Спосіб підготовки і пуску ракети з корабельної пускової установки

Винахід відноситься до ракетно-космічної техніки і може бути використаним для підготовки і пуску ракет із плавучи х ракетних комплексів, зокрема для запусків космічних апаратів. Відомий спосіб пуску ракети, при якому заздалегідь визначають несучу здатність корпуса ракети, потім визначають припустиму швидкість вітру, при якій навантаження на корпус ракети менше несучої здатності, перед пуском ракети вимірюють швидкість вітру в районі пускового столу, а пуск роблять при швидкостях вітру, менших припустимих [1]. Недоліком застосування цього способу при пусках ракет з корабельних пускових установок є те, що не враховується вплив на навантаження ракети руху пускового столу від качки, а ця обставина є істотною при пуску з корабельної пускової установки, бо качка вносить найбільший вклад у навантаження ракети і тим самим впливає на можливість пуску за вимогами міцності ракети. Спосіб, описаний у книзі [2], включає операції вирівнювання корабля за допомогою системи диференту, транспортування ракети з ангара до пускового столу, установки ракети на пусковий стіл і пуску ракети, а у випадку скасування пуску - зняття ракети з пускового столу і транспортування ракети в ангар. Цей спосіб застосовується при підготовці і пуску зенітних ракет, що мають невелику вагу. Переміщення таких ракет не робить помітного впливу на нахил корабля. Недоліком застосування цього способу у випадку підготовки ракети-носія середнього класу для запуску космічних апаратів вагою до 5т є необхідність використання істотного збільшення потужності, а отже, і ваги системи диференту . Найближчим до передбачуваного по технічному рішенню є обраний як прототип спосіб підготовки і пуску ракети з корабельної установки [3]. Зазначений спосіб включає операції транспортування ракети на установнику з ангара до пускового столу, установки ракети на пусковій установці при припустимих значеннях висоти хвилі і швидкості вітру з наступним вирівнюванням корабля, переміщення установника від пускового столу в ангар, а у випадку скасування пуску переміщення установника з ангара до пускового столу, при цьому перед переміщенням установника з ангара до пускового столу і від пускового столу в ангар створюють ухил корабля відповідно у бік ангара і пускового столу на величину, рівн у половині кута нахилу корабля при переміщенні установника. Цей спосіб знижує навантаження на ракету за рахунок зменшення кутів нахилу ракети, що стоїть на пусковому столі, і тим самим, підвищує імовірність проведення пуску. Недоліком цього способу є те, що можливість проведення підготовки і пуску встановлюється в залежності від метеорологічних даних - швидкості вітр у і висоти хвилі. Насправді, можливість проведення пуску визначається величиною навантаження ракети, що у свою чергу залежить як від впливу вітр у, так і від параметрів качки корабля: кутів ди ференту і крену, лінійних і кутови х прискорень пускового столу. Вищеописаний спосіб знижує точність визначення можливості здійснення пуску. З одного боку, можливо, що навантаження на ракету від впливу вітр у, качки і нахилів корабля перевищить несучу здатність ракети, у результаті чого ракета зруйнується. З іншого боку, якщо один з параметрів - швидкість вітру чи висота хвилі перевищує припустимі значення, пуск не роблять, хоча спільне урахування цих факторів може показати, що навантаження менше несучої здатності ракети і пуск робити можна. В основу винаходу поставлена задача створення удосконаленого способу підготовки і пуску ракети, який би дозволив підвищити точність визначення можливості здійснення пуску і, тим самим, підвищити імовірність проведення пуску, шляхом введення в нього нових операцій, таких як: - перед переміщенням установника з ангара до пускового столу і від пускового столу в ангар одночасно з вимірами швидкості і напрямку вітру в районі пускового столу вимірюють кути нахилу, лінійні і кутові прискорення пускового столу, що виникають при качці корабля; - за результатами вимірів розраховують навантаження, що діє на ракету у випадку її стоянки на пусковому столі в заправленому стані; - при розрахунку навантаження ракети враховують нахил корабля при переміщенні установника; - порівнюють навантаження на ракету з несучою здатністю ракети; - переміщення установника і пуск ракети здійснюють при значеннях навантаження, менших несучої здатності. Таким чином, сукупність перерахованих вище істотни х відмінних ознак і істотних відомих: вимір параметрів вітру в районі пускового столу, операції транспортування ракети з ангара до пускового столу й установки ракети на пусковий стіл, ухил корабля у бік, протилежний нахилу від руху установника, дозволяють одержати новий технічний результат. Для пояснення способу підготовки і пуску ракети додаються креслення, на яких схематично показано пристрій, у якому реалізується даний спосіб, і його детальний опис. На кресленнях показано: - на фіг.1 - загальний вид корабля при транспортуванні ракети в район старту; - на фіг.2 - загальний вид корабля при підготовці ракети до пуску; - на фіг.3 - загальний вид корабля перед переміщенням установника в ангар; - на фіг.4 - загальний вид корабля при пуску ракети; - на фіг.5 - ракета при її переміщеннях від качки, вид з борта корабля; - на фіг.6 - ракета при її переміщеннях від качки, вид з носа корабля; - на фіг.7 - ракета при вітровому впливі на неї, вид зверху. Корабель 1 містить ангар 2, пусковий стіл 3, блок датчиків качки 4, щоглу 5 з датчиком вітру 6, систему диференту 7. В ангарі 2 розміщається установник 8 зі стрілою 9, на якій закріплена ракета 10 (фіг.1). У процесі підготовки до пуску і при пуску ракета 10 кріпиться своїм кореневим перетином 11 до пускового столу 3 (фіг.2, фіг.4). При хвилюванні моря виникає качка корабля, унаслідок якої кореневий перетин 11 ракети 10 одержує наступні переміщення і прискорення ( фіг.5, 6): & d x , d&x - лінійні переміщення і прискорення відповідно у подовжньому напрямку корабля; & d y , d&y - лінійні переміщення і прискорення відповідно у поперечному напрямку корабля; & d z , d&z - лінійні переміщення і прискорення відповідно у вертикальному напрямку; j , j - кут диференту і кутове прискорення диференту відповідно; && & y , y& - кут крену і кутове прискорення крену відповідно. На ракету також діє вітер, що характеризується швидкістю V і напрямком Q (фіг.7). На кресленнях (фіг.5, 6, 7) позначено: 0, X, Y, Z - система координат ракети при відсутності качки (на спокійній воді). 0', X', У', Z' - система координат ракети при качці. Під впливом качки, вітру і сили ваги G у кореневому перетині ракети виникає навантаження у виді осьової сили Т і згинаючого моменту М. Осьова сила залежить від ваги і вертикального прискорення, тобто T=f(G, dZ). Згинальний момент залежить від кутів диференту, крену, кутових і лінійних прискорень, нахилу корабля від переміщення установника, швидкості і напрямку вітру & & & М=f( d&x , d&y , d&z , j , y , j ,y , j СТ ,V, Q). && && Спільна дія осьової сили і згинаючого моменту еквівалентні впливу еквівалентної осьової сили Тэкв, що обчислюється по відомому співвідношенню Тэкв=Т± 4M D , (1) де D - діаметр ракети. Пропонований спосіб здійснюють таким чином. Попередньо розрахунком чи експериментально визначають: - несучу здатність кореневого перетину ракети Тн, тобто максимальну осьову силу, перевищення якої призводить до руйнування ракети; - кут диференту корабля jст, що виникає при переміщенні установника від пускового столу в ангар, коли ракета встановлена на пусковому столі. Транспортування ракети 10 у район старту здійснюють в ангарі 2. Блоком датчиків качки 4 , наприклад, гіроскопічних, вимірюють лінійні прискорення в подовжньому, поперечному і вертикальному напрямках, кути диференту, крену і прискорення диференту і крену. Датчиком вітру 6 вимірюють швидкість і напрямок вітру. За результатами вимірів розраховують по відомим співвідношенням осьову силу Т і згинальний момент М в припущенні, що ракета знаходиться в стані готовності до п уску, тобто встановлена на пусковому столі і заправлена. При розрахунку згинаючого моменту враховують нахил корабля на кут диференту jст/2. По формулі (1) розраховують еквівалентну осьову силу Тэкв У кореневому перетині 11 ракети 10. Еквівалентну осьову силу Тэкв порівнюють з несучою здатністю кореневого перетину Тн . Якщо виконується умова Тэкв£Тн, (2) починають підготовку ракети до пуску. Установник 8 з ракетою 10 переміщують до пускового столу 3, а потім за допомогою стріли 9 піднімають її у вертикальне положення і встановлюють на пусковий стіл 3 (фіг.2). За допомогою системи диференту 7 вирівнюють корабель. Далі здійснюють перед стартову підготовку ракети 10: перевіряють її системи, заправляють компонентами палива, виконують прицілювання. За час підготовки ракети до пуску може відбутися зміна погодних умов. Для врахування цих змін одночасно з закінченням передстартової підготовки повторно блоком датчиків 4 і 6 вимірюють вищеописані параметри качки корабля і вітру, потім аналогічно описаному розраховують еквівалентну осьову силу в кореневому перетині і порівнюють її з несучою здатністю кореневого перетину. Якщо еквівалентна осьова сила менше чи дорівнює несучій здатності, тобто виконується умова (2), здійснюють заключні операції по проведенню пуску ракети. Корабель нахиляють убік пускової установки на кут диференту, рівний jст/2, від'єднують від ракети 10 і опускають у горизонтальне положення стрілу 9 установника 8, після чого переміщають установник 8 в ангар 2. По закінченню переміщення установника корабель повернеться у бік ангара на кут ди ференту, рівний jст/2. У процесі переміщення виконується умова (2), що забезпечує достатню міцність ракети. Після закінчення переміщення установника 8 корабель 1 вирівнюють за допомогою системи диференту 7 і роблять пуск ракети 10. Якщо пуск не відбувся, корабель 1 нахиляють у бік ангара 2 на кут jст/2, транспортують установник 8 до ракети 10, піднімають стрілу 9 у вертикальне положення і з'єднують її з ракетою 10. Здійснюють вирівнювання корабля 1 за допомогою системи корекції диференту 7. Далі роблять операції з ракетою 10 для випадку скасування пуску. Таким чином, пропонований спосіб дозволяє робити передпускову підготовку і пуск ракети з корабельної пускової установки з урахуванням даних про качку корабля і вітер, отриманих безпосередньо перед пуском, а також з урахуванням нахилу корабля, що виникає при переміщенні установника, що підвищує точність визначення можливості здійснення пуску. Використані джерела інформації. 1. В.Ф. Гладкий. Міцність, вібрація і надійність конструкції літального апарата. Москва, Наука, 1975. стор.233-254. 2. «Морська практика», частина 1, під ред. В.Г. Фадеева, М., «Воєніздат», 1958, стор.19. 3. Прототип. Патент України 49723А від 16.09.2002, бюлетень №9, МІЖ B64G5/00