СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ ПУСКА РАКЕТЫ - НОСИТЕЛЯ С ТВЁРДОТОПЛИВНЫМИ УСКОРИТЕЛЯМИ
LAUNCH FACILITY FOR LAUNCH OF CARRIER ROCKET WITH SOLID FUEL ACCELERATORS

Предполагаемое изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для наземного старта ракет космического назначения и направлено на экономически выгодное выведение 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 жёсткое закрепление ракеты в вертикальном положении до момента старта. В момент старта они отсоединяются (отклоняются). Старт осуществляется двигателями первой ступени.
Недостатком комплексов является то, что они способны незначительно увеличить полезную нагрузку при полёте на орбиту Земли, путём заправкой переохлаждённого топлива и окислителя.
Известна ракета Р-36М, «Сармат», которая находится в шахте, в которой поддерживается температурно-влажный режим. Старт ракеты осуществляется при применении специального твёрдотопливного газогенератора, для повышения давления нижней части транспортно-пускового контейнера и 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 с боковыми блоками не предусмотрен, что значительно уменьшает полезный груз, выводимый на орбиту Земли. Запуск ракеты возможен только из шахты. При сильном боковом ветре пуск может быть невозможен.
Целью предлагаемого изобретения является создание твёрдотопливных ускорителей ракеты-носителя, обеспечивающих больший вывод полезного груза на орбиту Земли.
Предлагаемое изобретение позволит решить задачу доставки более тяжёлых грузов на околоземные орбиты Земли.
Указанная цель достигается тем, что стартовый комплекс для пуска ракеты-носителя с твёрдотопливными ускорителями, содержащий стартовое сооружение, стартовую систему, шахту, общетехнические системы и вспомогательное оборудование, согласно изобретению ракета-носитель имеет четыре пристыкованных к первой ступени ракеты твёрдотопливных ускорителей, сопла ускорителей разделены на две части, нижние корпуса сопла и верхние корпуса сопла, в твёрдотопливных ускорителях размещены штанги, закреплённые на стартовом столе, в которых находится заряд твердого топлива с воспламенителем, на концах штанг установлены высокотемпературные уплотнители, верхние корпуса сопел имеют высокотемпературные уплотнители и упираются в опорные решётки перед стартом ракеты, а концы штанг в выдвинутые опорные планки, в верхних корпусах ускорителей расположены твердотопливные заряды с воспламенителями, при выходе штанг из ускорителей верхние и нижние корпуса образуют сопло, опорные планки задвигаются в верхний корпус сопла, штанги являются направляющими при старте ракеты.
Сущность предлагаемого стартового комплекса для пуска ракеты-носителя с твёрдотопливными ускорителями иллюстрируется графическими изображениями:
Фиг. 1 «Стартовый комплекс для пуска ракеты-носителя с твёрдотопливными ускорителями». Установка ракеты на стартовом столе пред запуском.
Фиг. 2 «Стартовый комплекс для пуска ракеты-носителя с твёрдотопливными ускорителями». Выход штанг из твёрдотопливных ускорителей.
Фиг. 3 «Стартовый комплекс для пуска ракеты-носителя с твёрдотопливными ускорителями». Положение верхней части сопла в твёрдотопливном ускорителе перед стартом ракеты.
Фиг. 4 «Стартовый комплекс для пуска ракеты-носителя с твёрдотопливными ускорителями». Положение верхней части сопла и нижней части сопла, после выхода штанги из твёрдотопливного ускорителя.
Где:
1. Нижний узел крепления твёрдотопливного ускорителя к первой ступени ракеты;
2. Заглушка твёрдотопливного заряда в штанге;
3. Нижний запал;
4. Стартовый стол;
5. Нижний корпус сопла твёрдотопливного ускорителя;
6. Дренажные отверстия;
7. Нижний корпус переднего твёрдотопливного ускорителя;
8. Нижний корпус твёрдотопливного ускорителя;
9. Штанга;
10. Твёрдотопливный заряд штанги;
11. Узел стыковки внешнего и нижнего корпусов твёрдотопливного ускорителя;
12. Опорная решётка;
13. Верхний корпус ускорителя;
14. Верхний корпус переднего твёрдотопливного ускорителя;
15. Верхний узел крепления твёрдотопливного ускорителя к первой ступени ракеты;
16. Твердотопливный заряд верхнего корпуса ускорителя;
17. Верхний запал;
18. Первая ступень ракеты;
19. Головная часть ракеты;
20. Левый твёрдотопливный ускоритель;
21. Задний твёрдотопливный ускоритель;
22. Корпус первой ступени ракеты;
23. Правый твёрдотопливный ускоритель;
24. Передний твёрдотопливный ускоритель;
25. Бак топлива первой ступени ракеты;
26. Высокотемпературный уплотнитель;
27. Клин;
28. Ролик;
29. Опорная планка;
30. Высокотемпературный уплотнитель верхнего корпуса сопла;
31. Верхний корпус сопла;
32. Левая штанга;
33. Задняя штанга;
34. Правая штанга;
35. Передняя штанга;
36. Двигатель первой ступени ракеты.
Предлагаемый принцип работы стартового комплекса для пуска ракеты-носителя с твёрдотопливными ускорителями заключается в следующем. Ракета находится на стартовом столе 4 фиг. 1, с прикреплёнными к первой ступени ракеты твёрдотопливными ускорителями 20, 21, 23, 24 фиг. 1. Нижние концы штанг 32, 33, 34, 35 Фиг. 1 закреплены на стартовом столе 4. Верхние корпуса сопел упираются в опорную решётку 12, а концы штанг в выдвинутые опорные планки 29 Фиг. 3. Высокотемпературные уплотнители 26 и высокотемпературные уплотнители верхних корпусов сопел 30 Фиг. 3 препятствуют утечки газов при воспламенении твёрдотопливных зарядов штанг 32, 33, 34, 35 и твердотопливных зарядов верхних корпусов ускорителей 16.
При запуске двигателя первой ступени ракеты 36 Фиг. 1 и достижении максимальной мощности, срабатывают нижние запалы 3 и верхние запалы 17. Воспламеняются твёрдотопливные заряды штанги 32, 33, 34, 35 Фиг. 1 и твердотопливные заряды верхних корпусов ускорителей 16. Образованное давление газов внутри верхних корпусов ускорителей 13 и верхних корпусов сопел 31 создают подъёмную силу (гораздо большую чем от истечения газов из сопла ракеты) вместе с двигателем первой ступени ракеты 36. При подъёме ракеты верхний корпус сопела 31 приближается к нижнему корпусу сопла твёрдотопливного ускорителя 5. Воздух, находящийся между внутренними стенками ускорителя и внешними стенками штанг вытесняется через дренажные отверстия 6 Фиг. 1. При соприкосновении верхнего 31 и нижнего 5 корпусов, клин 27 Фиг. 3.4, движется вверх, перемещая опорную планку 29 в верхним корпусе сопела 31, образуя ровную поверхность верхней части сопла, не образуя завихрения. Получается полноценные сопла твёрдотопливных ускорителей. После выхода штанг 32, 33, 34, 35 из нижних корпусов сопла 5. Сгорание твердотопливных зарядов верхнего корпуса ускорителя 16 создают реактивную тягу ускорителей. После выгорания твердотопливных зарядов 16 происходит отстыковка ускорителей 21, 22, 23, 24 от первой ступени ракеты 18 Фиг. 1. Далее ракета выполняет штатный полёт.
Предполагаемый стартовый комплекс для пуска ракеты-носителя с твёрдотопливными ускорителями позволит увеличить полезный груз, выводимый на околоземные орбиты Земли.
Предложенное техническое решение неизвестно из доступных источников информации из области ракетно-космической техники, из которого следует, что может быть практически реализовано в производстве, то есть соответствует критериям патентоспособности.