28, герметично скрепленного с адаптером.

Адаптер 17 выполнен в виде силовой оболочки с передним и задним 29 торцевыми шпангоутами. Адаптер скреплен задним шпангоутом с перестыковочным кольцом 23 узлами крепления 30. Узлы крепления 30 размещены по периметру, внутреннему по отношению к отверстиям крепления головного блока к ракете-носителю. Силовая оболочка адаптера с передним шпангоутом обращена внутрь объема оболочки головного обтекателя.

КА размещен в полости головного обтекателя. Узлы крепления 21 КА расположены на переднем шпангоуте силовой оболочки адаптера и выполнены в виде пиротехнических замков. По прибытии на космодром адаптер, обтекатель и космический аппарат передают в корпус подготовки. Космический аппарат после полного цикла его подготовки устанавливают на адаптере и закрывают головным обтекателем. После этого меняют воздух в объеме под обтекателем на азот.

Для обеспечения определенных специфических условий (по температуре, влажности и другим параметрам) автономный головной блок может быть помещен в изотермический контейнер. С использованием такого контейнера проводится транспортировка автономного головного блока на космодром.

Отделение КА в конце активного участка траектории осуществляется следующим образом. По команде от системы управления срабатывают разрывные болты 26, и происходит их разрушение. Головной обтекатель отделяется от перестыковочного кольца 23, например механическими толкателями (не показаны), затем срабатывают узлы крепления 21 КА с адаптером.

Конструкция автономного головного блока и технология его сборки обеспечивают защиту космического аппарата в среде высокочистого газа как при наземной эксплуатации, при пристыковке к ракете-носителю, так и на активном участке траектории.

Иногда ракета-носитель 20, собранная с автономным головным блоком 31 (фиг.6) называется ракетой космического назначения.

Ракета-носитель "Старт-1" (фиг. 6) может быть образована также из трех модулей. Модуль I - 33 (фиг.7), (первая, вторая и третья ступени ракеты-носителя) может быть заимствован, например, с ранее разработанной ракеты, снимаемой с боевого дежурства. Модуль II - 32 (четвертая ступень ракеты-носителя) может быть заимствован, например, с другой ракеты, изготовленной только в опытных образцах. Модуль III - 34 (фиг.8) (доводочная ступень ракеты-носителя и автономный головной блок) могут содержать элементы, как новой разработки, так и частично заимствованные с других ракет, например приборный отсек с приборами системы управления.

В целях защиты от неблагоприятных климатических воздействий и механических повреждений РН непрерывно, начиная с отправки с завода-изготовителя и до пуска, находится внутри выполненного из композиционных материалов транспортно-пускового контейнера, образуя при этом с ТПК транспортабельный космический ракетный модуль (фиг.9...фиг.11). С помощью ТПК обеспечивается необходимый температурно-влажностный режим для РН и осуществляется минометный старт ракеты с использованием порового аккумулятора давления.

Транспортабельный космический ракетный модуль, содержит транспортно-пусковой контейнер (ТПК) 35 и установленную в его полости ракету-носитель 20. Транспортно-пусковой контейнер, выполненный в виде силовой цилиндрической оболочки с бортовой кабельной сетью (БКС) 36, уложенной в защитный кожухи, и сообщенными с его внутренней полостью воздуховодами 37, расположенными на его внешней поверхности. Внутренняя полость контейнера имеет антифрикционное покрытие. ТПК снабжен передней 38 и задней 39 крышками. Вместо задней крышки может быть установлено днище 40 с поддоном 41 (фиг.11), имеющим возможность осевого смещения. На боковой поверхности силовой оболочки контейнера выполнены жестко скрепленные с ней опорные пояса 42 с узлами крепления (не показаны) к оборудованию, например транспортному агрегату 43 (фиг. 9). При этом опорные пояса 42 силовой оболочки контейнера расположены напротив опорно-ведущих поясов (ОВП) 44 ракеты-носителя (фиг.11). Кроме того, ракета-носитель снабжена бортовой кабельной сетью 45, закрытой коробом, проложенной по корпусу ракеты (по двум бортам в плоскости рыскания) и состоящей из кабелей, отрывных и перестыковочных разъемов. Электрическая связь бортовой системы управления (СУ) ракеты-носителя и бортовой системы КА с бортовой кабельной сетью ТПК и с наземной контрольно-проверочной аппаратурой осуществляется через плату механизма расстыковки коммуникаций (МРК) 46 (фиг. 17), размещенную в агрегатном отсеке 15 доводочной ступени. Эта плата связана фрагментами кабелей с БКС ТПК и БКС ракеты-носителя. Осуществление связи БКС ракеты-носителя с БКС ТПК посредством фрагментов кабелей 47, скрепленных с ОВП, обеспечивает принудительную расстыковку БКС ТПК и БКС ракеты-носителя при ее движении в ТПК.

В контейнере выполнено отверстие 48 (фиг.9, 18 и 19), находящееся на общей оптической связи (фиг.18, фиг.19) с иллюминаторами 49 в приборном отсеке 14 и в платформе 13 и служащее для осуществления оптической связи с гиростабилизированной платформой, размещенной в приборном отсеке (не показанной), иллюминатор которой также размещен на этой оптической оси.

С внутренней боковой поверхностью цилиндрической силовой оболочки ТПК ракета-носитель контактирует своими опорно-ведущими поясами 44 (фиг.13... фиг. 16), выполненными из дугообразных кольцевых секций, соединенных распадающимися узлами крепления. В кольцевом зазоре между задней крышкой контейнера и нижним торцом ракеты-носителя (на хвостовом отсеке) установлен обтюрирующий пояс 50 (фиг. 13). Он прилегает своей опорной поверхностью к внутренней поверхности ТПК и скреплен с ОВП 44 первой разгонной ступени ракеты-носителя 20 и служит для обеспечения минометного старта ракеты-носителя из ТПК. Сама ракета-носитель скреплена нижним торцом этой ступени с задней крышкой ТПК (задняя крышка не показана) посредством узла связи, выполненного в виде клеммного кольца 51. При этом паз клеммного кольца взаимодействует с контактирующими с ним и между собой фланцами двух колец 52 и 53, одно из которых 52 жестко скреплено с нижним торцом ступени ракеты-носителя, а другое 53 посредством шпилек 54 жестко скреплено с задней крышкой контейнера.

Фиксация ракеты-носителя в ТПК в поперечном направлении обеспечивается ОВП, а в продольном - узлом связи на хвостовом отсеке двигательной установки первой разгонной ступени.

Транспортно-пусковой контейнер снабжен прибором системы прицеливания (не показан), закрепленным на внешней поверхности транспортно-пускового контейнера.

Схема функционирования РН "Старт-1" выбрана в соответствии с принятой схемой эксплуатации РН в транспортно-пусковом контейнере с учетом свойств РДТТ и мероприятий по снижению воздействий на космический аппарат и повышению точности выведения и характеризуется особенностями, перечисленными ниже.

Все предстартовые операции проводятся при нахождении РН в горизонтальном положении. Подъем транспортно-пускового контейнера с РН в вертикальное положение осуществляется в последнюю минуту перед стартом. Ракета выбрасывается из ТПК давлением продуктов сгорания специального стартового порохового аккумулятора давления. Запуск РДТТ первой ступени производится после полного выхода РН из ТПК.

Все разгонные двигательные установки работают до полного выгорания топлива, при этом продолжительность работы каждой ДУ составляет около одной минуты. После окончания работы РДТТ первой ступени РН в течение 10...20 с летит с неработающим РДТТ второй ступени.

Обеспечение достаточных высот орбит КА достигается введением перед запуском РДТТ последней четвертой ступени второй, основной, "паузы" продолжительностью до 10 минут (в зависимости от высоты перигея орбиты КА). Необходимое угловое положение и развороты РН на "паузе" обеспечивается задействованием установленной на сопле РДТТ четвертой ступени газореактивной системы ориентации (ГРСО). Для защиты космического аппарата от силового и теплового воздействия набегающего потока сброс обтекателя производится на участке основной "паузы" при достижении высоты более 120 км. Включение РДТТ последней ступени производится по окончании основной "паузы" при достижении высоты, близкой к перигею заданной орбиты. После окончания основного участка работы РДТТ последней разгонной ступени запускается ДУ доводочной ступени, также работающая до полного выгорания топлива. Для уменьшения возмущений КА отделяется от РН с задержкой около 30 с по отношению к моменту окончания работы ДУ доводочной ступени. Для придания КА заданной ориентации к моменту его отделения от РН в конце участка спада тяги доводочной ДУ производится повторное включение ГРСО.

Основные технические решения по РН "Старт-1" соответствуют ее применению в составе транспортабельного космического ракетного комплекса, что практически не накладывает ограничений на выбор места старта (космодрома).

Все средства транспортабельного космического ракетного комплекса (включая РН и ТПК) выполнены в мобильном исполнении и допускают транспортировку морским, железнодорожным и воздушным (Ан-124) транспортом. Наиболее тяжелым и крупногабаритным агрегатом комплекса является самоходная пусковая установка. Ее масса с РН в ТПК составляет 102,5 т, длина - 21 м, ширина - 3,85 м. При движении самоходная пусковая установка вписывается в безопасный радиус поворота 27 м (ширина коридора при повороте - 6 м).

РН поступает на космодром в ТПК, практически полностью собранной и готовой к запуску. Необходимо только разместить на ней полезную нагрузку и произвести заправку азотом газореактивной системы ориентации, что осуществляется без выгрузки РН из ТПК.

Основные работы на космодроме связаны с подготовкой полезной нагрузки (космического аппарата) и ее установкой на РН. Для осуществления этих работ на космодроме оборудуются техническая и стартовая позиции (возможно их совмещение) с размещением на них монтажно-испытательного корпуса, стартовой площадки, защищенного помещения командного пункта для нахождения персонала при старте РН, площадок для стоянки агрегатов комплекса.

Для подготовки современных космических аппаратов и их сборки в составе головного блока РН, как правило, необходимо оборудование в монтажно-испытательном корпусе (или в другом сооружении, так называемой "чистой комнаты" с обеспечением класса чистоты воздуха не ниже 3600...600 частиц в литре газовой среды при размерах частиц 0,4...6 мк.

Стартовая площадка оборудуется в инженерном и геодезическом отношении (установкой фундамента системы азимутального ориентирования, трех геодезических опорных пунктов, диверторов и др.).

Защищенное помещение командного пункта оборудуется приемно-передающей аппаратурой системы единого времени, пультом дистанционного управления и пуска, аппаратурой системы связи.

Помимо размещаемых на космодроме средств, проведение запуска РН обеспечивается задействованием средств приема телеметрической и траекторией информации. Применительно к запуску РН "Старт-1" с территории иностранных государств предусматривается возможность приема информации на соответствующие средства, развертываемые на существующих и вновь организуемых зарубежных измерительных пунктах.

При необходимости прием телеметрической информации может осуществляться специальными самолетами - воздушными измерительными пунктами Ил-76.

Запуск КА с помощью РН "Старт-1" стал возможным благодаря тому, что одновременно с разработкой конструкции РН проводилась разработка наземного оборудования, входящего в состав РКК, часть которого изображена на фиг.20... фиг. 22 - машина обеспечения 55 (фиг.20), наземный приборный модуль 56 (фиг. 21) и блок электропитания 57 (фиг.22).

Запуск космического аппарата можно осуществить, имея следующую материальную часть:
- транспортабельный ракетно-космический модуль (фиг.9);
- транспортный агрегат с узлами крепления на нем ТРКМ (не показан);
- пусковой стенд или подвижную пусковую установку (не показан);
- машину подготовки пуска (МПП) (не показан);
- универсальный моторный подогреватель (УМП) (не показан);
- машину обеспечения 55 (МО);
- передвижной комплект проверочной аппаратуры системы измерений (ПК ПАСИ), в состав которого входят две машины систем измерения на базе трехосного самоходного шасси каждая, агрегат-дизель-электрический (АДЭ) на базе двухосного автоприцепа, машина аппаратурно-оперативной обработки и передачи информации на базе трехосного самоходного шасси (не показан);
- временной измерительный пункт (ВИП), в состав которого входят машина с аппаратурой оперативной обработки и передачи информации на базе трехосного самоходного шасси и двухосный автоприцеп с приемно-регистрирующей аппаратурой:
- наземный приборный модуль 56 (НПМ);
- блок электропитания 57 (БЭС);
- тентокаркасное сооружение (ТКС) (не показан);
- оборудование азимутального ориентирования (ОАО) (не показан);
- запасные части и приборы (ЗИП) (не показан);
- комплекс средств обслуживания (КСО) (не показан).

Наземный приборный модуль предназначен для электрических проверок пускового стенда, НПМ и ракеты при подготовке к пуску и для проведения пуска ракеты. Наземный приборный модуль представляет собой сварной из труб стеллаж, на котором установлены отсеки с аппаратурой, четыре выдвижные опоры и четыре поворотных колеса, а также специальные узлы для крепления НПМ при транспортировке на стартовой позиции.

