Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СПОСОБ ПОДГОТОВКИ СТАРТОВОЙ ПЛОЩАДКИ ДЛЯ ЗАПУСКА РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ И НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДЛЯ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ЗАПУСКА
СПОСОБ ПОДГОТОВКИ СТАРТОВОЙ ПЛОЩАДКИ ДЛЯ ЗАПУСКА РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ И НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДЛЯ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ЗАПУСКА

СПОСОБ ПОДГОТОВКИ СТАРТОВОЙ ПЛОЩАДКИ ДЛЯ ЗАПУСКА РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ И НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДЛЯ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ЗАПУСКА

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Использование: в космической технике для запуска ПГ в космическое пространство. Сущность: способ подготовки стартовой площадки для запуска ракеты космического назначения состоит в том, что сначала определяют координаты стартовой площадки, а затем осуществляют ее нивелирование, далее определяют границы зоны безопасности, устанавливают и электрически стыкуют пусковой стенд и элементы наземного оборудования, затем на стартовой площадке формируют стартовую позицию, на которой отмечают точку пуска ракеты и относительно нее определяют направление полета, далее осуществляют упрочнение стартовой позиции до величины, позволяющей выдерживать давление в пределах 3,5 - 4,5 кг/см2, а нивелирование осуществляют с продольным уклоном в пределах 0 - 1o и с поперечным уклоном в пределах 0 - 2,0o, затем устанавливают на стартовой позиции закладные элементы, и, наконец, пусковой стенд ориентируют продольно осью вдоль направления полета ракеты и закрепляют его на закладных элементах. Наземное оборудование для осуществления запуска ракеты космического назначения содержит транспортный и транспортно-перегрузочный агрегаты с узлами крепления перевозимого оборудования, контейнер с размещенной в нем ракетой, пусковую установку, проверочно-пусковое оборудование, радиотехническое оборудование, технические системы и вспомогательное оборудование. 2 с. и 18 з.п. ф-лы, 14 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2094337
Класс(ы) патента: B64G5/00
Номер заявки: 94023866/11
Дата подачи заявки: 24.06.1994
Дата публикации: 27.10.1997
Заявитель(и): Соломонов Юрий Семенович; Соломонов Лев Семенович; Егоров Олег Михайлович; Валяев Константин Григорьевич; Зеленин Александр Игнатьевич; Никишаев Виктор Иванович; Журавлев Юрий Михайлович; Образов Альберт Михайлович; Васильев Юрий Семенович; Пилипенко Петр Борисович; Французов Вячеслав Аркадьевич
Автор(ы): Соломонов Юрий Семенович; Соломонов Лев Семенович; Егоров Олег Михайлович; Валяев Константин Григорьевич; Зеленин Александр Игнатьевич; Никишаев Виктор Иванович; Журавлев Юрий Михайлович; Образов Альберт Михайлович; Васильев Юрий Семенович; Пилипенко Петр Борисович; Французов Вячеслав Аркадьевич
Патентообладатель(и): Соломонов Юрий Семенович; Соломонов Лев Семенович; Егоров Олег Михайлович; Валяев Константин Григорьевич; Зеленин Александр Игнатьевич; Никишаев Виктор Иванович; Журавлев Юрий Михайлович; Образов Альберт Михайлович; Васильев Юрий Семенович; Пилипенко Петр Борисович; Французов Вячеслав Аркадьевич
Описание изобретения: Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при разработке технологии запуска космических ракет и при разработке наземного оборудования, используемого при запуске.
В настоящее время из анализа уровня ракетно-космической техники известно, что запуск космических аппаратов (КА) как автоматических, так и пилотируемых осуществляют при помощи жидкостных ракет со стационарных космодромов, оборудованных всем необходимым наземным оборудованием для обслуживания жидкостных ракет сборки, заправки компонентами жидкого топлива, предстартовых контрольных проверок и пуска.
На практике в настоящее время возникла задача обеспечения запуска КА не только со стационарных космодромов, но и с практически любой, предварительно подготовляемой в инженерном отношении стартовой площадки, координаты которой указаны заказчиком или владельцем КА.
Таким образом, актуальной является задача разработки и создания технологии запуска ракеты космического назначения со стартовой площадки с любыми заданными координатами, и актуальной является задача создания самой ракеты и необходимого наземного оборудования для этой цели.
Достижение поставленной цели обеспечение запуска ракеты космического назначения со стартовой площадки с любыми заданными координатами является задачей комплексной, так как требует решения ряда взаимосвязанных проблем, к которым относятся:
1) Разработка способа вывода полезного груза в околоземное пространство.
Все последующие проблемы конкретизируют основные технические положения способа вывода полезного груза в околоземное пространство.
2) Создание ракеты максимально приспособленной к транспортированию и требующей минимального возможного предстартового обслуживания.
3) Создание транспортабельного ракетно-космического модуля, включающего помимо ракеты транспортно-пусковой контейнер (ТПК) с узлами крепления в нем ракеты и с узлами крепления ТПК на наземное оборудовании.
4) Создание пускового устройства (пускового стенда), являющегося одним из наиболее сложных и дорогостоящих элементов современной ракетной техники, при этом пусковое устройство должно быть транспортабельным.
5) Разработка режимов технологии доставки ракеты, пускового устройства и наземного оборудования к месту пуска; подготовка ракеты, пускового устройства и наземного оборудования к пуску; геодезической подготовки места пуска и самого пуска.
6) Разработка технологии подготовки стартовой площадки для запуска ракеты космического назначения и наземного оборудования для осуществления запуска.
Решению первого вопроса из комплекса проблем посвящена заявка на выдачу патента на изобретение под названием "Способ вывода полезного груза в околоземное пространство", которая подается совместно и одновременно с настоящей заявкой.
Рассмотрение второй проблемы показало, что для поставленной цели необходимо использовать твердотопливную многоступенчатую ракету, так как в этом случае отпадает потребность заправки ее компонентами жидкого топлива и тем самым упрощается наземное оборудование (отсутствует сложный комплекс по заправке), а также может быть обеспечена заводская готовность ракеты и как следствие высокая надежность, безопасность, удобство и простота эксплуатации.
Второй вопрос из комплекса проблем решен с участием авторов данной заявки на выдачу патента. При их непосредственном участии разработаны космические твердотопливные ракеты семейства "Старт", к которым относятся следующие ракеты: "Старт-1" с четырьмя твердотопливными разгонными ступенями и доводочной-высотной ступенью с двигателем коррекции орбиты на твердом топливе; "Старт" с пятью твердотопливными разгонными ступенями и доводочной-высотной ступенью с двигателем коррекции орбиты на твердом топливе; "Старт-1" с увеличенной нагрузкой с четырьмя твердотопливными разгонными ступенями и доводочной-высотной ступенью с двигателем коррекции орбиты на твердом топливе.
Семейство ракет "Старт" описано в заявке на выдачу патента на изобретение N 92-015783/23 от 30.12.92, под названием "Ракета космического назначения", по которой принято решение о выдаче патента от 30.07.93.
Решению третьего вопроса данной проблемы созданию транспортабельного ракетно-космического модуля посвящена заявка под названием "Транспортабельный ракетно-космический модуль" на выдачу патента на изобретение, которая подается совместно и одновременно с настоящей заявкой. Решению четвертого и пятого вопросов указанной выше проблемы посвящена заявка на выдачу патента на изобретение под названием "Способ запуска ракеты космического назначения и пусковой стенд для осуществления способа", которая подается совместно и одновременно с настоящей заявкой.
Решение шестого вопроса данной проблемы посвящена настоящая заявка на выдачу патента на изобретение под названием "Способ подготовки стартовой площадки для запуска ракеты космического назначения и наземное оборудование для осуществления запуска".
Анализ уровня техники, посвященной технологии оборудования стартовой площадки выявил, что эту проблему разрабатывали параллельно с разработкой конструкции как ракеты, так и конструкции элементов ракетного комплекса. Например, в книге Михайлов В.Л. Назаров Г.А. Развитие техники пуска ракет, М. ВОИЗ МО СССР, 1976, с. 21, рис.10, описана техника пуска бомбардировочных ракет с использованием инженерных сооружений в виде земляной насыпи под углом бросания ракет.
Вышеуказанное техническое решение приведено в качестве аналога для подтверждения того положения, что технология подготовки стартовой площадки является составной и неотъемлемой частью комплекса проблем, позволяющих осуществить запуск ракеты космического назначения.
В качестве прототипа к заявляемому способу выбран способ подготовки пусковой площадки тактической ракеты первого поколения "Капрал", см. Михайлов В. П. Назаров Г.А. Развитие техники пуска ракет, М. ВОИЗ МО СССР, 1976, с. 81.
Сущность способа заключается в том, что сначала определяют координаты места стартовой площадки и место установки элементов транспортабельного комплекса, затем производят инженерную подготовку стартовой площадки, заключающуюся в ее спланировании и определения границ зоны безопасности, при этом зона безопасности окаймляется земляным валом, а на выбранном месте для установки элементов комплекса образуют две площадки одну проверяющую, на которой устанавливают стеллажи для проверки механического и электронного оборудования, и вторую площадку для заправки топливом и пристыковки головной части, а на стартовой площадке располагают пусковой стол (пусковой стенд), при этом на пусковой площадке насыпается земляной барьер для размещения подвижной электростанции.
Недостатки известного способа, принятого за прототип:
1) Данный способ разработан применительно к созданию стартовой площадки для запуска жидкостных ракет и поэтому не может быть использован для запуска твердотопливных ракет.
2) Отсутствуют указания по параметрам и режимам нивелирования (планирования) поверхности стартовой позиции.
3) Не разработан вопрос о креплении пускового стенда на стартовой позиции.
4) Не разработан вопрос о привязке пускового стенда к точке пуска ракет.
5) Сложность осуществления известного способа, заключающаяся в необходимости образования насыпных земляных валов.
Технической задачей, решаемой в данной заявке, является обеспечение запуска КА с помощью твердотопливной ракеты космического назначения из любого подготовленного в инженерном отношении места земной поверхности и разработка соответствующего наземного оборудования.
Указанная техническая задача решается тем, что способ подготовки стартовой площадки для запуска ракеты космического назначения с космическим аппаратом, основанный на том, что сначала определяют координаты стартовой площадки, а затем осуществляют ее нивелирование, определяют границы зоны безопасности, устанавливают и электрически стыкуют пусковой стенд и элементы наземного оборудования, согласно изобретению на стартовой площадке формируют стартовую позицию, на которой отмечают точку пуска ракеты, причем расположение стартовой площадки выбирают из условия обеспечения вывода космического аппарата на орбиту с расчетными параметрами, после чего относительно точки пуска ракеты на стартовой площадке определяют направление полета ракеты, осуществляют упрочнение стартовой позиции до величины, позволяющей выдерживать давление в пределах 3,5 4,5 кг/см2 а нивелирование осуществляют с продольным уклоном в пределах 0 1o и с поперечным уклоном в пределах 0 - 2,0o, затем устанавливают на стартовой позиции закладные элементы, и, наконец, пусковой стенд ориентируют продольной осью вдоль направления полета ракеты и закрепляют его на закладных элементах.
Частные признаки, характеризующие способ.
Зону безопасности определяют и обозначают как площадь, образуемую двумя полуокружностями: одна с радиусом 70 100 м с центром в точке пуска и в направлении, противоположном направлению полета и симметрично относительно нее, а вторая с радиусом 190 210 м в направлении линии полета ракеты симметрично относительно нее, при этом линию полета совмещают с точкой пуска.
Обеспечивают совмещение точки пуска с проекцией на физическую поверхность стартовой позиции трехосной гиростабилизированной платформы ракеты, находящейся на пусковом стенде в вертикальное положение.
В направлении полета ракеты на подготовленной стартовой позиции от точки пуска монтируют тентокаркасное сооружение и из его комплекта прокладывают рельсы вдоль направления полета.
Рельсы укладывают длиной 200-210 м.
На стартовой позиции устанавливают дополнительные закладные элементы и закрепляют на них из состава наземного оборудования наземный приборный модуль, ферму с приборами системы азимутального ориентирования, а вне границы зоны безопасности устанавливают геодезические опорные пункты.
Трубу геодезического опорного пункта заглубляют в землю до материкового грунта.
Трубу геодезического опорного пункта заглубляют в землю на 1,5-1,6 м ниже глубины максимального промерзания (оттаивания) грунта.
Машину подготовки пуска из наземного оборудования устанавливают на стартовой площадке на расстоянии 100-150 м от тентокаркасного сооружения и в направлении против полета ракеты.
По разные стороны от линии направления полета и по разные стороны точки пуска в пределах границ безопасности на стартовой площадке устанавливают диверторы грозозащиты ракеты.
Элементы наземного оборудования, включающие передвижной комплект проверочной аппаратуры системы измерений, машину с аппаратурой оперативной обработки и передачи информации, временной измерительный пункт, устанавливают на стартовой площадке вне зоны безопасности, причем места их установки соединяют с пусковой позицией автодорогой.
Вдоль автодороги устанавливают временные стойки для вывешивания и крепления кабелей.
В качестве аналога для заявляемого наземного оборудования рассматривается Грузовая платформа для перевозки крупногабаритных грузов авт.св. N 1062057, СССР, кл. B 60 P 3/40, 1981, содержащая несущие фермы, опорные тележки с ложементами под перевозимый груз, при этом несущие фермы связаны с боковыми поверхностями опорных тележек и со сцепными приспособлениями разъемными соединениями.
Недостатком известного аналога является недостаточность известного наземного оборудования для осуществления запуска твердотопливной ракеты космического назначения, так как с его использованием можно решать только часть задач, а именно: осуществить, например, транспортирование на стартовую позицию транспортабельного ракетно-космического модуля или пускового стенда.
В качестве ближайшего аналога (прототипа) к заявляемому наземному оборудованию авторами принято Маликов В.Г. и др. Наземное оборудование ракет, М. ВИ МО СССР, 1971, с. 21-23, 109.
Согласно прототипу наземное оборудование для осуществления запуска ракеты содержит транспортный и транспортно-перегрузочный агрегаты с узлами крепления перевозимого оборудования, контейнер с размещенной в нем ракетой, пусковую установку, проверочно-пусковое оборудование, радиотехническое оборудование, технические системы и вспомогательное оборудование.
Технической задачей, решаемой в данной заявке является обеспечение запуска КА с помощью ракеты космического назначения из любого подготовленного в инженерном отношении места земной поверхности и разработка соответствующего наземного оборудования.
Указанная техническая задача решается тем, что наземное оборудование для осуществления запуска ракеты космического назначения, содержащее транспортный и транспортно-перегрузочный агрегаты с узлами крепления перевозимого оборудования, контейнер с размещенной в нем ракетой, пусковую установку, проверочно-пусковое оборудование, радиотехническое оборудование, технические системы и вспомогательное оборудование, согласно изобретению пусковая установка выполнена в виде наземного пускового стенда, а контейнер с размещенной в нем ракетой выполнен в виде транспортабельного ракетно-космического модуля, при этом узлы крепления оборудования на транспортно-перегрузочном и транспортном агрегатах выполнены с возможностью перевозки на них соответственно пускового стенда и ракетно-космического модуля, проверочно-пусковое оборудование выполнено в виде машины подготовки пуска, передвижного комплекса проверочной аппаратуры, и наземного приборного модуля с системой азимутального ориентирования, радиотехническое оборудование включает машину аппаратурно-оперативной обработки и передачи информации, временно-измерительный комплекс и блок приемно-регистрирующей аппаратуры, технические системы выполнены в виде машины бытового обеспечения и блока электроснабжения, вспомогательное оборудование включает универсальный моторный подогреватель, комплект запасных частей и средств обслуживания.
Частные признаки, характеризующие наземное оборудование для осуществления запуска.
Транспортный агрегат выполнен в виде самоходного семиосного шасси с двумя кабинами, одна с органами управления движения, другая с органами управления оборудованием, при этом шасси агрегата снабжено силовыми гидродомкратами с опорными плитами.
Транспортно-перегрузочный агрегат выполнен в виде двухзвенного автопоезда в составе тягача и активного пятиосного полуприцепа, при этом тягач выполнен в виде четырехосного шасси, на котором установлена кабина, генераторная станция, насосная станция, а на полуприцепе узлы крепления пускового стенда и узлы крепления контейнера.
Блок электроснабжения содержит два дизель- агрегата, мощностью от 30 до 60 кВт каждый, регистрирующую аппаратуру и распределительные устройства.
Дополнительно содержит тентокаркасное сооружение, состоящее из несущего сборно-разборного каркаса, покрытия, шторных ворот и механизма передвижки.
Каркас выполнен из гнутых стальных профилей, а покрытие из армированного пленочного материала.
Механизм передвижки содержит рельсовые пути, опорные катки и лебедки с тросами, а шторные ворота установлены на торцах тентокаркасного сооружения.
Машина обеспечения содержит кузов, установленный на одной раме с блоком электроснабжения.
Заявляемый способ и заявляемое наземное оборудование объединены общим изобретательским замыслом, так в заявленном способе осуществляют инженерную подготовку места пуска для размещения на ней заявляемого наземного оборудования. Следовательно, заявляемый способ и наземное оборудование образуют группу заявок.
Изобретение поясняется фиг. 1-14.
На фиг.1 изображена стартовая площадка подготовленная для запуска ракеты космического назначения.
На фиг.2 изображен транспортный агрегат о закрепленным на нем транспортабельным ракетно-космическим модулем.
На фиг.3 изображен вид по стрелке А фиг.2.
На фиг. 4 изображен транспортно-перегрузочный агрегат с закрепленным на нем пусковым стендом.
На фиг. 5 показан транспортабельный ракетно-космический модуль частично сгруженный с транспортно-перегрузочного агрегата и частично загруженный на пусковой стенд.
На фиг. 6 изображен пусковой стенд с закрепленным на нем транспортабельным ракетно-космическим модулем, находящимся в горизонтальном положении.
На фиг.7 изображен вид по стрелке Б фиг.6.
На фиг.8 изображен пусковой стенд с закрепленным на нем транспортабельным ракетно-космическим модулем, находящимся в вертикальном положении перед запуском ракеты космического назначения.
На фиг.9 изображен наземный приборный модуль.
На фиг.10 изображен блок электроснабжения.
На фиг.11 изображена машина обеспечения.
На фиг.12 изображен вид по стрелке В на фиг.11.
На фиг.13 изображено тентокаркасное сооружение.
На фиг.14 изображен вид по стрелке Г на фиг.13.
Сущность способа состоит в следующем.
Способ подготовки стартовой площадки для запуска ракеты космического назначения с космическим аппаратом основан на том, что сначала из условия обеспечения вывода космического аппарата (КА) 1 (фиг.8) на орбиту с расчетными параметрами (заданными заказчиком пуска) путем пуска ракеты космического назначения 2 (фиг.8) из транспортабельного ракетно-космического модуля 3 (фиг. 1-3, 5-7, ), состоящего из транспортно-пускового контейнера 4 (фиг.8) с установленной в нем ракетой космического назначения 2 (фиг.8) с КА 1 (фиг.8), установленного на пусковом стенде 5 (фиг.1, 4-8), определяют координаты стартовой площадки и после чего дополнительно на ней определяют координаты стартовой позиции для установки пускового стенда 5 с ракетно-космическим модулем 3 и определяют место установки элементов наземного оборудования. Осуществляют инженерную подготовку стартовой позиции и стартовой площадки для установки элементов наземного оборудования, затем на подготовленные места устанавливают пусковой стенд 5 (фиг.1) и элементы наземного оборудования и осуществляют их электрическую и механическую стыковку. На стартовой позиции определяют координаты точки пуска 6 (фиг.1, 8) и обозначают ее и относительно нее на стартовой площадке определяют линию 7 (фиг.1) направления полета ракеты 2, границы 8 и 9 (фиг.1) зоны безопасности. Зону безопасности определяют и обозначают как площадь, образуемую двумя полуокружностями одна 8 с радиусом 70 100 м с центром в точке пуска 6 и в направлении, противоположном направлению линии полета 7 и симметрично относительно нее, а вторая 9 с радиусом 190 210 м в направлении линии полета 7 ракеты симметрично относительно нее точки пуска, т.е. линия 7 направления полета ракеты проходит через точку 6 пуска ракеты. При инженерной подготовке стартовой позиции осуществляют упрочнение и нивелирование ее поверхности до величины, позволяющей выдерживать давление в пределах 3,5 4,5 кг/см2 а нивелирование осуществляют с продольным уклоном в пределах 0 1o и с поперечным уклоном в пределах 0 2,0o. После чего в направлении линии 7 полета ракеты на подготовленной стартовой позиции от точки пуска 6 монтируют тентокаркасное сооружение 10 (фиг. 1, 13, 14) и из его комплекта прокладывают рельсы 11 (фиг. 1, 13, 14) вдоль направления линии 7 полета ракеты. Рельсы укладывают длиной 200-210 м. На стартовой позиции устанавливают закладные элементы (на фигурах не показаны) для крепления пускового стенда 5, с закрепленным на нем транспортабельным ракетно-космическим модулем 3 (фиг.1), и для крепления элементов наземного оборудования наземного приборного модуля 12 (фиг.1, 9), фермы с приборами системы азимутального ориентирования 13 (прибор прицеливания) (фиг. 1), а вне границы зоны безопасности устанавливают геодезические опорные пункты 14 (фиг.1).
Трубу геодезического опорного пункта заглубляют в землю до материкового грунта (не показано).
Трубу геодезического опорного пункта заглубляют в землю на 1,5-1,6 м ниже глубины максимального промерзания (оттаивания) грунта (на фигурах не показано).
Пусковой стенд 5 ориентируют продольной осью вдоль линии 7 направления полета ракеты и устанавливают его на закладных элементах таким образом, чтобы обеспечилось при этом, совмещение точки пуска 6 с проекцией на физическую поверхность стартовой позиции (фиг.8) трехосной гиростабилизированной платформы 15 ракеты 2 при нахождении ее на пусковом стенде 5 и после подъема ее в вертикальное положение (фиг.8). После чего закрепляют стенд 5 на закладных элементах, а по разные стороны от линии направления полета и по разные стороны точки пуска в пределах границ безопасности на стартовой площадке устанавливают диверторы 16 (фиг.1) грозозащиты ракеты.
Машина подготовки пуска 17 из наземного оборудования устанавливается на стартовой площадке на расстоянии 100 150 м от тентокаркасного сооружения 10 и в направлении против линии 7 полета ракеты (фиг.1).
Элементы наземного оборудования, включающие агрегат дизель электрический 18, передвижной комплект проверочной аппаратуры системы измерений 19, машину с аппаратурой оперативной обработки и передачи, информации 20, приемно-регистрирующую аппаратуру 21, устанавливают на стартовой площадке, причем места их установки соединены с пусковой позицией автодорогой 22, вдоль которой устанавливают временные стойки 23 для вывешивания и крепления кабелей 24.
Запуск космического аппарата можно осуществить при наличии следующей материальной части:
Транспортабельный ракетно-космический модуль (ТРКМ) 3 (фиг.1-3, 5-7), состоящий из ракеты космического назначения 2 в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) 4, (фиг.8).
Транспортный агрегат (ТА) 25 с узлами крепления на нем ТРКМ 3, (фиг.2, 3).
Транспортно-перегрузочный агрегат (ТПА) 26 с узлами крепления пускового стенда 5, (фиг.4, 5).
Пусковой стенд (ПС) 5, (фиг.1, 4-8).
Машина подготовки пуска (МПП) 17.
Универсальный моторный подогреватель (УМП) (не показан).
Машина обеспечения (МОБ) 27, (фиг.11, 12).
Передвижной комплект проверочной аппаратуры системы измерений (ПКПАСИ) в составе:
Машина системы измерения (СИ) N 1 19 на базе трехосного самоходного шасси фиг.1.
Машина системы измерения N 2 19 на базе трехосного самоходного шасси фиг.1.
Агрегат дизель-электрический (АДЭ) 18 на базе двухосного автоприцепа;
Машина аппаратурно-оперативной обработки и передачи информации 20 на базе трехосного самоходного шасси (фиг.1).
Временной измерительный пункт (ВИП) 28 (фиг.1) в составе:
Машина с аппаратурой оперативной обработки и передачи информации 20 на базе трехосного самоходного шасси (фиг.1).
