Способ пуска космической ракеты


 


Владельцы патента RU 2582514:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники и касается вопросов обеспечения безопасности пуска ракеты. Способ пуска космической ракеты заключается в превентивном выведении на режим предельного или частичного форсирования всех двигателей до отрыва ракеты от стартового стола или в начале движения с уровнем тяги, превышающим номинальный уровень на величину, достаточную для исключения возможности зависания или обратного движения ракеты в случае отказа, по крайней мере, одного неисправного двигателя. По истечении некоторого времени двигатели переводят на номинальный режим работы, а при возникновении отказа, по крайней мере, одного неисправного двигателя выдерживают форсированный режим работы исправных двигателей. Техническим результатом изобретения является повышение безопасности пуска ракеты, повышение надежности выполнения полетного задания и снижение вероятности повреждения стартовых сооружений.

 

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

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

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

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

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

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

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

Этот уровень определяется примерно следующим условием для каждого двигателя в установке

где Rф - тяга на форсированном режиме работы двигателя,

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

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

Rном - номинальная тяга двигателя.

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

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

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



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Уничтожаемая система подачи топлива для спутника включает работающий под давлением бак из алюминиевого сплава совместно с устройством управления топливом из алюминиевого сплава в нем.

Изобретение относится к космической технике. В способе автоматической ориентации космического аппарата (КА) и солнечной батареи (СБ) при отказе устройства поворота солнечной батареи определяют угловое положение СБ относительно Солнца и связанной с ним системы координат (ССК).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разгоне ракеты-носителя (РН) с параллельным расположением баков для различных компонентов ракетного топлива.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в искусственных спутниках Земли (ИСЗ). ИСЗ содержит силовой корпус в виде кольца с удлинением и передней частью в виде воронки, с кольцевым механическим демпфером с картечью или дробью, с элеронами, аэродинамический кольцевой стабилизатор (КС) в виде пленочного с металлизированной наружной поверхностью рукава с удлинением, гаргротами и кольцевыми ребрами жесткости, с перфорированной диафрагмой, стропы, тросы, дополнительные КС с диафрагмами, реактивную двигательную установку с многосопловыми блоками и рабочим телом в виде холодного газа.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с солнечными батареями (СБ). В способе управления ориентацией СБ определяют углы разгона и торможения СБ и максимальные значения тока, вырабатываемого СБ при работе бортового оборудования в режимах минимального и максимального потребления тока.

Изобретение относится к транспортным средствам и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два реактивных двигателя внутри корпуса блока управления, прямоугольную камеру с амортизатором, два тугоплавких пружинных клапана с теплоизоляционными прокладками и повернутыми закруглениями, блок управления выдачей топлива с увеличенными интервалами.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты.

Изобретение относится к области космической техники. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек, амортизатор, выхлопные сопла, поршень, реактивный двигатель поршня и предохранительные амортизационные упоры.

Заявленное изобретение относится к способам питания космического аппарата. Для электропитания космического аппарата обеспечивают совместную работу солнечной батареи и литий-ионной аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, заряжают аккумуляторную батарею от солнечной батареи, измеряют и контролируют основные параметры бортовым комплексом управления с бортовой электронной вычислительной машиной, производят поэлементный контроль напряжений аккумуляторов в аккумуляторной батарее и наличие тока ее разряда.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при компоновке полезной нагрузки (ПН) в космических аппаратах (КА). Устройство компоновки ПН содержит КА и выполнено в виде разделяемой силовой трубы изогридной сетчатой структуры с функцией силовой конструкции корпуса КА, и состоит из частей в зависимости от высоты и количества КА в ПН, с постоянной площадью поперечного сечения в пределах одной части и увеличивающейся площадью поперечного сечения к адаптеру ракеты-носителя (РН).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для передачи телеметрической информации со спускаемого космического аппарата (СКА). Устройство передачи телеинформации со СКА содержит камеру телезонда с теплозащитной оболочкой, телезонд, крышку камеры, два вышибных заряда. Число телезондов в капсуле определяется временными промежутками, через которые требуется передавать телеинформацию. Изобретение позволяет передавать текущую телеинформацию важнейших параметров с борта СКА в ЦУП или в поисково-спасательные службы. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно, к конструкции ракетных разгонных блоков. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя и бак горючего в виде сегментов полого тора, двухконтурную ферму, корпусной отсек и маршевый двигатель. К нижнему шпангоуту наружного контура двухконтурной фермы пристыкован корпусной отсек. К шпангоуту внутреннего контура двухконтурной фермы присоединено силовое кольцо, на которое установлен маршевый двигатель. По наружному контуру криогенный бак окислителя и бак горючего закреплены шарнирными регулируемыми тягами. По внутреннему контуру криогенный бак окислителя и бак горючего присоединены к силовому кольцу шарнирными регулируемыми растяжками. Техническим результатом изобретения является создание ракетного разгонного блока, обеспечивающего выведение полезных грузов на целевые орбиты с применением существующих ракет-носителей сверхлегкого класса с максимальным использованием конструктивных элементов. 2 н.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проектировании посадочных аппаратов (ПА). ПА содержит корпус, тороидальную посадочную опору, научную и служебную аппаратуру, выдвижной приборный контейнер и аккумулятор давления. Аккумулятор давления выполнен в виде шарового баллона с газом и установлен в корпусе со стороны его верхнего торца с возможностью разворота относительно осей ПА. Научная и служебная аппаратура установлены на платформе, закрепленной на баллоне посредством внутренней усеченной конической проставки. В нижней части корпуса установлен приборный контейнер, фиксируемый после выдвижения. Техническим результатом изобретения является снижение перегрузок по всем направлениям, уменьшение веса КА, увеличение надежности совершения посадки на скользкую или неровную поверхность. 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетных блоках (РБ). Универсальный водородно-кислородный ракетный модуль (РМ) содержит топливные баки горючего и окислителя, межбаковый отсек с нишами и разделяемым узлом, ферменный межступенчатый отсек с теплозащитным отражателем и съемной пылевлагозащитной оболочкой, сопряженный с ракетой-носителем (РН), кислородно-водородные двигатели (КВД) с входными штуцерами подачи азота, средства продувки КВД азотом, трубопроводы, разъемные соединения, приборы служебных систем, системы управления и радиосистем РКН, узлы крепления, пневмогидравлическую систему с агрегатами и управляющими клапанами для взаимодействия с агрегатом связи бортового и наземного оборудования, герметичные корпуса, защитные устройства, баллоны бортового наддува гелием топливного бака окислителя с выходными патрубками, фланцевые соединения, узлы герметизации, заборные устройства, съемные трубопроводы наземного газоанализатора. Топливные баки горючего и окислителя выполнены одного диаметра с высотами в зависимости от суммарного импульса тяги ракетного блока и типа РН. Изобретение позволяет сократить объём наземных испытаний РБ и исключить стендовые наземные испытания РБ, унифицировать РМ для разных типов РБ. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике. Способ очистки околоземного космического пространства от космического мусора включает формирование тормозного экрана, торможение элементов космического мусора вследствие соударения с экраном, перевод элементов космического мусора на более низкую орбиту, постепенное торможение элементов космического мусора об атмосферу Земли и последующее сгорание элементов космического мусора в атмосфере Земли. Параметры орбиты космического аппарата-сборщика выбирают таким образом, чтобы направления движения космического аппарата-сборщика в апогее орбиты и элементов космического мусора совпадали и обеспечивалось естественное замедление скорости движения космического аппарата-сборщика с тормозным экраном-ловушкой в апогейной части орбиты до скоростей, меньших средней скорости движения элементов космического мусора в потоке до заданных значений. Достигается повышение эффективности очистки космического пространства от мусора. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Предложенное теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса возвращаемого ЛА содержит намотанную на силовую оболочку по спирали ленту. Лента выполнена из армирующих волокон, пропитана связующим и своей поверхностью расположена под углом к поверхности корпуса. Лента расположена с переменным по толщине теплозащитного покрытия углом наклона к поверхности корпуса в диапазоне от 5 до 90 градусов. В зазорах, образованных между слоями ленты, размещена дополнительная лента; армирующие волокна в дополнительной ленте смещены относительно армирующих волокон ленты на угол от 5 до 80 градусов. Техническим результатом изобретения является снижение массы ЛА и качественное улучшение характеристик теплозащиты за счет повышения термоэрозионной стойкости в сочетании с улучшением ее теплоизоляционных свойств. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх