Способ предстартовой подготовки ракеты-носителя на стартовом комплексе

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. В способе предстартовой подготовки ракеты-носителя (РН) на стартовом комплексе, включающем ее подъем из горизонтального положения и установку на пусковую установку в вертикальное положение, проводят вертикализацию РН. Значение параметров вертикальности РН определяют с помощью чувствительных элементов на базе MEMS, которые устанавливают в верхней и нижней частях центрального блока РН и после установки РН в вертикальное положение измеряют положение продольной оси РН относительно вертикали. При отклонениях продольной оси РН от вертикали данные параметров вертикальности с чувствительных элементов передают посредством преобразователя и средств передачи и визуализации оператору управления несущими стрелами стартовой системы или непосредственно на элементы управления несущими стрелами стартовой системы. Регулировку положения продольной оси РН до заданного значения осуществляют посредством управления несущим стрелами стартовой системы. Техническим результатом изобретения является сокращение времени вертикализации РН. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к способам установки ракеты-носителя в вертикальное положение и ее вертикализации.

Известен способ предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя (патент RU №2099255), включающий ее подъем из горизонтального положения и установку на пусковую установку в вертикальное положение.

Известно также техническое решение, в котором осуществляют установку ракеты-носителя в вертикальное положение РН «Восток» и его вертикализацию (Космонавтика. Энциклопедия. М.: Советская энциклопедия, 1985 г. с. 309-310 - Стартовый комплекс ракеты-носителя «Восток»).

В указанных технических решениях не описаны способы вертикализации ракеты-носителя, что ограничивает их возможности.

Известен способ вертикализации ракеты-носителя (Космодром. Под общей редакцией проф. А.П. Вольского. М.: Воениздат, 1977, с. 90, 236-237 - прототип), включающий подъем ракеты-носителя из горизонтального положения в вертикальное положение и ее вертикализацию с помощью оптико-механических устройств (теодолита и фонарей), Световой луч от фонарей, устанавливаемых на ракете-носителе, совмещается с вертикалью теодолита и с горизонтальной шкалы теодолита снимаются величины в секундах, разница которых показывает наклон продольной оси РН от вертикали. Далее, учитывая данные значения, а так же расположение теодолитов от РН, по формуле вычисляется значение невертикальности РН.

В случае невертикальности РН более 4' проводится вертикализация РН с помощью подъема/опускания несущих стрел стартовой системы.

Далее все устройства направляющие стартовой системы приводятся в рабочее положение и запрашиваются значения параметров вертикальности РН.

В случае, если значения параметров вертикальности РН составляют более 4', работы по вертикализации РН повторяются.

Недостатком известного способа является длительность времени проведения операций от 30 до 45 мин, выполняемых вручную. Кроме того, на проведение работ по данному способу оказывают существенное влияние внешние погодные условия (ветер, снег, дождь, пыль, град), в некоторых случаях недостаток опыта работ оператора в этом направлении может привести к длительному времени проведения работ.

Задачей заявленного способа является уменьшение времени вертикализации РН.

Поставленная задача решается тем, что в способе предстартовой подготовки ракеты-носителя на стартовом комплексе, включающем ее подъем из горизонтального положения и установку в стартовую систему в вертикальное положение, после чего проводят ее вертикализацию, согласно изобретению значение параметров вертикальности ракеты-носителя определяют с помощью чувствительных элементов на базе MEMS, которые устанавливают в верхней и нижней частях центрального блока ракеты-носителя и после установки ракеты-носителя в вертикальное положение измеряют положение продольной оси РН относительно вертикали и при ее отклонениях от нее, данные параметров вертикальности с чувствительных элементов передают посредством преобразователя и средств передачи и визуализации оператору управления несущими стрелами стартовой системы или непосредственно на элементы управления несущими стрелами стартовой системы, а регулировку положения продольной оси РН до заданного значения осуществляют посредством управления несущими стрелами стартовой системы, при этом во время длительной стоянки или заправки для постоянного контроля положения продольной оси относительно заданного значения периодически фиксируют показания чувствительных элементов и при необходимости проводят корректировку положения РН до заданного значения.

При этом указанный способ отличается тем, что в качестве чувствительных элементов на базе MEMS используют инклинометры в количестве не менее двух.

На чертеже изображена РН 1, установленная в стартовую систему 2 в вертикальном положении с установленными на ней чувствительными элементами на базе MEMS в виде инклинометров 3, которые устанавливают в верхних и нижних частях центрального блока РН 1, количество которых не менее 2, при этом преобразователь 4 и средства передачи информации и визуализации 5 оператора управления несущими стрелами стартовой системы связаны с элементами управления несущими стрелами стартовой системы 6, причем связь между преобразователем 4 и средствами передачи информации и визуализации 5 оператора управления несущими стрелами стартовой системы, а также с элементами управления стартовой системы 6 осуществляется посредством кабельной сети (на чертеже не указано).

