Способ отработки старта ракеты


 


Владельцы патента RU 2534153:

Открытое акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева" (RU)

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, время работы двигателя, отклоняют в известном направлении органы управления на полученные величины углов и неподвижно их закрепляют, баки макета заправляют необходимым количеством топлива, включают энергетическое средство катапультирования, катапультируют макет ракеты из контейнера, размещенного на пусковой установке (ПУ), отделяют поддон от макета, запускают двигатель после выхода из контейнера с временной задержкой относительно момента выхода макета из контейнера, уводят макет от ПУ в заданную зону падения. Изобретение позволяет исключить использование системы управления для обеспечения старта и увода макета от стартовой позиции.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при отработке старта баллистических ракет, преимущественно с двигателями на жидком топливе, при пусках как из наземных пусковых установок, так и установок, находящихся в подводном положении.

Выбор пуска зависит от особенностей ракетных комплексов, которые могут быть стационарными и подвижными. Наиболее распространенными являются старт на двигателе первой ступени с его запуском в пусковой установке и комбинированный способ, заключающийся в катапультировании ракеты из пусковой установки с помощью специального энергетического средства с последующим запуском двигателя после выхода ракеты из контейнера пусковой установки.

Примером старта на маршевом двигателе является старт ракеты США "Минитмен-2" (см. Воронин Б.П., Столяров Н.А. "Подготовка к пуску и пуск ракет". - М.: Воениздат, 1972, с.64).

При катапультирующем старте ракета может выбрасываться из пусковой установки с помощью пневмосистемы, как при пуске антиракеты США "Спринт", а при старте морских ракет типа "Паларис" ("Посейдон", "Трайдент") используется парогаз, вырабатываемый специальным РДТТ, горячие газы которого пропускают через воду, превращая ее в рабочее тело-пар (см. Воронин Б.П., Столяров Н.А. "Подготовка к пуску и пуск ракет" - М.: Воениздат, 1972, с.56 и с.68).

Для получения больших скоростей выхода ракеты из контейнера применяют специальный высокотемпературный пороховой аккумулятор давления.

В дальнейшем предложенный способ отработки старта ракеты будем рассматривать на примере катапультирующего старта из контейнера наземной пусковой установки с помощью порохового аккумулятора давления.

Для защиты ракеты от силового и высокотемпературного воздействия продуктов сгорания порохового аккумулятора давления используется поддон с установленным на нем обтюрирующим поясом, который обеспечивает перекрытие кольцевого зазора между ракетой и контейнером. Двигатель первой ступени запускается после выхода ракеты из контейнера, поддон отделяется от ракеты до появления расхода двигателя. При этом располагаемый внутренний объем в кормовой части ракеты, ограниченный поверхностью поддона, допускает предварительное отклонение органов управления на углы, необходимые для реализации увода ракеты в заданную зону падения.

Испытания на участке старта проводятся с целью отработки выбранного способа старта ракеты и проверки правильности принятых технических решений по конструкции ракеты и пусковой установке с точки зрения динамики старта, в частности, по характеристикам энергетических средств старта, его запуску, обеспечению безударного выхода ракеты из пусковой установки, формированию команд на запуск, отключению двигателя первой ступени, обеспечению увода ракеты от стартовой позиции с последующим приземлением (приводнением) в заданной зоне. Известен способ отработки старта с помощью пусков экспериментальной ракеты (см. Э. Бургесс "Баллистические ракеты дальнего действия", перев. с англ., М.: Воениздат, 1963, с.61-62).

Экспериментальная ракета имеет весогабаритный макет ракеты, двигательную установку стартовой ступени с ограниченным запасом топлива, органы управления и систему управления.

В течение пяти секунд активного полета макет совершил полет по запрограммированной траектории до высоты 600 м и упал в море на расстоянии 800 м от места старта.

Этот способ по технической сути наиболее близок к предлагаемому изобретению и выбран в качестве базового (прототипа).

Использование экспериментальных ракет (макетов) с системой управления для отработки старта с технической и особенно с экономической точки зрения является нецелесообразным.

Из изложенного выше видно, что объем решаемых задач на участке старта и сами задачи относительно несложны для системы управления по сравнению с задачами стабилизации и управления, которые на нее возлагается на последующих участках полета.

Поэтому использование системы управления при испытаниях на участке старта значительно увеличивает стоимость этого этапа испытаний.

Задачей настоящего изобретения является разработка способа отработки старта ракеты с использованием упрощенного по сравнению с системой управления бортового командного устройства, позволяющего формировать команды на задействование всех систем, необходимых для реализации старта весогабаритного макета, и тем самым решать поставленные выше технические задачи.

Указанная задача решается тем, что для отработки старта ракеты при помощи пусков весогабаритного макета ракеты, снабженного, как на ракете, энергетическим средством катапультирования из контейнера пусковой установки (например, пороховым аккумулятором давления), двигателем первой ступени, а на макете вместо системы управления использовано бортовое командное устройство, в состав которого входит электрический источник питания, ряд переключателей и электрические цепи связей с системами, обеспечивающих старт.

В предлагаемом способе отработки старта для реализации катапультирования макета из контейнера, отделения поддона от макета, запуска двигателя после выхода из контейнера, увода макета от пусковой установки в заданную зону падения вводятся следующие отличительные операции.

До пуска макета определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, а также время работы двигателя первой ступени, величины которых затем используют при уводе макета в заданную зону падения.

Для этого отклоняют в известном направлении органы управления на полученные величины углов и неподвижно их закрепляют.

Баки макета заправляют необходимым количеством топлива в соответствии с выбранным временем работы двигателя. По электрическому сигналу бортового устройства включают энергетическое средство катапультирования, которое обеспечивает выход макета из контейнера со скоростями, необходимыми для устойчивого движения макета в процессе запуска двигателя.

Пуск двигателя по команде бортового устройства производят с временной задержкой относительно момента выхода макета из контейнера, обеспечивающей отделение поддона от макета до появления расхода двигателя и исключающей в дальнейшем разрушающее воздействие на пусковую установку струй работающего двигателя.

С помощью отклоненных органов управления разворачивают макет в сторону увода.

В известный момент времени прекращают работу двигателя и после движения на участке спуска макет достигает заданной зоны падения.

Под «устойчивым движением макета в процессе запуска двигателя» понимается движение с такими скоростями выхода из контейнера, при которых в процессе запуска двигателя и его выхода на режим полной тяги вертикальная скорость макета сохраняется положительной на рассматриваемом пути движения, а достигнутая высота подъема обеспечивает безопасность пусковой установки от воздействия струй двигателя.

При этом параметры углового движения макета должны находиться внутри области, при которой обеспечивается увод макета в заданную безопасную зону.

Это достигается путем соответствующего выбора энергетических характеристик средства катапультирования макета из контейнера, величины временной задержки команды на запуск двигателя с учетом известной циклограммы его запуска и условий отделения поддона.

Для примера рассмотрим катапультирующий способ старта весогабаритного макета баллистической ракеты из наземной стационарной пусковой установки с помощью порохового аккумулятора давления. Двигатель первой ступени состоит из нескольких однокамерных блоков с осями качания в плоскостях стабилизации ракеты.

Вместо системы управления использовано бортовое командное устройство.

Диапазон скоростей выхода макета из контейнера пусковой установки составил 26-31 м/с, а величина временной задержки команды на запуск двигателя выбрана 0,3 с от момента выхода из контейнера. Поддон отделился до появления расхода двигателя, на момент выхода двигателя на режим полной тяги вертикальная скорость положительная, 8,4-14 м/с, а расстояние среза сопл двигателя от поверхности Земли достигало 33-38 м, что обеспечивает безопасность пусковой установки от воздействия струй двигателя. С помощью отклонения двух камер в плоскости тангажа на угол 1 град с последующим неподвижным их закреплением и временем работы двигателя 7 сек обеспечивается приземление макета ракеты в заданном районе, на расстоянии 1160 м от точки старта.

Предложенный способ с бортовым командным устройством позволяет без использования системы управления обеспечить отработку старта и надежный увод макета от стартовой позиции.

Способ отработки старта ракеты из контейнера, размещенного в пусковой установке, при помощи пусков весогабаритного макета ракеты, снабженного, как на ракете, энергетическим средством катапультирования из контейнера (например, пороховым аккумулятором давления) и двигателем первой ступени, на макете вместо системы управления использовано бортовое командное устройство, в состав которого входит электрический источник питания, ряд переключателей и электрические цепи связей с системами, обеспечивающих старт, заключающийся в катапультировании макета из контейнера, отделении поддона от макета, запуске двигателя после выхода из контейнера, уводе макета от пусковой установки в заданную зону падения, отличающийся тем, что до пуска макета определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, а также время работы двигателя, величины которых затем используют при уводе макета в заданную зону падения, для этого отклоняют в известном направлении органы управления на полученные величины углов и неподвижно их закрепляют, баки макета заправляют необходимым количеством топлива в соответствии с выбранным временем работы двигателя, затем по электрическому сигналу бортового устройства включают энергетическое средство катапультирования, которое обеспечивает выход макета из контейнера со скоростями, необходимыми для устойчивого движения макета в процессе запуска двигателя, а запуск двигателя по команде бортового устройства производят с временной задержкой относительно момента выхода макета из контейнера, обеспечивающей отделение поддона от макета до появления расхода двигателя и исключающей в дальнейшем разрушающее воздействие на пусковую установку струй работающего двигателя, с помощью отклоненных органов управления разворачивают макет в сторону увода, в известный момент времени прекращают работу двигателя и после движения на участке спуска макет достигает заданной зоны падения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области вооружений и касается узла крепления многоствольных гранатометов (пусковых установок). Многоствольный гранатомет содержит основание с установленным в нем приводом, поворотную опору с блоком стволов, установленную на основании через опорное устройство.

Изобретение относится к военной технике, а именно к корабельным пусковым установкам (КПУ). Корабельная пусковая система содержит пусковую установку в виде контейнера с крышкой и опорным фланцем, каркас с гнёздами, нижние, верхние и промежуточные основания с ячейками, транспортно-пусковые стаканы (ТПС) (контейнеры), средства крепления ТПС, устройство герметизации, резинокордную оболочку, средства продольной и поперечной амортизации каркаса, нуль-установители, упоры, фундаменты контейнера, исполнительный гидроцилиндр, шток, рычажный механизм, тяги, направляющий стакан, амортизаторы из эластичного материала, опорные элементы, амортизирующее устройство, механизмы автоматической стыковки донных разъёмов электрических соединителей ТПС, герметизирующее уплотнение, центрирующий направляющий элемент в виде штыря, элемент в виде ромбического пальца, защитный козырёк, втулка с индивидуальным герметизирующим уплотенением.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Корпус снабжен профильным силовым слоем (5), который расположен между его наружным (3) и внутренним (4) силовыми слоями и скреплен с ними.

Изобретение относится к корабельным загрузочным устройствам и может быть использовано для загрузки транспортно-пускового контейнера (ТПК) в многоместную шахтную пусковую установку (ПУ) корабля.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в пусковых установках-контейнерах. .

Изобретение относится к боеприпасам и огнестрельному оружию. .

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к транспортно-пусковым контейнерам устройств для запуска ракет. .

Изобретение относится к области вооружения, в частности к носимым безоткатным гранатометам одноразового применения. .

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к корабельным контейнерам для хранения и пуска ракет пусковых установок подводных лодок. .
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, время работы двигателя первой ступени, жестко фиксируют органы управления в нулевом положении, устанавливают неподвижно механические упоры, баки макета заправляют необходимым количеством топлива, включают энергетическое средство катапультирования, катапультируют макет ракеты из контейнера, запускают двигатель после выхода макета из контейнера с временной задержкой относительно момента выхода макета из контейнера, отделяют поддон от макета, расфиксируют органы управления штоками рулевых машин с помощью постоянного электрического сигнала заданной полярности, отклоняют и удерживают органы управления до установленных механических упоров с помощью рулевых машин, уводят макет от пусковой установки в заданную зону падения. Изобретение позволяет исключить использование системы управления для обеспечения старта и увода макеты от стартовой позиции.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Бортовое командное устройство содержит источник питания, электрически связанный с катапультирующим устройством, двигателем первой ступени, рулевыми машинами через переключатели с нормально разомкнутыми контактами, переключатель, взаимодействующий с датчиком выхода макета, блок временной задержки запуска двигателя относительно момента срабатывания датчика выхода, две параллельные цепи с инвертором для подачи на рулевые машины электрического сигнала нужной полярности. Изобретение позволяет исключить использование системы управления для обеспечения старта и увода макеты от стартовой позиции. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в многоствольных пусковых установках (ПУ). Огнестойкая крышка многоствольной ПУ из прессованного стеклопластика с плоскими слоями, закрепленная на переднем торце пусковой трубы с помощью стопорного устройства, содержит наружную поверхность с коническими и радиусными поверхностями, огнезащитным покрытием с эпоксидной композицией из смолы эпоксидной, стеклянного порошка «аэросил», углерода технического, отвердителя-полиэтиленполиамина, нарезанных асбестовых волокон и с частичной пропиткой краев перерезанных слоев стеклопластика в зависимости от глубины пропитки, толщины одного слоя и эпоксидной композиции. Изобретение позволяет повысить надежность огнестойкой крышки. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к реактивной технике и может быть использовано при старте летательных аппаратов (ЛА). Размещают ЛА в пусковой установке (ПУ), или транспортно-пусковом стакане ПУ, или частично в ТПС ПУ с внешним расположением реактивных сопел, или транспортно-пусковом контейнере (ТПК), или ТПК шахтной ПУ, закрепляют стартовую двигательную установку (СДУ) в носовой части ЛА, частично выдвигают ЛА, запускают СДУ, формируют тягу двумя реактивными соплами, расположенными на боковой поверхности СДУ под углом к продольной оси ЛА, защищают в процессе разгона переднюю часть ЛА обтекателем, закреплённым на СДУ, отделяют СДУ с помощью силы тяги. Изобретение позволяет уменьшить массу конструкции ЛА, стартовую нагрузку ПУ и упростить конструкцию ПУ. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к кассетам для транспортно-пусковых контейнеров (ТПК). Универсальная кассета выполнена в форме коробчатого каркаса, содержащего поперечные балки и две взаимно параллельные продольные стенки. Поперечные балки расположены в нижней части каркаса. По меньшей мере две взаимно параллельные продольные стенки расположены под прямым углом к поперечным балкам. Каркас выполнен с возможностью размещения по меньшей мере двух ТПК. Кассета содержит средства для удержания и фиксации ТПК, опорную балку, установленную на торце кассеты, по меньшей мере один электроразъем электрической связи системы управления пуском с ТПК и средства для штабелирования, включающие нижние и верхние опорные элементы. Нижние опорные элементы выполнены с возможностью образования разъемного соединения с ответными опорными элементами пусковой установки и/или верхними опорными элементами других кассет. Техническим результатом изобретения является расширение эксплуатационных возможностей и повышение уровня унификации. 6 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано в ручных гранатометах разового применения. Ручной гранатомет содержит пусковую трубу-контейнер с размещенным в ней стволом с внутренней фаской на переднем торце и с двигателем и гранатой. Ствол установлен в пусковую трубу-контейнер с обеспечением поджатия внутренней фаской ствола в выполненный на баллистическом колпачке сужающийся конус. Граната содержит опору с торцевой профилированной выемкой с внутренней кольцевой проточкой, взрыватель, втулку с установленным на ней устройством коррекции массы гранаты, переднюю крышку из упруго-пластичного материала. Граната снабжена крышкой в виде сферы, по радиусу переходящей в цилиндр. Крышка установлена в опору до защелкивания кольцевого буртика во внутренней кольцевой проточке опоры. Взрыватель установлен в опору, а втулка выполнена с отбортовкой, установлена до упора в выполненную в торцевой профилированной выемке опоры торцевую кольцевую полость и поджата через отбортовку крышкой. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности гранатомета за счет повышения точности стрельбы и надежности поражения цели. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК). ТПК содержит пакет параллельных в стеклопластиковой оболочке пусковых пластиковых труб, закрепленный в задней и передней торцевых диафрагмах из слоистого стеклопластика, промежуточные опорные диафрагмы с металлическими коробчатыми опорами, продольные и поперечные с опорами-мостами с нахлестами на жаропрочной клеевой токопроводящей композиции на основе эпоксидных смол с добавлением никеля карбонильного токопроводящие шины, винты, болты, клемму провода закреплённого кронштейном заземляющего штыря. Изобретение позволяет повысить надёжность ТПК при пуске ракет. 4 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетном оружии. Устройство пуска ракет содержит один контейнер, закрепленный на осях вращения с возможностью управляемого поворота, с крестообразной продольной перегородкой, образующей четыре отделения, две откидываемые в сторону горизонтальные крышки. Ракета содержит внутренние или сбрасываемые стартовые ракетные двигатели, самозаклинивающие овальные обоймы. Осуществляют первичный подъем ракеты из транспортно-пускового контейнера с помощью действия стартовых ракетных двигателей из горизонтального положения ракеты, поворачивают ракету в нужное направление во время подбрасывания. Изобретение позволяет осуществлять запуск ракет сходу и увеличить количество перевозимых ракет на транспортно-пусковой установке. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системе запуска дымовых гранат. Пусковая установка содержит основание и подвижную опору с размещенным на ней блоком стволов, датчик угла положения подвижной опоры относительно основания, приводную шестерню и зубчатое колесо датчика угла положения. Поворот подвижной опоры относительно основания осуществляется электродвигателем через редуктор. Управление электродвигателем по командам системы управления осуществляется блоком управления приводом. На подвижной опоре расположены несколько стреляющих устройств, блок управления пусками, соединительные провода. Подключение пусковой установки к системам электропитания и управления осуществляется через разъемы. Техническим результатом изобретения является реализация выполнения подвижного соединения между основанием и подвижной опорой резьбовым с заполнением резьбовых зазоров изолирующей пластичной смазкой. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-артиллерийскому вооружению и может быть использовано в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК). ТПК содержит пакет параллельно расположенных пусковых труб из полимерных композиционных материалов со стыковочной поверхностью, опорные стеклопластиковые диафрагмы с держателями проводов, отверстиями и влагозащищенными розетками электроразъема связи электрооборудования пусковой установки с электрооборудованием ТПК, контактные пробки с резьбовыми отверстиями, объединенные в жгуты внутренние и наружные проводники, влагозащищенные кабель-каналы со съемными плоскими крышками, пакет со съемными торцевыми диафрагмами с влагозащищенными замкнутыми полостями, переднюю диафрагму повышенной толщины со стыковочной поверхностью. Стыковочные поверхности передней диафрагмы и труб выполнены с образованием лабиринтных уплотнений, заполненных жаропрочной герметизирующей композицией. Изобретение позволяет повысить надежность ТПК, технологичность электромонтажа, упростить конструкцию ТПК. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх