Спосіб пуску ракети та ракета для здійснення способу
Номер патенту: 46652
Опубліковано: 15.05.2002
Автори: Агарков Анатолій Васильович, Федоров Володимир Миколайович, Нежований Євген Петрович, Мокін Олександр Васильович
Формула / Реферат
1. Спосіб пуску ракети, що включає встановлення ракети на пусковий стіл, подавання інертного стисненого газу у заправну магістраль ракети від наземної системи газопостачання до запускання двигуна ракети, сполучення джерела інертного стисненого газу з ємністю з вогнегасильним складом, подавання вогнегасильного складу через сопла-розпилювачі у внутрішню порожнину хвостового відсіку з двигуном та його агрегатами, запускання двигуна ракети і її політ, а в разі відміни пуску - подавання інертного стисненого газу із заправної магістралі ракети у наземну систему газопостачання, який відрізняється тим, що після встановлення ракети на пусковий стіл заправну магістраль ракети сполучають із джерелом інертного стисненого газу, подають інертний стиснений газ із заправної магістралі у джерело інертного стисненого газу, а за 5-15 секунд до запускання двигуна джерело інертного стисненого газу сполучають із ємністю з вогнегасильним складом і подають вогнегасильний склад у внутрішню порожнину хвостового відсіку до 15 секунди польоту ракети, при цьому сопла-розпилювачі орієнтовані на найбільш пожежoнебезпечні агрегати двигуна, а в разі відміни пуску до сполучення джерела інертного стисненого газу з ємністю з вогнегасильним складом інертний стиснений газ подають із джерела інертного стисненого газу у заправну магістраль ракети.
2. Ракета, що містить хвостовий відсік із корпусом, двигуном і агрегатами двигуна, заправну магістраль ракети, джерела інертного стисненого газу, ємність із вогнегасильним складом, колектор із соплами-розпилювачами й трубопровід із запірним клапаном, яка відрізняється тим, що вона оснащена додатковим трубопроводом, який з'єднує заправну магістраль ракети з джерелом інертного стисненого газу, і дозуючим жиклером, який встановлений на додатковому трубопроводі, а колектор виконаний С-подібної форми і закріплений на корпусі хвостового відсіку співвісно поздовжній осі ракети.
Текст
1 Спосіб пуску ракети, що включає встановлення ракети на пусковий стіл, подавання інертного стисненого газу у заправну магістраль ракети від наземної системи газопостачання до запускання двигуна ракети, сполучення джерела інертного стисненого газу з ємністю з вогнегасильним складом, подавання вогнегасильного складу через сопла-розпилювачі у внутрішню порожнину хвостового відсіку з двигуном та його агрегатами, запускання двигуна ракети і її політ, а в разі ВІДМІНИ пуску - подавання інертного стисненого газу із заправної магістралі ракети у наземну систему газопостачання, який відрізняється тим, що після встановлення ракети на пусковий стіл заправну магістраль ракети сполучають із джерелом інертного стисненого газу, подають інертний стиснений газ із заправної магістралі у джерело інертного стисненого газу, а за 5-15 секунд до запускання двигуна джерело інертного стисненого газу сполучають із ємністю з вогнегасильним складом і подають вогнегасильний склад у внутрішню порожнину хвостового відсіку до 15 секунди польоту ракети, при цьому сопларозпилювачі орієнтовані на найбільш пожежонебезпечні агрегати двигуна, а в разі ВІДМІНИ пуску до сполучення джерела інертного стисненого газу з ємністю з вогнегасильним складом інертний стиснений газ подають із джерела інертного стисненого газу у заправну магістраль ракети 2 Ракета, що містить хвостовий ВІДСІК ІЗ корпусом, двигуном і агрегатами двигуна, заправну магістраль ракети, джерела інертного стисненого газу, ємність із вогнегасильним складом, колектор із соплами-розпилювачами й трубопровід із запірним клапаном, яка відрізняється тим, що вона оснащена додатковим трубопроводом, який з'єднує заправну магістраль ракети з джерелом інертного стисненого газу, і дозуючим жиклером, який встановлений на додатковому трубопроводі, а колектор виконаний С-подібної форми і закріплений на корпусі хвостового відсіку СПІВВІСНО поздовжній осі ракети ю (О (О Винахід відноситься до ракетно-космічної галузі і може бути використован для підготовки і пуску космічних ракет Пропонуються два технічних рішення, об'єднаних одним винахідницьким задумом, а саме "Спосіб пуску ракети" і "Ракета" для здійснення способу Відомим Є спосіб підготовки і пуску ракет, який включає встановлення ракети на пусковий стіл, подавання інертного стисненого газу у заправну магістраль ракети із наземної системи газопостачання до запускання двигуна ракети, запускання двигуна ракети і її політ, а в разі ВІДМІНИ пуску подавання інертного стисненого газу із заправної магістралі ракети у наземну систему газопостачання (див "Космодром", под ред А П Вольского, - М "Воениздат", 1977 - С 89 - 92, 192, рис 516, С 201 - 202) Інертний стиснений газ (азот, гелій) подається у балони ракети по заправній магістралі для забезпечення наддуву паливних баків під час польоту ракети Коли двигун ракети запускається , компоненти палива подаються у двигун і його агрегати Через можливі негерметичності у агрегатах двигуна пара палива може проникати у внутрішню порожнину хвостового відсіку і створювати небезпечні концентрації, які можуть призвести до виникнення пожежі внаслідок появлення випадкової іскри або контакту пари палива з гарячими елементами агрегатів працюючого двигуна Недоліком цього способу пуску ракети є низькі експлуатаційні характеристики ракети, такі як 46652 низька безпека пуску як при стоянні ракети на пусковому столі, так і на початковій ДІЛЯНЦІ польоту через велику імовірність виникнення аварії внаслідок пожежі, велика шкода під час аварії ракети, тому що пожежа призводить до знищення ракети і пускового столу Найближчим до запропонованого по технічному рішенню є вибраний як прототип спосіб, описаний у авт св СРСР № 971354, МПК А62С1/14, 1981 р Вказаний спосіб включає сполучення джерела інертного стисненого газу з ємністю з вогнегасячим складом, подавання вогнегасячого складу у внутрішню порожнину герметичного відсіку (хво3 стовий ВІДСІК ракети) При цьому на 1м внутрішнього об'єму відсіку подається 20 - 200л/хв інертного стисненого газу (азоту) і 0,3 - 0,6л/хв вогнегасячого складу (води) Під час подавання вогнегасячого складу перед запусканням двигуна у профілактичному режимі спосіб забезпечує попередження можливого появлення небезпечної концентрації пари палива під час виникнення негерметичностей у паливних магістралях Для цього у всій внутрішній порожнині хвостового відсіку створюється висока концентрація вогнегасячого складу Для забезпечення заповнення джерела інертного стисненого газу на хвостовий ВІДСІК встановлюється додаткова заправна магістраль ракети Недоліком цього способу є невисокі експлуатаційні характеристики ракети, такі як невисока надійність пуску ракети, тому що необхідно відстиковувати від ракети дві наземні магістралі, які йдуть до балонів наддуву баків і джерелу інертного стисненого газу Крім того, на заправній магістралі джерела інертного стисненого газу необхідно встановити керований клапан для зарядження і скидання тиску, велика КІЛЬКІСТЬ вогнегасячого складу (до 100кг), тому що він розпилюється рівномірно по всій внутрішній порожнині хвостового відсіку на протязі тривалого часу 1 - 2 хв В основу технічного рішення "Спосіб пуску ракети" поставлена задача створення удосконаленого способу пуску ракети, який би забезпечував підвищення його експлуатаційних характеристик шляхом уведення в нього нових операцій, таких як після встановлення ракети на пусковий стіл сполучення заправної магістралі ракети з джерелом інертного стисненого газу, що дозволяє забезпечити подавання інертного стисненого газу як у балони наддуву баків, так і у джерело інертного стисненого газу через одну заправну магістраль, сполучення джерела інертного стисненого газу з ємністю з вогнегасячим складом за 5-15 секунд до запускання двигуна ракети, що дозволяє забезпечити високу концентрацію вогнегасячого складу у внутрішній порожнині хвостового відсіку до подавання палива у двигун і попередити виникнення пожежі до початку польоту ракети, подавання вогнегасячого складу у внутрішню порожнину хвостового відсіку до 15 секунди польоту ракети, що дозволяє забезпечити збереження пускового столу у випадку виникнення пожежі і вибуху ракети після 15 секунди польоту, орієнтування сопел-розпилювачів на найбільш пожеженебезпечні агрегати двигуна, що дозволяє створювати високу концентрацію вогнегасячого складу не у всій внутрішній порожнині хвостового відсіку, а тільки у найбільш небезпечних місцях і таким чином зменшити КІЛЬКІСТЬ вогнегасячого складу, в разі ВІДМІНИ пуску подавання інертного стисненого газу із джерела інертного стисненого газу у заправну магістраль ракети, що дозволяє забезпечити подавання інертного стисненого газу як із балонів наддуву баків, так і з джерела інертного стисненого газу у наземну систему газопостачання через одну заправну магістраль ракети Поставлена задача вирішується таким чином, що у запропонованому способі пуску ракети, який включає встановлення ракети на пусковий стіл, подавання інертного стисненого газу у заправну магістраль ракети із наземної системи газопостачання до запускання двигуна ракети, сполучення джерела інертного стисненого газу з ємністю з вогнегасячим складом, подавання вогнегасячого складу через сопла-розпилювачі у внутрішню порожнину хвостового відсіку ракети з двигуном і його агрегатами, запускання двигуна ракети і и політ, а в разі ВІДМІНИ пуску - подавання інертного стисненого газу із заправної магістралі ракети у наземну систему газопостачання, в ньому після встановлення ракети на пусковий стіл заправну магістраль ракети сполучають з джерелом інертного стисненого газу, подають інертний стиснений газ із заправної магістралі у джерело інертного стисненого газу, а за 5 - 15 секунд до запускання двигуна джерело інертного стисненого газу сполучають з ємністю з вогнегасячим складом і подають вогнегасячий склад у внутрішню порожнину хвостового відсіку до 15 секунд польоту ракети, при цьому сопла-розпилювачі орієнтовані на найбільш пожеженебезпечні агрегати двигуна, а в разі ВІДМІНИ пуску до сполучення джерела інертного стисненого газу з ємністю з вогнегасячим складом - інертний стиснений газ подають із джерела інертного стисненого газу у заправну магістраль ракети Для пояснення запропонованого технічного рішення додаються креслення і його детальний опис На кресленнях зображено на фіг 1 - ракета на пусковому столі, на фіг 2 - поперечний розріз А-А фіг 1 Ракета 1, пусковий стіл 2, заправна магістраль З, керований клапан 4, балон 5 наддуву паливних баків 6 і 7 ВІДПОВІДНО окиснювача і пального, хвостовий ВІДСІК 8 з внутрішньою порожниною 9, двигун 10, турбонасосний агрегат 11, газогенератор 12, клапани 13 і 14, колектор 15 з сопламирозпилювачами 16, джерело 17 інертного стисненого газу, трубопровід 18 з запорним клапаном 19, ємність 20 з вогнегасячим складом, додатковий трубопровід 21 з дозуючим жиклером 22, корпус 23 хвостового відсіку 8, вузли 24 для кріплення колектора 15 Підготовка ракети до пуску здійснюється наступним чином Після встановлення ракети 1 на пусковий стіл 2 до заправної магістралі 3 приєднують наземну магістраль системи газопостачання, відкривають керований клапан 4 і подають інертний стиснений газ у ракету 1 Балон 5 заповнюють інертним стис 46652 неним газом через заправну магістраль 3, а через ну магістраль, балон з інертним стисненим газом і заправну магістраль 3 і додатковий трубопровід 21 керований клапан для зарядження і скидання тисзаповнюють джерело 20 (на фиг 1 додатковий труку ("Ракеты-носители", под ред С О Осипова, бопровід 21 зміщен) Інертний стиснений газ поМ "Воениздат", 1981 - С 40 - 41, 173 - 174, 203, дають у ракету 1 на протязі всього часу підготовки 216) Під час запускання двигуна вказаної ракети ракети 1 до пуску, тобто на протязі 5-Ю годин При компоненти палива подаються у двигун і його агцьому здійснюють заправлення паливних баків 6 і регати (турбонасосний агрегат, газогенератор, клапани) Через можливі негерметичності у агре7 компонентами палива За 5-15 секунд до запусгатах двигуна пара палива може проникати у внуткання двигуна 10 відкривають запорний клапан 19 рішню порожнину хвостового відсіку і створювати і подають інертний стиснений газ із джерела 17 по небезпечні концентрації, які можуть призвести до трубопроводу 18 у ємність 20 і разом з вогнегасявиникнення пожежі в наслідок появлення іскри або чим складом через колектор 15 і соплаконтакту пари пального з гарячими елементами розпилювачі 16 подають у внутрішню порожнину 9 агрегатів працюючого двигуна хвостового відсіку 8 Сопла-розпилювачі 16 спрямовують вогнегасячий склад у зони агрегатів 11, Недоліком цієї ракети є и низьки експлуатацій12, 13, 14 (на фіг1, 2 напрямок подавання вогнені характеристики, такі як гасячого складу зображено стрілками) Перед занизька безпека пуску через велику імовірність пусканням двигуна 10 закрывають керований клавиникнення аварії в наслідок пожежі, пан 4 і від заправної магістралі 3 відстиковують велика шкода під час аварії ракети, тому що наземну магістраль системи газопостачання Під пожежа призводить до знищення ракети і пусковочас запускання двигуна 10 відкривають клапани го столу 13, 14 і компоненти пального із паливних баків 6 і 7 Найближчим до запропонованого по технічноподають у турбонасосний агрегат 11, газогенераму рішенню є вибраний як прототип пристрій, опитор 12 і двигун 10 Крізь можливі негерметичності у саний у авт св СРСР № 607575, МПК А62СЗ/08, вказаних агрегатах двигуна 10 пара компонентів 1976р Вказаний пристрій містить джерело інертпального попадає у внутрішню порожнину 9 хвосного стисненого газу, ємність з вогнегасячим склатового відсіку 8 Але завдяки високій концентрації дом, колектор з соплами-розпилювачами і трубовогнегасячого складу виключається виникнення провід з запорним клапаном Цей пристрій пожежі і вибуху Тривалість подавання вогнегасязабезпечує попередження можливого появлення чого складу у внутрішню порожнину 9 хвостового небезпечних концентрацій пари палива під час відсіку 8 залежить від габаритів хвостового відсіку виникнення негерметичностей у паливних магістралях Для цього у всій внутрішній порожнині відсі8 Так, для ракет важкого класу з великим хвостоку перед запусканням двигуна створюється висока вим ВІДСІКОМ 8 тривалість складає 15 сек, а для концентрація вогнегасячого складу Для забезперакет легкого класу з малим хвостовим ВІДСІКОМ 8 чення заповнення джерела інертного стисненого тривалість складає 5 сек Тривалість 5 - 1 5 секунд газу на хвостовому відсіку встановлюється додатє мінімально необхідна для створення високої кова заправна магістраль з керованим клапаном концентрації вогнегасячого складу у зонах пожеженебезпечних агрегатів, які розташовані у хвосНедоліком цього пристрою є його невисокі товому відсіку 8 експлуатаційні характеристики, такі як У процесі польоту ракети 1 на протязі 6 - Юхв невисока надійність його конструкції через нанаддув паливних баків 6 і 7 здійснюється із балона явність керованого клапана для зарядження дже5, а на протязі до 15 секунди польоту здійснюють рела інертного стислого газу і необхідність відстиподавання інертного стисненого газу і вогнегасякування додаткової заправної магістралі перед чого складу у хвостовий ВІДСІК 8 Вказаний час попуском, давання вибирають із умови збереження пускововелика вага пристрою через велику вагу консго столу 2 під час вибуху ракети 1 і залежить від трукції джерела інертного стисненого газу (до величини тротилового еквівалента ракети 1 Для 50кг), яка повинна вміщувати велику КІЛЬКІСТЬ інерракет важкого класу цей час складає 15 сек, а для тного стисненого газу для забезпечення подаванракет легкого класу - 5 сек ня усього вогнегасячого складу, і конструкції ємності (до 30кг) для розміщення усього вогнегасячого В разі ВІДМІНИ пуску до відкриття запорного складу клапана 19 припиняють подавання інертного стисненого газу із наземної системи газопостачання у В основу технічного рішення "Ракета" поставзаправну магістраль 3 ракети 1 і здійснюють подалена задача створення удосконаленої конструкції вання інертного стисненого газу у наземну систему ракети, яка б забезпечувала підвищення и експлугазопостачання із балона 5 по заправній магістралі атаційних характеристик шляхом уведення в нього З, а із джерела 17 по додатковому трубопроводу нових елементів і технічних рішень, таких як 21 і заправній магістралі 3 При цьому інертний ракета споряджається додатковим трубопростиснений газ подають із ракети 1 у наземну сисводом, який з'єднує заправну магістраль ракети з тему газопостачання на протязі всього часу злиджерелом інертного стисненого газу, що дозволяє вання компонентів палива із паливних баків 6 і 7, спростити конструкцію ракети, тому що не потрібтобто на протязі 3 - 4 годин но забезпечувати перед пуском ракети відстикування додаткової заправної магістралі, Заявлений спосіб підготовки і пуску ракети здійснюється за допомогою ракети, яка також заракета споряджається дозуючим жиклером, являється як винахід який встановлен на додатковому трубопроводі, що дозволяє підвищити надійність ракети, тому що не Відома є ракета, яка містить хвостовий ВІДСІК З потрібно встановлювати на додатковому трубокорпусом, двигуном і агрегатами двигуна, заправ проводі керованого клапана, колектор виконується С-подібної форми, що дозволяє зручно розташувати його у циліндричному хвостовому відсіку і забезпечити його мінімальну вагу, колектор закріплюється на корпусі хвостового відсіку, що дозволяє підвищити надійність кріплення колектора, тому що вібраційні навантаження на хвостовому відсіку значно нижче, ніж на працюючому двигуні, колектор встановлюється СПІВВІСНО поздовжній осі ракети, що дозволяє забезпечити раціональне розміщення на ньому сопел-розпилювачів Поставлена задача вирішується таким чином, що у запропонованій ракеті, яка містить хвостовий ВІДСІК з корпусом, двигуном і агрегатами двигуна, заправну магістраль, джерело інертного стисненого газу, ємність з вогнегасячим складом, колектор з соплами-розпилювачами і трубопровід з запорним клапаном, вона споряджена додатковим трубопроводом, який з'єднує заправну магістраль ракети з джерелом інертного стисненого газу, і дозуючим жиклером, який встановлен на додатковому трубопроводі, а колектор виконай С-подібної форми і закріплен на корпусі хвостового відсіку СПІВВІСНО поздовжній осі ракети Ракета 1 містить заправну магістраль 3, керований клапан 4, балон 5 наддуву паливних баків 6 і 7, хвостовий ВІДСІК 8 з внутрішньою порожниною 9, двигун 10, турбонасосний агрегат 11, газогенератор 12, клапани 13 і 14, колектор 15 з сопламирозпилювачами 16, джерело 17 інертного стисненого газу, трубопровід 18 з запорним клапаном 19, ємність 20 з вогнегасячим складом (рідиною або порошком), додатковий трубопровід 21 з дозуючим жиклером 22, корпус 23 хвостового відсіку 8, вузли 24 для кріплення колектора 15 Робота ракети здійснюється наступним чином Після встановлення ракети 1 на пусковий стіл 8 46652 2 з наземної системи газопостачання у заправну магістраль 3 подають інертний стиснений газ (з 2 тиском до 200кг/см ), який проходить по додатковому трубопроводу 21 з дозуючим жиклером 22 у джерело 17 За 5 - 15 сек до запускання двигуна 10 відкривають запорний клапан 19 по команді від системи керування ракети 1 Інертний стиснений газ із джерела 17 подають по трубопроводу 18 і з ємності 20 витискують вогнегасячий склад через колектор 15 з соплами-розпилювачами 16 у внутрішню порожнину 9 хвостового відсіку 8 При цьому до запускання двигуна 10 інертний стиснений газ продовжують подавати із заправної магістралі 3 у джерело 17 Перед запусканням двигуна 10 відстиковують наземну магістраль системи газопостачання від заправної магістралі 3 ракети 1 і інертний стиснений газ починають подавати із джерела 17 у заправну магістраль 3 і далі у навколишню атмосферу через дозуючий жиклер 22 Через те, що диаметр отвору дозуючого жиклера 22 малий (його диаметр складає не більш 2мм), а диаметр трубопроводу 18 складає мінімум 5мм по технологічним умовам виготовлення, то дозуючий жиклер 22 має значно більший опір, ніж трубопровід 18 з колектором 15 Тому більша частина інертного стисненого газу буде надходити у колектор 15, а втрати інертного стисненого газу через дозуючий жиклер 22 на протязі 15 сек польоту ракети 1 складає не більш 10% Із внутрішньої порожнини 9 хвостового відсіку 8 інертний стиснений газ виходить у навколишню атмосферу через дренажні пристрої у корпусі 23 хвостового відсіку 8 Таким чином, ракета 1 має просту і надійну конструкцію, при цьому для хвостового відсіку 8 з внутрішнім об'ємом 30м вага вогнегасячого складу складає 20кг, конструкції ємності 20 - 15кг, конструкції джерела 20 - 10кг Запропоновані технічні рішення забезпечують надійне пожежепопередження під час проведення пуску ракети 46652 10 Фігі. ДП «Український інститут промислової власності» (Укрпатент) вул Сім'ї Хохлових, 15, м Київ, 04119, Україна (044) 456 - 20 - 90 ТОВ "Міжнародний науковий комітет" вул Артема, 77, м Київ, 04050, Україна (044)216-32-71
ДивитисяДодаткова інформація
Автори англійськоюMokin Oleksandr Vasyliovych
Автори російськоюМокин Александр Васильевич
МПК / Мітки
МПК: B64G 1/00
Мітки: здійснення, пуску, ракети, ракета, способу, спосіб
Код посилання
<a href="https://ua.patents.su/5-46652-sposib-pusku-raketi-ta-raketa-dlya-zdijjsnennya-sposobu.html" target="_blank" rel="follow" title="База патентів України">Спосіб пуску ракети та ракета для здійснення способу</a>
Попередній патент: Спосіб моделювання глобальної ішемії мозку
Наступний патент: Сплав на основі свинцю
Випадковий патент: Фурма для глибинної продувки металу