СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ ПРЕДСТАРТОВОЙ ПОДГОТОВКИ И ПУСКА РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ
LAUNCH COMPLEX FOR PRELAUNCH PREPARATION AND LAUNCH OF CARRIER ROCKET

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для наземного старта ракет космического назначения и экономически выгодного выведения полезных грузов на околоземные орбиты.
Известны ракетные комплексы [Афанасьев Е.В., Балобан В.И., Бобышев С.В., Добросердов И.Л. / Структурно-элементное моделирование газодинамических п Г.П. Гранкин Б.К., Козлов В.В., Соловьев В.Н. / Основы проектирования ракетно-космических комплексов). процессов при старте ракет. - Бал. гос. техн. ун-т. СПб., 2004, c.1-9], [Бирюков Г.П. Гранкин Б.К., Козлов В.В., Соловьев В.Н. / Основы проектирования ракетно-космических комплексов). На пусковом столе технологические фермы (башни) обеспечивают жесткое закрепление ракеты в вертикальном положении до момента старта. В момент старта они отсоединяются (отклоняются). Так же известны ракетные комплексы, где используются большие объемы воды, чтобы заглушить звуковые волны при старте и в системе аварийного пожаротушения.
Недостатком комплексов является то, что они способны не значительно увеличить полезную нагрузку при полете на орбиту Земли. Единственное, что делают для этого, перед заправкой охлаждают окислитель и топливо. Известна ракета Р-36М, находящаяся в шахте, в которой поддерживается температурно-влажный режим. Старт ракеты осуществляется при применении специального твердотопливного газогенератора для повышения давления нижней части транспортно-пускового контейнера, выталкивает его вместе с ракетой. После выхода ракеты на высоту примерно 20 метров поддон уводится в сторону, запускается двигательная установка первой ступени ракеты - носителя. Недостатком является то, что двигатели ракеты запускается только при выходе из шахты. Запуск ракеты без боковых блоков, что значительно уменьшает полезный груз, выводимый на орбиту Земли.
Предлагаемое изобретение позволит решить задачу доставки более тяжелых грузов на околоземные орбиты Земли.
Указанная задача решается тем, что при старте ракеты двигатели получают окислитель и топливо со стартовой площадки до высоты взлета 40-60 метров и не расходуют топливо и окислитель из баков окислителя и топлива ракеты. Это позволит увеличить доставку более тяжелых грузов на околоземные орбиты Земли. При старте расход топлива и окислителя самый большой на единицу высоты взлета ракеты. Расход топлива, окислителя идущими через двигатели ракеты достигает величины в 2,5 тонны в секунду и больше, в зависимости от конструкции ракеты.
Сущность предлагаемого изобретения стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя поясняется чертежами, фиг.1, где:
1. Гидроцилиндр;
2.Узел крепления левого телескопического трубопровода;
3. Механизм управления тросом;
4. Роликовая опора троса;
5. Трос;
6. Первое колено левого телескопического трубопровода;
7. Левый телескопический трубопровод;
8. Второе колено левого телескопического трубопровода;
9. Третье колено левого телескопического трубопровода;
10. Ракета;
11. Третье колено правого телескопического трубопровода;
12. Второе колено правого телескопического трубопровода;
13. Правый телескопический трубопровод;
14. Первое колено правого телескопического трубопровода;
15. Трос;
16. Роликовая опора троса;
17. Механизм управления тросом;
18. Узел крепления правого телескопического трубопровода;
19. Гидроцилиндр;
20. Опорный Г- образный рычаг с упором;
21. Опорный Г- образный рычаг с упором;
22. Стартовый стол.
На фиг.2 выполнен фрагмент предлагаемого стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя, где:
1. Гидроцилиндр;
2.Узел крепления левого телескопического трубопровода;
3. Механизм управления тросом;
4. Роликовая опора троса;
5. Трос;
6. Первое колено левого телескопического трубопровода;
7. Левый телескопический трубопровод;
8. Второе колено левого телескопического трубопровода;
9. Третье колено левого телескопического трубопровода;
10. Ракета;
11. Третье колено правого телескопического трубопровода;
12. Второе колено правого телескопического трубопровода;
13. Правый телескопический трубопровод;
14. Первое колено правого телескопического трубопровода;
15. Трос;
16. Роликовая опора троса;
17. Механизм управления тросом;
18. Узел крепления левого телескопически трубопровода;
19. Гидроцилиндр;
20. Опорный Г- образный рычаг с упором;
21. Опорный Г- образный рычаг с упором;
22. Стартовый стол;
23. Трос;
24. Заправочный стыковочный узел левого телескопического трубопровода;
25. Заправочный стыковочный узел правого телескопического трубопровода;
27. Опорный Г- образный рычаг с упором.
На фиг. 3 выполнен фрагмент предлагаемого стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с системой подачи окислителя и топлива, где:
1. Гидроцилиндр;
2. Узел крепления левого телескопического трубопровода;
7.  Левый телескопический трубопровод;
10. Ракета;
13. Правый телескопический трубопровод;
18. Узел крепления правого телескопического трубопровода;
19. Гидроцилиндр;
20. Опорный Г- образный рычаг с упором;
21. Опорный Г- образный рычаг с упором;
24. Заправочный стыковочный узел левого телескопического трубопровода;
25. Заправочный стыковочный узел правого телескопического трубопровода;
28. Трубопровод окислителя;
29. Клапан;
30. Трубопровод;
31. Гидронасос окислителя;
32. Клапан;
33. Трубопровод;
34. Клапан;
35. Трубопровод;
36. Клапан;
37. Емкость окислителя;
38. Гидроцилиндр
39. Заправочный стыковочный узел заднего телескопического трубопровода;
40. Узел крепления заднего телескопического трубопровода;
41. Задний телескопический трубопровод;
42. Клапан;
43. Трубопровод;
44. Клапан;
45. Емкость топлива;
46. Трубопровод;
47. Клапан;
48. Трубопровод;
49. Гидронасос топлива;
50. Клапан;
51. Трубопровод топлива;
52. Гидроцилиндр;
53. Опорный Г- образный рычаг с упором;
54. Заправочный стыковочный узел правого телескопического трубопровода;
55. Передний телескопический трубопровод;
56. Узел крепления переднего телескопического трубопровода.
На фиг.4 выполнен фрагмент предлагаемого стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя вид телескопического трубопровода со стыковочным узлом где:
2. Узел крепления левого телескопического трубопровода;
3. Механизм управления тросом;
4. Роликовая опора троса;
5. Трос;
6. Первое колено левого телескопического трубопровода;
8. Второе колено левого телескопического трубопровода;
9. Третье колено левого телескопического трубопровода;
23. Трос;
24. Заправочный стыковочный узел левого телескопического трубопровода;
57. Штуцер;
58. Направляющий ролик троса;
59. Высокопрочная струна первого колена левого телескопического трубопровода;
60.  Высокопрочная струна второго колена левого телескопического трубопровода;
61. Высокопрочная струна третьего колена левого телескопического трубопровода;
62. Направляющий ролик троса;
63. Узел крепления телескопического трубопровода.
На фиг.5 выполнен фрагмент предлагаемого стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя, вид телескопического трубопровода со стыковочным узлом, после разделения от ракеты где:
2. Узел крепления левого телескопического трубопровода;
3. Механизм управления тросом;
4. Роликовая опора троса;
5. Трос;
6. Первое колено левого телескопического трубопровода;
8. Второе колено левого телескопического трубопровода;
9. Третье колено левого телескопического трубопровода;
23. Трос;
24. Заправочный стыковочный узел левого телескопического трубопровода;
57. Штуцер;
58. Направляющий ролик троса;
62. Направляющий ролик троса;
63. Узел крепления телескопического трубопровода.
Предлагаемый принцип работы стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя заключается в следующем.
Перед стартом ракета находится на стартовом столе 22, фиг.1,2 телескопические трубопроводы 7,41,13,55 фиг.1,3 находятся в исходном положении, стыковочные узлы 24,39,25,54 состыкованы с корпусом ракеты 10 фиг.1,3. Все колена телескопического трубопровода выполнены из легкого прочного металла. Внутри которых расположены струны 59,60,61 фиг.4, которые выполнены из высокопрочного металла. Концы которых жестко закреплены в концах колен телескопического трубопровода. Это значительно увеличит жесткость на изгиб телескопического трубопровода и позволит значительно увеличить их длину, а это позволит подавать окислитель и топливо на большую высоту при взлете ракеты и, как следствие, позволит увеличить полезный вес, выводимый на орбиту Земли. Баки окислителя и топлива ракеты и боковых блоков предварительно заполнены окислителем и топливом. Полости телескопических трубопроводов 7,41,13,55, трубопроводы окислителя 28,33 и трубопроводы топлива 46,51 так же заполнены фиг.3. Клапаны 32,36 окислителя и клапаны топлива 42,47 закрыты фиг.3.
Механизмы управления тросами 3,17 и остальные фиг.1,17 разблокированы. Трос 5, 23 и остальные, свободно перемещаются по роликам 58,62 фиг.4,5 при старте ракеты.
Гидронасос окислителя 31 и гидронасос топлива 49 фиг.3, перед запуском двигателей вступают в работу, повышая давление окислителя, топлива и способствует выдвижению телескопических трубопроводов 7,41,13,55 фиг.3. Поддерживают повышенное давление в трубопроводах, для неоказания сопротивления ракете при подъеме, до отделения стыковочных узлов 24,39,25,54 от ракеты 10 фиг.3.
При начальном старте ракеты, окислитель и топливо поступает только из наземной емкости окислителя 37 и емкости топлива 45 фиг.3.
При достижении максимальной тяги двигателей ракеты и боковых блоков, открываются одновременно замки, удерживающие ракету в вертикальном положении, перед взлетом, на опорных Г- образных рычагах 21,27,20,54 фиг.1,2,3.
Осуществляется взлет ракеты. Рулевые двигатели одновременно с телескопическими трубопроводами 7,41,13,55 (до их отделения от ракеты),  удерживают ракету 10 в вертикальном положении при взлете.
За несколько метров до максимального выдвижения телескопических трубопроводов 7,41,13,55 фиг.2, происходит «пневмоотстрел», отсоединение стыковочных узлов 24,39,25,54 фиг.3 от ракеты 10. Окислитель и топливо в двигатели ракеты начинает поступать из баков ракеты. Осуществляется штатный полет ракеты.
Для предотвращения вытекания окислителя и топлива из телескопических трубопроводов 7,41,13,55 фиг.3, закрываются клапана в стыковочных узлах 24,39,25,54 фиг.3. При отходе телескопических трубопроводов от ракеты на определенное расстояние, троса 5,23,26.15 фиг.2 - фиксируются фиг.1.2,4,5, удерживая от опрокидывания. После закрытия клапанов в стыковочных узлах 24,39,25,54 фиг.3, закрываются клапана окислителя 34,29, клапана топлива 50,44 и открываются клапана окислителя 36,32, топлива 42,47. Окислитель и топливо перекачиваются в емкости 37,45 гидронасосами 31,49 фиг.3. Телескопические трубопроводы 7,41,13,55 фиг.3 устанавливаются в убранное положение и механизмами управления тросами 3.17 фиг1,2,4, устанавливают в исходное положение.фиг.1,4.
Предлагаемый стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя совместно с охлаждением окислителя и топлива позволит увеличить полезный груз, выводимый на околоземные орбиты Земли.
Предложенное техническое решение не известно из доступных источников информации из области ракетно-космической техники, из которого следует, что может быть практически реализовано в производстве, то есть соответствует критериям патентоспособности.