В состав аппаратуры НПМ входят аппаратура наземной системы управления, пульт дистанционного управления системы электроснабжения, малогабаритная холодильная машина, аппаратура системы азимутального ориентирования.

Транспортный агрегат (не показан) предназначен для транспортирования ТРКМ и обеспечения температурно-влажностного режима внутри ТПК. Транспортный агрегат представляет собой длинное семиосное шасси, на котором установлены две кабины (левая кабина водителя - двухместная, правая - одноместная), силовые гидродомкраты с опорными плитами, стрела, отсеки с аппаратурой, топливные баки и другое оборудование. Транспортно-перегрузочный агрегат предназначен для транспортировки пускового стенда и перегрузки ТРКМ с транспортного агрегата на пусковой стенд и обратно. Транспортно-перегрузочный агрегат представляет собой двухзвенный автопоезд в составе тягача и активного пятиосного полуприцепа. В состав тягача входит четырехосное шасси, на котором установлена трехместная кабина, генераторная станция, насосная станция, аппаратура управления, топливные баки и другое оборудование. В состав полуприцепа входят силовая рама, гидравлические домкраты с опорами, механизмы стыковки и перегрузки, пульты управления, узлы крепления пускового стенда к транспортно-перегрузочному агрегату и другое оборудование.

Для обеспечения электроснабжения пускового стенда и наземного приборного модуля используются два блока электроснабжения (БЭС) или две машины обеспечения (МО).

Блок электроснабжения представляет собой отдельный модуль и предназначен для выработки и распределения электроэнергии по потребителям. В блок электроснабжения входят два электроагрегата мощностью по 30 кВт каждый, и распределительные устройства. Аппаратура комплекта электроснабжения БЭС преобразует трехфазный переменный ток 380/220 В в постоянное напряжение 28,5 В. Система питания БЭС, состоящая из двух топливных баков и трубопроводов, обеспечивает питание дизель-агрегатов и размещена на одной раме с БЭС.

Машина обеспечения предназначена для электроснабжения агрегатов наземного оборудования. Электроснабжение потребителей осуществляется блоком электроснабжения, установленным на раму МО. Кроме того, МО предназначена для обеспечения быта, отдыха, питания обслуживающего персонала в количестве 10 человек, содержания и хранения запасов продовольствия. Все оборудование размещено в кузове, установленном на одной раме с БЭС на четырехосном шасси.

Универсальный моторный подогреватель предназначен для подачи горячего воздуха в теплообменник, обеспечивающий обогрев КА при нахождении ракеты в ТПК без крышки на пусковом стенде, и прогрева воздуха в контейнере с ракетой при нахождении ее при эксплуатации без обогрева. Температура воздуха, подаваемая в теплообменник от УМП, поддерживается на входе в теплообменник в диапазоне температур от +50^oС до +115^oС. Теплопроизводительность находится в пределах от 35000 ккал/час до 180000 ккал/час. УМП монтируется на трехосном шасси. Подогреватель УМП и теплообменник соединяются между собой воздуховодами.

Передвижное тентокаркасное сооружение предназначено для размещения и обслуживания техники на стартовой позиции при подготовке ракеты и пускового оборудования к пуску. В состав ТКС входят следующие элементы: несущий сборно-разборный каркас из гнутых стальных профилей, покрытие из армированного пленочного материала, шторные ворота размером 5 м•5,4 м (ширина • высота), установленные на торцах ТКС, механизм передвижки, состоящий из рельсового пути, опорных катков и тросов с лебедкой, электрооборудование для освещения и электротельфер грузоподъемностью 2000 кг (источники электропитания входят в состав наземного оборудования). ТКС устанавливается на специальных рельсовых путях, размещенных на стальных шпалах (400•100•600 см), на заранее подготовленной площадке с твердым покрытием (15•14 м).

Подготовку стартовой площадки и оборудования к пуску РН проводят в следующей последовательности.

Сначала определяют координаты стартовой площадки, после чего определяют координаты стартовой позиции для последующей установки пускового стенда с ракетно-космическим модулем и намечают места установки элементов наземного оборудования.

Далее осуществляют инженерную подготовку стартовой позиции и стартовой площадки, затем на подготовленные места устанавливают пусковой стенд или подвижную пусковую установку и элементы наземного оборудования и производят их электрическую и механическую стыковку.

На стартовой позиции определяют координаты точки пуска, обозначают ее и относительно этой точки определяют линию направления полета и границы зоны безопасности. Зона безопасности - это площадь, образуемая двумя полуокружностями. Одна полуокружность с радиусом 70...100 м с центром в точке пуска находится в направлении, противоположном направлению линии полета. Другая полуокружность имеет радиус 190...210 м и находится в направлении линии полета.

При инженерной подготовке стартовой позиции осуществляют упрочнение и нивелирование ее поверхности до величины, позволяющей выдерживать давление в пределах 3,5...4,5 кг/см², а нивелирование осуществляют с продольным уклоном в пределах 0,9...1^o и с поперечным уклоном в пределах 1,9 - 2,0^o.

Максимальное удельное давление под опорными плитами пускового стенда или подвижной пусковой установки составляет 3,5 кг/см², максимальное удельное давление под днищем транспортно-пускового контейнера (при пуске) достигает 3,5 кг/см², максимальное давление под опорными плитами транспортного агрегата - до 4,0 кг/см², удельное давление под опорами транспортно-перегрузочного агрегата достигает значений до 4 кг/см².

Геодезические данные в точке пуска определяются со следующими среднеквадратическими погрешностями: плоские прямоугольные координаты - 20 м, геодезическая высота - 5 м, ускорение сил тяжести - 2 мГал, составляющие уклонения отвесной линии - 2 угл.сек, астрономические азимуты ориентирных направлений - 5 угл.сек. Геодезические данные определяются в системе координат принятого для данной страны общего земного эллипсоида. Координаты, ускорение силы тяжести, высота и составляющие уклонения отвесной линии определяются для точки пуска, являющейся проекцией центра трехосной гиростабилизированной платформы ракеты на физическую поверхность Земли. Указанная точка должна быть отмечена на местности.

После этого в направлении линии полета ракеты на подготовленной стартовой позиции от точки пуска монтируют тентокаркасное сооружение и прокладывают рельсы, входящие в комплект ТКС вдоль направления линии полета ракеты. Рельсы имеют длину 200...210 м.

Вне границы зоны безопасности устанавливают геодезические опорные пункты.

Геодезический опорный пункт представляет собой трубу с приваренной к ней плитой с анкерами для крепления опоры САО или визирных вех. Трубу геодезического опорного пункта заглубляют в землю до материкового грунта, т.е. на 1,5...1,6 м ниже глубины максимального промерзания (оттаивания) грунта.

Пусковой стенд или подвижную пусковую установку ориентируют продольной осью вдоль линии направления полета ракеты и устанавливают его на закладных элементах таким образом, чтобы обеспечить совмещение точки пуска с проекцией на физическую поверхность стартовой позиции трехосной гиростабилизированной платформы ракеты при нахождении ее на пусковой установке и после подъема ее в вертикальное положение. После этого по разные стороны от линии направления полета и по разные стороны точки пуска в пределах границ безопасности на стартовой площадке устанавливают диверторы грозозащиты ракеты.

Машина подготовки пуска устанавливается на стартовой площадке на расстоянии 100. ..150 м от тентокаркасного сооружения в направлении, противоположном линии полета ракеты. При этом на месте установки машины подготовки пуска оборудуют защитный бункер.

Другие элементы наземного оборудования, включающие агрегат-дизель-электрический, передвижной комплект проверочной аппаратуры системы измерений, машину с аппаратурой оперативной обработки и передачи информации, приемно-регистрирующую аппаратуру, устанавливают на стартовой площадке таким образом, что места их установки соединены с пусковой позицией автодорогой, вдоль которой размещают временные стойки для вывешивания и крепления кабелей.

Подвижная пусковая установка (фиг.24) установлена на опорных гидромеханических домкратах 58. Транспортно-пусковой контейнер 35 с находящейся в нем ракетой космического назначения при помощи гидравлического цилиндра 59 переведен в вертикальное положение, при этом передняя крышка ТПК уже сброшена. РН находится перед пуском. После подъема ТПК в вертикальное положение подается команда от системы управления на задействование порохового аккумулятора давления, находящегося в заднем объеме транспортно-пускового контейнера. Ракета-носитель выталкивается под давлением продуктов сгорания из ТПК. Перед запуском порохового аккумулятора давления в ТПК осуществляется разрушение механических связей между хвостовой частью ракеты и транспортно-пусковым контейнером, а при движении ракеты-носителя осуществляют последовательный сброс ее опорно-ведущих поясов.

