Спосіб забезпечення старту ракети на початковій ділянці траєкторії

Спосіб забезпечення старту ракети на початковій ділянці траєкторії, який базується на тому, що стабілізацію ракети на ділянці виходу за межі габаритних точок стартової споруди здійснюють відносно максимально виступаючої точки її хвостової частини, після чого ракету стабілізують від U 2 (19) 1 3 36668 де: Z хч - бічне відхилення точки хвостової частини ракети, що максимально стирчить; Z ц.м. - бічне зміщення центра мас ракети; Lт - відстань від центра мас ракети до точки її хвостової частини, що максимально стирчить; Y - кутове відхилення ракети у площині точки її хвостової частини, що максимально стирчить; Z доп. - допустиме відхилення точки хвостової частини, що максимально стирчить, при якому забезпечується безпечний старт. Вказаний спосіб забезпечує ви хід ракети із заглибини стартової споруди без зіткнення тільки до висоти 8м (два калібри ракети). Під час підйому на таку висоту ракета може одержати кутове відхилення до 7° і, якщо продовжувати і далі стабілізувати ракету відносно точки її хвостової частини, що максимально стирчить, то ракета по нахилу може досягти критичного кута (~14°) і може бути навіть відведена у зону падіння за способом, наведеним у [патенті України №24368и, МПК B64G5/00, F02K9/95, 2007р.]. Для забезпечення заправлення верхніх ступенів (розгінних блоків) ракети компонентами палива на стартовій споруді розміщують заправнодренажну башту (ЗДБ) висотою до 50м, при цьому відстань від ЗДБ до твірної ракети складає до 12м. Недоліком відомого способу є його невисокі експлуатаційні якості, тому що висота ГТСС вже становиться розмірною з довжиною ракети і остання при кутови х відхиленнях може вдаритися о ЗДБ (ГТСС) своєю бічною поверхнею. В основу корисної моделі поставлена задача створення удосконаленого способу забезпечення старту ракети на початковій ділянці траєкторії, який би дозволяв забезпечити підвищення його експлуатаційних якостей шляхом уведення в нього нових елементів і технічних рішень, таких як: - ракета додатково стабілізується відносно проекції габаритної точки стартової споруди на бічну поверхню ракети, що дозволяє виключити досягнення ракетою критичного кута нахилу у процесі старту; - стабілізація ракети проводиться за алгоритмом, виходячи з нижченаведеного обмеження по Zпгт (формула 2), що дозволяє зменшити відхилення проекції габаритної точки (або кількох) стартової споруди на бічну поверхню ракети у межах ГТСС, тобто старт без зіткнення. Поставлена задача вирішується таким чином, що у запропонованому способі забезпечення старту ракети на початковій ділянці траєкторії, який базується на тому, що стабілізацію ракети на ділянці виходу за межи габаритних точок стартової споруди здійснюють відносно максимально виступаючої точки її хвостової частини, після чого ракету стабілізують відносно її центру мас, в ньому ракету додатково стабілізують відносно проекції габаритної точки стартової споруди на бічну поверхню ракети виходячи з обмеження: 4 Zпгт = ½Zц.м. – [(Xт – Lк – Нс + (2) + Dh)]×Yпгт½ £ Zпгт. доп., де: Zпгт доп - допустиме бічне відхилення точки ракети (проекція габаритної точки стартової споруди на бічну поверхню ракети), яка знаходиться у кожний поточний момент на рівні верхньої габаритної точки стартової споруди; Zц.м. - бічне зміщення центру мас ракети; Xт - відстань від носка до центру мас ракети; Lк - довжина корпусу ракети; Нс - висота верхньої габаритної точки стартової споруди; Dh - зміна підйому ракети за часом руху; Yпгт - кутове відхилення ракети у площині розташування проекції габаритної точки стартової споруди на бічну поверхню ракети. Для пояснення способу додаються креслення, на яких схематично зображено взаємне розташування ракети і габаритних точок стартової споруди до старту і у процесі старту ракети (пунктирною лінією). У якості приклада розглядається моно блочна ракета за [патентом України №49669А, МПК B64G1/00, F42B15/00, 2002р.]. Ракету 1 транспортують і встановлюють у п ускову систему стартової споруди 2 заглибленого типу, яка має габаритні точки: 3 - на краю стартової споруди; 4 - на коліні кабель-щогли 5; 6 - у вер хній частині ЗДБ 7, яка розмірна з довжиною ракети 1. Після проведення передстартової підготовки ракети 1 запускають її двигун. Зареєстрував факт початку руху, на висоті 100-200мм від опор пускової системи вмикають автомат стабілізації (АС) і визначають параметри лінійного і кутового руху ракети 1 [див. книгу В. И. Феодосьев "Основы техники ракетного полета", М., "Наука", 1979, с.312, 391]. При цьому під час проходження нижніх габаритних точок 3 і 4 стартової споруди 2 і кабельщогли5 (алгоритм стабілізації наведений у формулі 1) ракету 1 стабілізують відносно точки 8 її хвостового відсіку, що максимально стирчить. Одночасно додатково стабілізують ракету 1, обмежуючи переміщення її точок 9, які є проекцією габаритної точки 6 ЗДБ 7 на бічну поверхню ракети 1 (алгоритм стабілізації наведений у формулі 2). Після проходження ракетою 1 (тобто її точки 8) габаритної точки 6 на ЗДБ 7 ракету 1 переводять на стабілізацію відносно центра мас 10. Застосування запропонованого способу дозволяє забезпечити безпечність старту ракети зі стартової споруди з габаритними точками. Це важливо для ракети з киснево-водневим розгінним блоком (КВРБ), тому що для нього ЗДБ бажано розміщувати на мінімальній відстані від ракети, щоб забезпечити гарантоване відведення заправних комунікацій у процесі пуску (без суттєвого обмеження швидкості вітру у момент старту ракети). 5 Комп’ютерна в ерстка М. Ломалова 36668 6 Підписне Тираж 28 прим. Міністерство осв іт и і науки України Держав ний департамент інтелектуальної в ласності, вул. Урицького, 45, м. Київ , МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислов ої в ласності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601