Спосіб пуску ракети “пакетної” схеми зі стартової споруди наземного комплексу

1. Спосіб пуску ракети "пакетної" схеми зі стартової споруди наземного комплексу, що включає встановлення ракети на стартову споруду, подавання стисненого газу у зону двигунів ракети за 15 секунд до їх запускання через магістраль з керованим клапаном і кільцевий колектор стартової U 1 3 [див. патент України №46652А, МІЖ B64G 1/00, 2001р.]. Разом з інертним стисненим газом (азотом, гелієм) подається вогнегасиьний склад, що запобігає виникненню пожежі під час запускання двигуна. Недоліком відомого способу пуску є його низькі експлуатаційні якості, тому що не забезпечується відведення високотемпературних газів працюючого двигуна від корпусу хвостового відсіку через недостатню ежекцію реактивного струменя двигуна на попередньому ступені тяги. Найближчим до запропонованого по технічному рішенню є вибраний як прототип спосіб пуску ракети зі стартової споруди наземного комплексу, який описана у книзі [Аграновский М.М. и др. "Силовые пневмоавтоматические системы", М., Машиностроение, 1965, с. 10, рис.6]. Вказаний спосіб містить встановлення ракети на стартову споруду, подавання стисненого газу у зону двигунів ракети через магістраль з керованим клапаном і кільцевий колектор стартової споруди з сопламирозпилювачами. Відомий спосіб забезпечує автоматичне гасіння пожежі, яка може виникнути на стартовій споруді під час підготовки ракети до пуску, шляхом подачі стисненого газу із балонів наземної системи газопостачання у зону двигуна через кільцевий колектор. Подавання стисненого газу частково створює ежекцію. Недоліком відомого способу пуску є його невисокі експлуатаційні якості, тому що не забезпечується повне відведення високотемпературних газів працюючого двигуна від корпусу хвостового відсіку через недостатню ежекцію реактивного струменя двигуна на попередньому ступені тяги. В основу корисної моделі поставлена задача створення удосконаленого способу пуску ракети "пакетної" схеми зі стартової споруди наземного комплексу, який би забезпечував підвищення експлуатаційних характеристик ракети шляхом уведення в нього нових операцій, таких як: - у кільцевому колекторі підтримується тиск більше 0,6 МПа і одночасно здійснюється подавання стисненого газу у зону двигунів ракети через сопла-розпилювачі додаткового колектора стартової споруди шляхом сполучення додаткового колектора з двома додатковими сумісно керованими магістралями, під час падіння тиску до 0,6 МПа подається стиснений газ по двох допоміжних магістралях у кільцевий колектор і одночасно здійснюється подавання стисненого газу по трьох резервних сумісно керованих магістралях у додатковий колектор, а під час повторного падіння тиску до 0,6 МПа подається стиснений газ по двох запасних магістралях у кільцевий колектор, що дозволяє підтримувати тиск більше 0,6 МПа з мінімальним витрачанням стисненого газу, а в разі необхідності забезпечити підвищене витрачання стисненого газу; - сопла-розпилювачі кільцевого колектора орієнтуються під кутами 30° і 45° відносно вертикальної осі ракети поперемінно, що дозволяє створити загальний струмінь, який складається з реактивного струменя двигунів, працюючих на попередньому ступені, й витрачання стисненого газу і який забезпечує потрібну ежекцію атмосферного повітря. 56457 4 Поставлена задача вирішується таким чином, що у запропонованому способі пуску ракети "пакетної"" схеми зі стартової споруди наземного комплексу, що включає встановлення ракети на стартову споруду, подавання стисненого газу у зону двигунів ракети за 15 секунд до їх запалення через магістраль з керованим клапаном і кільцевий колектор стартової споруди з соплами-розпилювачами, в ньому у кільцевому колекторі підтримують тиск більше 0,6 МПа і одночасно здійснюють подавання стисненого газу у зону двигунів ракети через сопла-розпилювачі додаткового колектора стартової споруди шляхом сполучення додаткового колектора з двома додатковими сумісно керованими магістралями, під час падіння тиску до 0,6 МПа подають стиснений газ по двох допоміжних магістралях у кільцевий колектор і одночасно здійснюють подавання стисненого газу по трьох резервних сумісно керованих магістралях у додатковий колектор, а під час повторного падіння тиску до 0,6 МПа подають стиснений газ по двох запасних магістралях у кільцевий колектор. Сопла-розпилювачі кільцевого колектора орієнтовані під кутами 30° і 45° відносно вертикальної осі ракети поперемінно. Для пояснення способу пуску ракети додаються креслення, на яких схематично зображений пристрій, уякому втілюється даний спосіб, та його детальний опис. На кресленнях зображено: - на фіг. 1 - вигляд стартової споруди у плані; - на фіг. 2 - загальний вигляд стартової споруди; - на фіг. 3 - графік зміни тиску повітря у балонах; - на фіг. 4 - графік зміни тиску повітря у кільцевому колекторі; - на фіг. 5 - графік зміни тиску повітря у додатковому колекторі; - на фіг. 6 - циклограма роботи з ракетою на стартовій споруді. Ракета 1 "пакетної" схеми з двигунами 2 встановлена на стартовій споруді 3. У ресиверній 4 наземної системи газопостачання розташовані балони 5 зі стисненим газом (повітрям). Одна частина балонів 5 з'єднана за допомогою п'яти магістралей 6, 7, 8, 9, 10 (з яких 7, 8 - допоміжні, а 9, 10 - запасні) і керованої запірної арматури у вигляді нормально закритих пневмоклапанів (ПК) 11, 12, 13, 14, 15 з кільцевим колектором 16, який має сопла-розпилювачи 17 (фіг. 1, 2). Друга частина балонів 5 з'єднана з додатковим колектором 18, який має два сопла-розпилювача 19, що розширюються, за допомогою п'яти магістралей 20, 21, 22, 23, 24 (з яких 20, 21 - додаткові, а 22, 23, 24 резервні) і керованої запірної арматури у вигляді пневмоклапанів 25, 26, 27, 28, 29, двоє з котрих 25 і 26 керуються одним керованим елементом 30, а три інших 27, 28, 29 - другим керуючим елементом 31. Пневмоклапани 11, 12, 13, 14, 15 керуються керованими елементами 32 (на фіг. 1 зображений тільки один керований елемент 32). Сопларозпилювачи 17 кільцевого колектора 16 звужуються і розташовані по колу поперемінно під кутами 30° і 45° відносно поздовжньої осі ракети 1. Стартова споруда 3 має газовідбійник 33 і газохід 5 34. Кільцевий колектор 16 встановлений на СС 3 співвісно з ракетою 1. Процес підготовки ракети до пуску здійснюється наступним чином. Ракету 1 доставляють з монтажновипробувального корпусу і встановлюють на СС 3. Далі проводять підготовку ракети 1: перевірки систем ракети 1 і заправлення її компонентами палива і стисненими газами. Процес пуску ракети 1 здійснюють у наступній послідовності (фіг. 6): - подають стиснений газ (повітря) у зону двигунів 2 по магістралі 6 у кільцевий колектор 16 і підтримують тиск не менше ніж 0,6 МПа, для чого за допомогою електричного ПК 32 подають керуючий тиск на ПК 11, який відкривається, і повітря з балонів 5 по магістралі 6 через ПК 11 потрапляє у кільцевий колектор 16. Рівномірно розподіляючись по кільцевому колектору 16, повітря через рівномірно розташовані по периметру кільцевого колектора 16 сопла-розпилювачи 17 надходить у зону дії газового струменя ракети 1; - одночасно здійснюють подавання повітря через дві сумісно керовані додаткові магістралі 20, 21 у додатковий колектор 18, для чого також за допомогою електричного ПК 30 відкривають ПК 25, 26, встановлені на магістралях 20, 21, і повітря з балонів 5 потрапляє у додатковий колектор 18 і далі через сопла-розпилювачи 19 у зону дії газового струменя ракети 1; - якщо тиск падає до 0,6 МПа, подають повітря через дві допоміжні магістралі 7, 8 у кільцевий колектор 16, для чого за допомогою електричних ПК (на фіг. 1, 2 не зображені) відкривають ПК 12, 13, встановлені на магістралях 7, 8, і повітря з балонів 5 через кільцевий колектор 16 і сопларозпилювачи 17 потрапляє у зону дії газового струменя ракети 1; - одночасно здійснюють подавання повітря через три сумісно керовані резервні магістралі 22, 21, 23 у додатковий колектор 18, для чого за допомогою електричного ПК 31 відкривають ПК 27, 28, 29, і повітря з балонів 5 через магістралі 22, 23, 24, додатковий колектор 18 і сопла-розпилювачи 19 потрапляє у зону дії газового струменя ракети 1; - під час повторного падіння тиску до 0,6 МПа подають повітря через дві запасні магістралі 9, 10 у кільцевий колектор 16, для чого також за допомогою електричних ПК відкривають ПК 14, 15, встановлені на магістралях 9, 10, і повітря з балонів 5 через кільцевий колектор 16 і сопларозпилювачи 17 потрапляє у зону дії газового струменя ракети 1. При цьому коефіцієнт ежекції знаходиться у діапазоні , 0,5  K  10 де K  M2 / M1 ; M1 - масове витрачання газового струменя двигунів 2, кг/с; M2 - масове витрачання атмосферного повітря, що ежектують, кг/с [див. книгу "Космонавтика", энциклопедия, М., "Сов. энциклопедия", 1985, с.444]. Подавання повітря здійснюють протягом 15 с Процес подавання повітря протікає у нестаціонарному режимі, в наслідок чого параметри повітря 56457 6 (тиск, витрачання, температура, щільність) у балонах 5 і кільцевому колекторі 16 змінюються за часом. На фіг.3, як приклад, наведений графік зміни тиску повітря у балонах 5 (Рб) за часом t . Кількість 3 балонів дорівнює 52; об'єм кожного балона 0,4 м ; початковий номінальний тиск 26 МПа; початкова температура повітря 293 К. На графіку "0" відповідає початку роботи, а інтервал часу 0...-3 с відповідає часу заповнення магістралей повітрям від балонів 5 до пневмоклапанів, встановлених перед кільцевим колектором 16. Відрізок часу 0...15 с відображує фактичний час подавання повітря до запалення компонентів палива у двигунах 2 і виникнення тяги. Тиск повітря у балонах 5 наприкінці подавання повітря складає 16 МПа. Команда на "Пуск" від системи керування подається на двигун за 2-3 с до виникнення тяги. Тиск повітря у кільцевому колекторі 16 (перед соплами-розпилювачами 17) повинен бути не менше 0,6 МПа, але короткочасно може підвищуватися до 0,85 МПа. Трафік зміни тиску повітря у кільцевому колекторі 16 (перед сопламирозпилювачами 17) за часом зображений на фіг.4. При такий зміні тиску повітря у кільцевому колекторі 16 спрямований вниз струмінь повітря, що виходить з сопла-розпилювача, не тільки забезпечує необхідне максимально можливе витрачання повітря, але і має потужну кінетичну енергію, здатну повністю заглушити і спрямувати у газохід 34 зворотні потоки газових струменів двигунів 2, що відбиваються від поверхні газовідбійника 33. При цьому на вході кожного сопла-розпилювача 17, що звужується і працює при надкритичному перепаді тиску Pa / Pк  0б528 (де Pa - тиск на виході з сопла-розпилювача 17; Pк - тиск у колекторі 16), швидкість витікання повітря дорівнює місцевій швидкості звуку (340...350 м/с), тиск дорівнює критичному ~ 0,32 МПа, а за соплом-розптлювачем 17 швидкість потоку надзвукова, тому що потік розширюється: тиск падає з 0,32 МПа до 0,1 МПа, а швидкість підвищується. Для підвищення ефективності роботи струмінь повітря, що виходить з сопла-розпилювача 17 кільцевого колектора 16, повинен мати строгу спрямованість по відношенню до поверхні газовідбійника 33, тобто кути нахилу сопел, що звужуються, повинні бути оптимальними і складати поперемінно (поколекторно - по окремим секторам кільцевого колектора 16) 30° і 45° (фіг.2). Щоб повністю ліквідувати зворотні (що сходять) потоки двигунів 2, необхідно нижче зрізу сопел двигунів 2 встановити горизонтально, як мінімум, два далекобійних сопла-розпилювача 19 (що розширюються) типу сопла Лаваля, які забезпечують відведення газів двигунів 2 у зону, безпечну для старту ракети 1 і обладнання СС 3. При цьому для забезпечення необхідного максимально можливого витрачання повітря через сопло Лаваля (18...З7 кг/с) діаметр його критичного (мінімального) перерізу повинен складати 100 мм. Графік зміни за часом тиску повітря у додатковому колекторі 18 (на вході у сопло Лаваля) зображений на фіг.5, де тиск повітря на вході у сопло Лаваля змінюється у межах 1,0...2,0 МПа, що забезпечує наведе 7 ний вище діапазон витрачань. При номінальній роботі сопла Лаваля (розрахунковий режим) швидкість потоку безперервно збільшується. Розрахунковий режим характеризується надзвуковою швидкістю витікання і рівністю зовнішнього тиску (Pa ) і тиску (Pвих ) у вихідному перерізі сопла Лаваля (Pa  Pвих ) . Зовнішній тиск, відповідний розрахунковому режиму, складає Pa  0,1 МПа. Необхідне витрачання повітря залежить від конструкції СС 3, кількості і напрямку газоходів 34, витрачання компонентів палива ракети 1 та інше і коливається у межах 40... 140 кг/с. Для забезпечення безпечного пуску ракети середнього класу необхідне витрачання повітря складає 110... 126 кг/с. 56457 8 На зворотні потоки впливає також величина кута між поздовжньою віссю ракети 1 і похилою поверхнею газовідбійника 33. Оптимальна величина цього кута складає 34    36 . Цей кут також оптимальний з точки зору висоти газовідбійника 33 і усієї стартової споруди 3. Приклад ракети "пакетної"" схеми важкого класу наведений у патенті України №13984и, МПК B64G 5/00, 2005р. Таким чином, запропонований спосіб забезпечує ефективний захист ракети від теплової дії газових струменів двигунів у процесі їх роботи на стартовій споруді. 9 56457 10 11 Комп’ютерна верстка Г. Паяльніков 56457 Підписне 12 Тираж 26 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601