После установки РН 1 из горизонтального положения в стартовую систему 2 в вертикальное положение измеряют положение продольной оси РН 1 относительно вертикали, а при отклонениях от заданного значения с инклинометров 3 данные передаются посредством кабельной сети на преобразователь 4 и далее на средства передачи информации и визуализации 5 оператору управления несущими стрелами стартовой системы или непосредственно на элементы управления несущими стрелами стартовой системы 6, а регулировку положения продольной оси РН 1 осуществляют посредством управления несущими стрелами стартовой системы 6. В случае длительной стоянки РН 1 или ее заправки для постоянного контроля положения продольной оси РН 1 периодически фиксируют показания инклинометров 3 и при необходимости проводят корректировку положения РН 1 до заданного значения.

Заявленное техническое решение позволит сократить время при проведении вертикализации РН до 4-5 вместо 45 мин, что в конечном итоге позволит повысить эффективность способа.

1. Способ предстартовой подготовки ракеты-носителя на стартовом комплексе, включающий ее подъем из горизонтального положения и установку на пусковую установку в вертикальное положение, после чего проводят ее вертикализацию, отличающийся тем, что значение параметров вертикализации ракеты-носителя определяют с помощью чувствительных элементов на базе MEMS, которые устанавливают в верхней и нижней частях центрального блока ракеты-носителя и после установки ракеты-носителя в вертикальное положение на заданный угол измеряют положение продольной оси РН относительно вертикали и при ее отклонениях от нее, данные параметров вертикальности с чувствительных элементов передают посредством преобразователя и средств передачи и визуализации оператору управления несущими стрелами стартовой системы или непосредственно на элементы управления несущими стрелами стартовой системы, а регулировку положения продольной оси РН до заданного значения осуществляют посредством элементов управления несущими стрелами стартовой системы, при этом во время длительной стоянки или заправки для постоянного контроля положения продольной оси относительно заданного значения периодически фиксируют показания чувствительных элементов и при необходимости проводят корректировку положения РН до заданного значения.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве чувствительных элементов на базе MEMS используют инклинометры в количестве не менее двух.



 

Похожие патенты:

Пусковая установка содержит опорное кольцо, с основаниями, с шарнирно закрепленными на них опорными фермами с упорами, противовесами и секторами, причем сектора снабжены упорными элементами и четырьмя шарнирно закрепленными на основаниях несущими стрелами с оголовками, взаимодействующими с опорными элементами ракеты и шарнирно связанными с секторами опорных ферм, а также гидроприводы, взаимодействующие с опорными фермами и шарнирно установленными на внутренней поверхности опорного кольца направляющими устройствами с захватами и нижними кабельными мачтами.

Изобретение относится к способу электрических проверок космического аппарата (КА). Для электрической проверки производят включение и выключение КА, подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания, автоматизированную выдачу команд управления, допусковое телеизмерение и контроль параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображение текущего состояния процесса испытаний.

Изобретение относится к космической технике, а именно к стартовым комплексам ракет. В стартовом комплексе для ракет малого и сверхмалого класса для придания ракете начального ускорения используется сила тяжести ускоряющей цистерны с водой, которая через несущие тросы и систему блоков соединяется с пусковой клетью с размещенной в ней ракетой.

Изобретение относится к космической технике. В стартовой системе для космических летательных аппаратов старт летательного аппарата, закрепленного на стартовой платформе с электродвигателем, осуществляется из горизонтального положения.

Изобретение относится к средствам воздушного запуска в космос ракет, спутников, орбитальных самолетов и других объектов. Стратосферная платформа содержит корпус в виде нескольких соединённых в кольцевую структуру шаров с оболочками из ультратонкой плёнки, заполняемыми гелием.

Изобретение относится к ракетной технике и может использоваться для подготовки ракетного топлива. Способ подготовки компонентов ракетного топлива для заправки двигательных установок ракетной техники включает процесс термостатирования и газонасыщения.

Изобретение относится к средствам наземной эксплуатации солнечных батарей (СБ), в частности для проверки их работоспособности. Устройство содержит кожух, включающий корпуса (2) из термостойкой пластмассы со светодиодными излучателями (5).

Изобретение относится, преимущественно, к наземным электротехническим испытаниям космических аппаратов (КА). Циклограммы электрических проверок КА (1) заложены в блок (4.1) формирования директив оператора.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться для запуска полезных грузов на околоземную орбиту. В устройстве запуска ракет с лазерным ракетным двигателем (ЛРД) имеется платформа, на которой расположено поворотное зеркало с механизмом управления.

Изобретение относится к области промышленного и специального строительства, в частности к объектам, предназначенным для подготовки и обеспечения космических запусков.

Траектория полета двухступенчатой ракеты (1) периодически прогнозируется в течение полета, и прогнозируемая точка падения, когда блок (11) первой ступени ракеты или обтекатель (15) отделяется и отбрасывается от второй ступени (13) ракеты, периодически прогнозируется в каждой промежуточной запланированной точке на прогнозируемой траектории полета.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для отделения отсека летательного аппарата (ЛА). Система отделения отсека ЛА содержит устройство крепления отсека к ЛА по стыковочным шпангоутам, выполненное с возможностью расфиксации крепления, и устройство отделения, установленное на ЛА и снабженное толкателем.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам обеспечения непрерывного контроля температуры заправленного окислителя в топливном баке ракеты космического назначения (РКН) «Союз-2».

Изобретение относится к космическим аппаратам (КА), создаваемым на базе CubeSat. КА содержит корпус в форме параллелепипеда, состоящий из боковых панелей (18а,…18г), закрепленных на шпангоуте (17) служебной аппаратуры в виде фрезерованной плиты.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус с реактивным двигателем и цилиндром, размещенный в цилиндре поршень, углубление в корпусе, где размещен взаимодействующий с поршнем механический амортизатор, амортизационный упор в конце цилиндра, цилиндрический соленоид в конце углубления в корпусе, блок электропитания соленоидов внутри корпуса, выдающий электрические импульсы для втягивания поршня внутрь соленоида до начала амортизации и отталкивания поршня с корпусом после амортизации.

Изобретение относится к электротехническому оборудованию систем ориентации и стабилизации космических аппаратов (ИСЗ). Электромеханический исполнительный орган (ЭМИО) содержит маховик (1) с ротором (2) обращенного электродвигателя явнополюсного («когтевого») типа, имеющего статор (6) с трехфазной обмоткой (7).

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных модулей. Двигательный модуль космического летательного аппарата (КЛА) состоит минимум из двух шпангоутов и трех баков для топлива с верхними полюсными элементами, соединенными с верхним шпангоутом, и нижними полюсными элементами, являющимися опорами всего двигательного модуля, взаимодействующими с соответствующими опорами КЛА, минимум одного баллона высокого давления, ракетных двигателей и агрегатов управления.

Изобретение относится к устройствам разделения отсеков летательных аппаратов (ЛА). Узел разделения отсеков ЛА включает силовые элементы отсеков, соединяющий их болт, упорный элемент в посадочном месте хвостовой части тела болта со стороны его боковой поверхности, и сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента, сообщенный с источником газа избыточного давления.

Изобретение относится к управлению относительным движением космического аппарата (КА). Разгрузка управляющих двигателей-маховиков (ДМ) в выбранном канале ориентации осуществляется по двухконтурной схеме.

Изобретение относится к стыковочным устройствам космических аппаратов. Механизм герметизации стыка стыковочного агрегата космического корабля содержит стыковочный шпангоут с равномерно распределенными по периметру стыка системами замков, электроприводы, торцевое уплотнение на стыковочной поверхности шпангоута.

Изобретение относится к спутниковым системам (СС) связи и наблюдения, использующим легкие спутники, которые функционируют на низких и средних околоземных орбитах и обеспечивают непрерывное региональное покрытие поверхности Земли. Технический результат состоит в обеспечении непрерывного покрытия приэкваториальных широт с заданной кратностью обзора при минимальной высоте и числе орбитальных плоскостей, спутников в них, а также количестве запусков для развертывания СС. Для этого спутниковая система связи содержит множество искусственных спутников Земли, оснащенных бортовыми ретрансляторами с межспутниковой связью, и построена на нескольких орбитальных плоскостях, разнесенных по долготе восходящего узла на одинаковый угол, с равномерным распределением спутников в них. СС построена всего на двух орбитальных плоскостях, развернутых по долготе восходящего узла на 180°, при этом спутники в первой орбитальной плоскости сфазированы со спутниками во второй и обеспечивают непрерывной связью абонентов и наблюдение в заданном приэкваториальном регионе покрытия, ограниченном максимальной широтой, с требуемой кратностью обзора. Технический результат от изобретения заключается в обеспечении непрерывного покрытия приэкваториальных широт с заданной кратностью обзора при минимальной высоте и числе орбитальных плоскостей, спутников в них, а также количестве запусков для развертывания СС. 2 з.п. ф-лы, 2 ил., 3 табл.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. В способе предстартовой подготовки ракеты-носителя на стартовом комплексе, включающем ее подъем из горизонтального положения и установку на пусковую установку в вертикальное положение, проводят вертикализацию РН. Значение параметров вертикальности РН определяют с помощью чувствительных элементов на базе MEMS, которые устанавливают в верхней и нижней частях центрального блока РН и после установки РН в вертикальное положение измеряют положение продольной оси РН относительно вертикали. При отклонениях продольной оси РН от вертикали данные параметров вертикальности с чувствительных элементов передают посредством преобразователя и средств передачи и визуализации оператору управления несущими стрелами стартовой системы или непосредственно на элементы управления несущими стрелами стартовой системы. Регулировку положения продольной оси РН до заданного значения осуществляют посредством управления несущим стрелами стартовой системы. Техническим результатом изобретения является сокращение времени вертикализации РН. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх