СПОСОБ СТАРТА РАКЕТЫ
METHOD ROCKET LAUNCHING

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам с многодвигательной установкой первой ступени, преимущественно с двигателями на жидком топливе.
Решается задача обеспечения безопасности старта, при котором в качестве аварийной ситуации принимается случай отказа на участке старта одного из двигателей, носящий невзрывной характер. Система управления ракетой работает в штатном режиме. Старт ракеты вертикальный.
Решение задачи безопасности старта рассматривается на примере использования двигательной установки первой ступени, состоящей из центрального двигателя и двух боковых, расположенных в плоскости рыскания ракеты, симметрично относительно ее продольной оси. При этом возникает отказ одного из боковых двигателей.
Безопасность старта включает в себя сохранение от разрушений стартовых сооружений при движении аварийной ракеты и затем обеспечение ее увода в безопасную зону приземления, исключающую нанесение ущерба стартовой позиции и близлежащим населенным пунктам от возможного взрыва топлива при приземлении ракеты.
Участок старта начинается с момента отрыва ракеты от пускового стола и заканчивается моментом достижения в плоскости выведения параметрами углового движения величин, не превышающих заданных ограничительных значений, определяемых из условия обеспечения стабилизации ракеты на участке программного ее выведения в безопасную зону.
Под плоскостью выведения понимается вертикальная плоскость, двигаясь в которой по специальной программе, аварийная ракета приземляется в безопасной зоне (плоскость выведения не всегда совпадает с плоскостью стрельбы).
Для известных классов ракет вопросы безопасности при старте решаются различными способами.
При старте ракеты из подводной лодки, движущейся в подводном положении, безопасность носителя обеспечивается путем запуска маршевого двигателя над поверхностью воды (патент РФ №2235286 с приоритетом от 22.07.2002 г.).
При пуске с самолета двигатель ракеты запускается на безопасном от самолета расстоянии (патент РФ №2289084 с приоритетом от 11.10.2004 г.).
Вопросы безопасности при наклонном старте, применяемом для управляемых и неуправляемых ракет тактического назначения и ЗУР, решаются за счет использования специальной конструкции направляющей пусковой установки, предотвращающей соударение ракеты о направляющую при ее сходе, установки газоотражателя, защищающего стартовую площадку от действия струи газа двигателей (см. Воронин Б.П., Столяров Н.А. Подготовка к пуску и пуск ракет. - М.: Воениздат, 1972, с.78, 79).
По технической сути наиболее близким к предлагаемому изобретению является изобретение под названием "Способ старта ракеты" (патент РФ №2170194 с приоритетом от 20.07.2000 г.), который был выбран в качестве прототипа.
В этом способе, включающем запуск многодвигательной установки первой ступени и подъем ракеты с исключением ее соударения с элементами стартовых сооружений, расположенных вблизи ракеты, при невзрывном отказе одного из двигателей на старте выполняют маневр увода аварийной ракеты от элементов стартовых сооружений путем разворота ракеты в сторону от стартовых сооружений по крену на угол 30-90 град или/и тангажу на угол 5-10 град.
Выход из строя одного из боковых двигателей приводит к возникновению постоянно действующего момента в канале рыскания за счет силы тяги противоположно работающего бокового двигателя, который будет отклонять ракету от вертикального положения.
При этом не исключается случай, когда это отклонение ракеты будет направлено в сторону близко расположенного стартового сооружения.
Предложенный в прототипе увод ракеты от сооружения с помощью, например, только разворота по каналу крена должен быть таким, чтобы этот момент наряду с управляющими органами двигателей мог отклонять ракету от стартового сооружения.
Но в процессе выполнения маневра возможно некоторое сокращение расстояния между объектами, а сопла двигателей будут направлены в сторону сооружения, что может привести к его повреждению за счет теплового и силового воздействий струй двигателей.
Аналогичная ситуация будет наблюдаться и при другом маневре (путем одновременного разворота по крену и тангажу).
Поскольку аварийная ракета в дальнейшем не может выполнить полетное задание, то способ старта должен предусматривать создание таких условий по параметрам движения на участке старта, при которых она будет уводиться в безопасную зону с целью ее приземления.
В известном способе решение подобных задач не предусмотрено.
Цель изобретения состоит в разработке способа старта ракеты, при котором исключается разрушение стартовых сооружений при движении аварийной ракеты, включая и от воздействия струй двигателей, а также обеспечиваются к концу участка старта требования по величинам параметров движения ракеты, позволяющим реализовать программное движение с целью выведения в безопасную зону для приземления.
Указанная цель достигается в предложенном изобретении за счет того, что в известном способе старта, включающем запуск многодвигательной установки первой ступени, состоящей, например, из центрального двигателя и двух боковых, расположенных в одной плоскости (в плоскости рыскания ракеты), подъем ракеты, аварийное выключение (без взрыва) одного из боковых двигателей при исправной системе управления, увод с помощью работающих двигателей аварийной ракеты от стартовых сооружений, вводятся следующие отличительные операции.
В процессе старта ракеты после аварийного отключения одного из боковых двигателей по команде системы управления для обеспечения стабилизации ракеты переводят остальные двигатели или их часть на форсированный режим работы. С помощью управляющих органов двигателей стабилизируют движение ракеты относительно вертикального положения до момента достижения срезами сопел двигателей заданной высоты подъема.
Затем разворачивают ракету по каналу крена до совмещения плоскости расположения двигателей на ракете с вертикальной плоскостью ее выведения в безопасную зону, ориентируя неисправный двигатель со стороны набегающего потока. При этом на момент окончания участка старта величины параметров углового движения ракеты в направлении выведения удерживают с помощью управляющих органов в пределах допустимых значений, определяемых из условия обеспечения стабилизации ракеты на участке ее программного выведения в безопасную зону падения.
Для улучшения условий обеспечения угловой стабилизации ракеты вводят дополнительные операции, заключающиеся в том, что на ракете до старта неподвижно устанавливают в плоскости рыскания оба боковых двигателя с наклоном их продольных осей на заданные одинаковые углы с направлением в сторону от продольной оси ракеты, а отклоняющиеся камеры всех двигателей первой ступени жестко фиксируют так, чтобы их продольные оси были параллельны продольной оси ракеты, в момент начала движения ракеты осуществляют расфиксацию камер двигателей, включают автомат стабилизации ракеты, при этом камеры боковых двигателей по команде системы управления переводят с момента их выхода из углублений из стартовой установки в положения, при которых продольные оси камер будут совмещены с продольными осями соответствующих боковых двигателей, затем с помощью управляющих органов стабилизируют движения ракеты.
Предложенные операции по сравнению с прототипом позволяют улучшить условия обеспечения безопасности старта за счет того, что:
- после аварийного отключения одного из боковых двигателей ухудшаются условия обеспечения стабилизации ракеты из-за снижения суммарной эффективности управляющих органов первой ступени и возникновения возмущающего момента от силы тяги работающего бокового двигателя. Операция форсирования работы оставшихся двигателей или их часть позволяет на рассматриваемом участке старта увеличить эффективность управляющих органов;
- осуществление стабилизации ракеты относительно вертикального положения до момента достижения заданной высоты сохраняет целостность стартовых сооружений как от непосредственного столкновения аварийной ракеты, так и от воздействия струй двигателей (заданная высота подъема определяется исходя из располагаемых габаритов стартовых сооружений);
- последующий разворот ракеты по каналу крена до совмещения плоскости расположения двигателей с вертикальной плоскостью выведения (с ориентацией выключенного аварийного бокового двигателя со стороны набегающего потока) позволяет возмущающий момент от тяги противоположного работающего бокового двигателя направить против опрокидывающего аэродинамического момента в плоскости выведения, разворачивающего ракету, в сторону кабрирования (ракета статически неустойчивая, а угол атаки положительный), что уменьшает загрузку управляющих органов, улучшает условия обеспечения стабилизации аварийной ракеты и способствует удержанию параметров склонения ракеты при выведении в пределах допустимых значений;
- установка под наклоном к продольной оси ракеты боковых двигателей улучшает условия обеспечения ее угловой стабилизации;
- предварительная фиксация камер двигателей (их продольных осей) в направлении, параллельном продольной оси ракеты, до начала управляемого движения, исключает возникновение возмущений от возможного произвольного отклонения камер в процессе запуска двигателя первой ступени и способствует безударному выходу камер из углублений в стартовом столе.
В качестве примера реализации предложенного способа старта рассмотрен старт одной из ракет космического назначения на жидком топливе массой ~700 т. Перед стартом ракета устанавливается на пусковом столе вертикально. Маршевый двигатель первой ступени состоит из трех двигателей: центрального и двух боковых, расположенных в плоскости рыскания ракеты, симметрично относительно ее продольной оси.
Боковые двигатели установлены под углом 4 градуса к продольной оси ракеты. Земная тяга каждого двигателя (100% от номинальной тяги) составляет 390 тс.
Управляющие силы и моменты по каналам тангажа, рыскания и крена создаются отклонением камер в любом направлении в пределах кругового конуса с углом полураствора 8 град.
Запуск всех двигателей осуществляется одновременно. С целью повышения надежности работы двигательной установки и безопасности штатного полета ракеты двигатели эксплуатируются на основном режиме (80% от номинальной тяги). К моменту выхода двигателя на режим 80% тяги рулевые приводы подготовлены к работе и обеспечивают отклонения камер с заданными скоростями в соответствии с командами систем управления.
Для примера был принят вариант аварийного движения ракеты, при котором отключение одного из боковых двигателей происходит через ~3 с от момента отрыва ракеты от пускового стола, при этом маршевый двигатель уже вышел на основной режим тяги.
После аварийного отключения одного из боковых двигателей возникает возмущающий момент ~1200 тс·м в канале рыскания, обусловленный действием силы тяги работающего другого бокового двигателя, плечо которой относительно поперечной оси ракеты составляет ~4 м.
Для реализации безопасного старта предлагается выполнить следующие действия:
- до запуска двигателя первой ступени все камеры двигателей (их продольные оси) фиксируются в нулевом положении относительно продольной оси ракеты с помощью гидромеханических замков, установленных на штоках рулевых приводов;
- по команде системы управления при отрыве ракеты от пускового стола осуществляется расфиксация камер и задействование автомата стабилизации ракеты, а камеры боковых двигателей с момента выхода из углублений стартового стола переводят в положения, совмещающие их продольные оси с продольными осями боковых двигателей;
- после отключения в начале движения неисправного одного из боковых двигателей по команде системы управления переводят центральный двигатель на возможный форсированный режим работы (110% от номинальной тяги), а режим работы у другого бокового двигателя оставляют первоначальный, основной режим (80% от номинальной тяги), чтобы не увеличивать указанный выше возмущающий момент, который ухудшает стабилизацию аварийной ракеты на последующем вертикальном участке траектории;
- с помощью управляющих органов двигателей в процессе подъема аварийной ракеты на заданную высоту ~100 м ее стабилизируют относительно вертикального положения, что позволяет исключить как столкновение ракеты со стартовыми сооружениями, так и силовое и тепловое воздействие на них от струй работающих двигателей;
- начиная с высоты 100 м ракету с помощью управляющих органов разворачивают по каналу крена на угол, при котором плоскость размещения двигателей на ракете (плоскость рыскания) будет совмещена с вертикальной плоскостью выведения аварийной ракеты в заданную безопасную зону, при этом располагая аварийный боковой двигатель со стороны набегающего потока;
в расчете было принято, что вертикальная плоскость выведения совпадает с плоскостью стрельбы и необходимый угол разворота по крену составляет 90 град, а время разворота ~6 с;
- затем в плоскости выведения перед началом реализации программного движения (окончание участка старта) обеспечивают с помощью управляющих органов необходимые величины угловых параметров ракеты, которые не превышают заданные ограничительные значения ((от вертикали)).
Далее аварийная ракета, двигаясь по заданной программе, приземляется в безопасной зоне.
Таким образом, предложенный способ старта по сравнению с известным позволяет повысить его безопасность в случае возникновения аварийной ситуации, связанной с отказом в процессе старта одного из двигателей многодвигательной установки первой ступени, носящем невзрывной характер.