Величина давления газов порохового аккумулятора давления в ТПК находится в пределах 2,5...4,5 кгс/см². Для обеспечения запусков космических аппаратов применяется ранее сложившиеся инфраструктура по обеспечению запусков космических аппаратов и трассы полета космических аппаратов.

Для оборудования трассы запусков и пунктов слежения и обработки информации о полете космического аппарата используют вновь разработанную аппаратуру и вновь разработанные трассы полета космических аппаратов.

Для запусков космических аппаратов может применяться ранее оборудованная в инженерном отношении площадка из сложившейся инфраструктуры по обеспечению запусков космических аппаратов.

Для обеспечения запусков космических аппаратов используются вновь оборудованные в инженерном отношении площадки для запусков космических аппаратов.

Способ обеспечения услуг по запуску космических аппаратов с использованием космического ракетного комплекса основан на транспортировании на подготовленную в инженерном отношении стартовую площадку космического аппарата и ракеты-носителя, совместной их стыковке и последующем запуске ракеты-носителя с космическим аппаратом со стартовой площадки, при этом предварительно сравнивают назначенные параметры орбиты запускаемого космического аппарата с параметрами орбит, обеспечиваемыми космическим ракетным комплексом, в случае нахождения назначенных параметров орбиты и точности их осуществления в диапазоне предлагаемых комплексом параметров транспортируют раздельно на стартовую площадку транспортабельный космический ракетный модуль, состоящий из транспортно-пускового контейнера и установленной в нем ракеты-носителя, снаряженной топливом и пиросредствами, а также головной обтекатель, космический аппарат и адаптер, осуществляют сборку автономного головного блока путем совместной стыковки адаптера, космического аппарата и головного обтекателя, путем пристыковки к ракете-носителю автономного головного блока собирают ракету космического назначения, поднимают ее в вертикальное положение и осуществляют запуск.

Сборку автономного головного блока осуществляют в отдельном, оборудованном сборочными средствами, помещении на стартовой площадке - "чистой комнате", после чего проводят автономные проверки собранного автономного головного блока и транспортируют его на стартовую позицию.

Пристыковку автономного головного блока на стартовой позиции осуществляют к ракете-носителю, находящейся на пусковой установке или на пусковом стенде, после чего проводят окончательные проверки собранной ракеты космического назначения при нахождении ракеты космического назначения в горизонтальном положении.

В случае нахождения назначенных параметров орбиты в диапазоне предлагаемых системой параметров проектируют, изготавливают и подвергают наземным испытаниям на прочность и функционирование адаптер и в случае соответствия данных испытаний проектным транспортируют его на подготовленную в инженерном отношении площадку.

На фиг.25 изображена схема полета. Согласно этой схеме ракеты космического назначения выходит их ТПК под действием сил давления газов порохового аккумулятора давления (минометный старт) 60, после чего запускается двигательная установка первой ступени. После выгорания топлива происходит отделение ДУ1, запуск ДУ2 и отделение С01. После выгорания топлива в ДУ2 происходит отделение ДУ2 и С02 и так до отделения КА61.

Диапазон параметров орбиты составляет - выводимая масса космического аппарата 100...500 кг, наклонение орбиты 52...98^o, высота орбиты 200...1000 км.

Погрешность осуществления предлагаемых системой диапазона параметров орбиты составляет - скорость 2%, наклонение орбиты 0,1%, высота орбиты 1%.

В помещении перед сборкой автономного головного блока осуществляют очистку газовой среды со степенью чистоты 600...3600 частиц на 1 л при соответствующих размерах частиц 0,4...6 мкм при влажности 44...46%.

При транспортировании на подготовленную в инженерном отношении площадку транспортабельного космического ракетного модуля в транспортно-пусковом контейнере поддерживают заданные диапазоны температуры и влажности: температуру в диапазоне 5...15^oС и влажность в диапазоне 40...50%.

Транспортирование на подготовленную в инженерном отношении площадку транспортабельного космического ракетного модуля осуществляют в железнодорожном изотермическом вагоне или на самолете Ан-124 или на морском корабле.

Формула изобретения

1. Космический ракетный комплекс, содержащий ракету-носитель с разгонными ступенями, имеющими двигательные установки на твердом топливе, пиротехническими устройствами, приборным отсеком и головным обтекателем, космический аппарат с адаптером, транспортно-пусковой контейнер, подготовленную в инженерном отношении стартовую площадку, пусковую установку, систему электроснабжения, наземную контрольно-пусковую аппаратуру, комплект транспортно-технологического оборудования, оборудование трассы запуска и пункты слежения и обработки информации о полете космического аппарата, отличающийся тем, что головным обтекателем, космическим аппаратом и адаптером в сборе образована самостоятельная сборочная единица - автономный головной блок с узлами крепления к ракете-носителю, а транспортно-пусковым контейнером в сборе с ракетой-носителем - транспортабельный космический ракетный модуль, при этом ракета-носитель выполнена с четырьмя разгонными ступенями и снабжена доводочной ступенью с двигательной установкой коррекции на твердом топливе, первые три разгонные ступени ракеты-носителя соединены последовательно между собой при помощи первого и второго соединительных отсеков соответственно, последняя четвертая разгонная ступень выполнена по пенальной схеме с двигательной установкой, размещенной внутри третьего соединительного отсека, доводочная ступень соединена с четвертой разгонной ступенью посредством четвертого соединительного отсека, приборный отсек размещен в доводочной ступени.

2. Космический ракетный комплекс по п. 1, отличающийся тем, что пиротехнические устройства ракеты-носителя выполнены в виде пиропатронов и детонирующих удлиненных зарядов, исполнительные механизмы которых электрически соединены посредством бортовой кабельной сети с приборным отсеком.

3. Космический ракетный комплекс по п. 1, отличающийся тем, что первая разгонная ступень ракеты носителя снабжена хвостовым отсеком, выполненным в виде подкрепленной стрингерами оболочки из алюминиевых сплавов, а на наружной поверхности хвостового отсека закреплены решетчатые аэродинамические рули и стабилизаторы, соединительные первый и второй отсеки выполнены в виде конических оболочек, подкрепленных лонжеронами, стрингерами, торцевыми и промежуточными шпангоутами, при этом обшивка, стрингеры и промежуточные шпангоуты выполнены из алюминиевых сплавов, а лонжероны и торцевые шпангоуты - из титановых сплавов, детонирующие удлиненные заряды уложены вдоль лонжеронов и по периметру торцевых шпангоутов, а их исполнительные механизмы-детонаторы электрически соединены с приборным отсеком, соединительный третий отсек выполнен в виде оребренных конических композитных панелей, соединенных между собой по образующим лонжеронами, а по торцам - торцевыми шпангоутами, при этом лонжероны и торцевые шпангоуты соединительного третьего отсека выполнены из алюминиевых и титановых сплавов, а детонирующие удлиненные заряды уложены вдоль лонжеронов и по периметру торцевых шпангоутов, а их исполнительные механизмы-детонаторы электрически соединены с приборным отсеком, соединительный четвертый отсек выполнен в виде подкрепленной стрингерами и торцевыми шпангоутами оболочки, при этом обшивка оболочки, стрингеры и торцевые шпангоуты выполнены из алюминиевых сплавов, а задний торцевой шпангоут - с двумя рядами стыковочных отверстий, размещенных по периметрам концентрических окружностей, к стыковочным отверстиям внешней окружности прикреплен передним торцом третий соединительный отсек, а к стыковочным отверстиям внутренней окружности прикреплен передним торцом корпус двигательной установки четвертой разгонной ступени, в доводочной ступени двигательная установка коррекции размещена в агрегатном отсеке, а узлы крепления доводочной ступени к адаптеру автономного головного блока - на переднем торце ее платформы.

4. Космический ракетный комплекс по п. 1, отличающийся тем, что транспортно-пусковой контейнер снабжен прибором системы прицеливания, объемная силовая конструкция транспортно-пускового контейнера выполнена в виде оболочки с передней и задней крышками и снабжена кабельной сетью и системой воздуховодов, ракета-носитель снабжена опорно-ведущими поясами, а приборный отсек доводочной ступени - иллюминатором для оптической связи с прибором системы прицеливания, закрепленным на внешней поверхности транспортно-пускового контейнера, бортовая кабельная сеть ракеты-носителя имеет плату механической расстыковки коммуникаций с кабельной сетью транспортно-пускового контейнера, с внутренней боковой поверхностью которого ракета-носитель контактирует своими опорно-ведущими поясами, а сама ракета-носитель скреплена хвостовым отсеком с задней крышкой транспортно-пускового контейнера.

5. Космический ракетный комплекс по п. 1, отличающийся тем, что на внутренней поверхности силовой оболочки транспортно-пускового контейнера нанесено антифрикционное покрытие.

6. Космический ракетный комплекс по п. 1, отличающийся тем, что транспортно-пусковой контейнер снабжен системой поддержания в его внутреннем объеме заданного тепло-влажностного режима.

7. Космический ракетный комплекс по п. 1, отличающийся тем, что внутренняя полость головного блока выполнена герметичной.

8. Космический ракетный комплекс по п. 1, отличающийся тем, что ракета космического назначения собрана путем пристыковки к ракете-носителю автономного головного блока.

9. Способ обеспечения услуг по запуску космических аппаратов с использованием космического ракетного комплекса, основанный на транспортировании на подготовленную в инженерном отношении стартовую площадку космического аппарата и ракеты-носителя, совместной их стыковке и последующем запуске ракеты-носителя с космическим аппаратом со стартовой площадки, отличающийся тем, что предварительно сравнивают назначенные параметры орбиты запускаемого космического аппарата с параметрами орбит, обеспечиваемыми космическим ракетным комплексом, в случае нахождении назначенных параметров орбиты и точности их осуществления в диапазоне предлагаемых комплексом параметров транспортируют раздельно на стартовую площадку транспортабельный космический ракетный модуль, состоящий из транспортно-пускового контейнера и установленной в нем ракеты-носителя, снаряженной топливом и пиросредствами, а также головной обтекатель, космический аппарат и адаптер, осуществляют сборку автономного головного блока путем совместной стыковки адаптера, космического аппарата и головного обтекателя, путем пристыковки к ракете-носителю автономного головного блока собирают ракету космического назначения, поднимают ее в вертикальное положение и осуществляют запуск.

10. Способ по п. 9, отличающийся тем, что сборку автономного головного блока осуществляют в отдельном, оборудованном сборочными средствами, помещении на стартовой площадке - "чистой комнате", после чего проводят автономные проверки собранного автономного головного блока и транспортируют его на стартовую позицию.

11. Способ по п. 9 и 10, отличающийся тем, что пристыковку автономного головного блока на стартовой позиции осуществляют к ракете-носителю, находящейся на пусковой установке или на пусковом стенде, после чего проводят окончательные проверки собранной ракеты космического назначения при нахождении ракеты космического назначения в горизонтальном положении.

12. Способ по п. 9, отличающийся тем, что обеспечивают выводимую массу космического аппарата 100-500 кг, наклонение орбиты 52-98^o, высоту орбиты 200-1000 км.

13. Способ по п. 9, отличающийся тем, что обеспечивают погрешность достижения скорости 2%, наклонения орбиты 0,1%, высоты орбиты 1%.

14. Способ по п. 9, отличающийся тем, что при нахождении назначенных параметров орбиты в диапазоне обеспечиваемых параметров проектируют, изготавливают и подвергают наземным испытаниям на прочность и функционирование адаптер и в случае соответствия данных испытаний проектным транспортируют его на стартовую площадку.

15. Способ по п. 9, отличающийся тем, что в помещении перед сборкой автономного головного блока осуществляют очистку газовой среды со степенью чистоты 600-3600 частиц на 1 л при соответствующих размерах частиц 0,4-6 мкм при влажности 44-46%.

16. Способ по п. 9, отличающийся тем, что при транспортировании на стартовую площадку транспортабельного космического ракетного модуля в транспортно-пусковом контейнере поддерживают заданные диапазоны температуры и влажности.

17. Способ по п. 14, отличающийся тем, что в транспортно-пусковом контейнере поддерживают температуру в диапазоне 5-15^oС и влажность в диапазоне 40-50%.

18. Способ по п. 14 или 15, отличающийся тем, что транспортирование на стартовую площадку транспортабельного космического ракетного модуля осуществляют в железнодорожном изотермическом вагоне.

19. Способ по п. 14 или 15, отличающийся тем, что транспортирование на стартовую площадку транспортабельного космического ракетного модуля осуществляют на самолете Ан-124.

20. Способ по п. 14 или 15, отличающийся тем, что транспортирование на стартовую площадку транспортабельного космического ракетного модуля осуществляют на морском корабле.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11, Рисунок 12, Рисунок 13, Рисунок 14, Рисунок 15, Рисунок 16, Рисунок 17, Рисунок 18, Рисунок 19, Рисунок 20, Рисунок 21, Рисунок 22, Рисунок 23, Рисунок 24, Рисунок 25