Двухосный автоприцеп с приемно-регистрирующей аппаратурой 21 (фиг.1).
Наземный приборный модуль (НПМ) 12 (фиг.1 и 9).
Блок электроснабжения (БЭС) 29 (фиг.1 и 10).
Тентокаркасное сооружение (ТКС) 10 (фиг.1).
Оборудование азимутального ориентирования 13 (фиг.1);
Запасные части и приборы (ЗИП) (не показано);
Комплекс средств обслуживания (КСО) (не показано).
Пусковой стенд 5 совместно с наземным приборным модулем 12 предназначен для проведения электрических проверок на стартовой позиции при подготовке к пуску и для проведения пуска ракеты.
ПС 5 представляет собой сварную из металлических профилей силовую раму, на которой установлены силовые гидромеханические домкраты 30 (фиг.8) с опорными плитами. Стрела 31, отсек с аппаратурой, гидравлический цилиндр 32 для подъема ТРКМ 3 в вертикальное положение, вытеснитель с пороховым аккумулятором давления (на фигурах не показан) и другое оборудование, а также специальные узлы для обеспечения крепления ПС на транспортно-перегрузочном агрегате и на стартовой позиции.
Наземный приборный модуль (фиг. 1 и 9) предназначен для электрических проверок ПС и ракеты при подготовке к пуску и для проведения пуска ракеты.
НПМ представляет собой сварной из труб стеллаж, на котором установлены отсеки с аппаратурой, четыре выдвижные опоры и четыре поворотных колеса, а также специальные узлы для крепления НПМ при транспортировке на стартовой позиции.
В состав аппаратуры входят:
Аппаратура наземной системы управления.
Пульт дистанционного управления системы электроснабжения.
Малогабаритная холодильная машина.
Аппаратура системы азимутального ориентирования (САО).
ТА 25 (фиг.2 и 3) предназначен для транспортирования ТРКМ 8 и обеспечения задания температурно-влажностных параметров воздуха внутри ТПК.
ТА 25 представляет собой длиннообразное семиосное шасси, на котором установлены две кабины (фиг.3) (левая кабина водителя двухместная, правая - одноместная), силовые гидродомкраты с опорными плитами, стрела, отсеки с аппаратурой, топливные баки и другое оборудование.
Транспортно-перегрузочный агрегат 26 (фиг.4 и 5) предназначен для транспортировки ПС и перегрузки ТРКМ с транспортного агрегата на пусковой стенд и обратно.
ТПА 26 представляет собой двухзвенный автопоезд в составе тягача и активного пятиосного полуприцепа.
В состав тягача входит четырехосное шасси, на котором установлена трехместная кабина, генераторная станция, насосная станция, аппаратура управления, топливные баки и другое оборудование.
В состав полуприцепа входит силовая рама, гидравлические домкраты с опорами, механизмы стыковки и перегрузки, пульты управления, узлы крепления ПС к ТПА и другое оборудование.
Для обеспечения электроснабжения пускового стенда и наземного пускового модуля используются блоки электроснабжения (БЭС) 29 (фиг.10).
Блок электроснабжения 29 (фиг.10) представляет собой отдельный модуль и предназначен для выработки и распределения электроэнергии по потребителям.
В блок электроснабжения входят:
два электроагрегата мощностью по 30 60 квт каждый;
распределительные устройства.
Аппаратура комплекта электроснабжения БЭС преобразует техфазный переменный ток 380/220 В в постоянное напряжение 28,5 В.
Система литания БЭС, состоящая из двух топливных баков, трубопроводов обеспечивает питание дизель-агрегата и размещена на одной раме с БЭС.
МОБ 27 предназначена для обеспечения быта, отдыха, питания обслуживающего персонала в количестве 10 человек, содержания и хранения запасов продовольствия. Все оборудование размещено в кузове, установленном на одной раме с БЭС на четырехосном шасси.
Унифицированный моторный подогреватель предназначен для подачи горячего воздуха в теплообменник, обеспечивающий обогрев КА при нахождении ракеты в ТПК без крышки на ПС, и прогрева воздуха в контейнере с ракетой при нахождении ее при эксплуатации без обогрева.
Температура воздуха, подаваемая в теплообменник от УМП поддерживается на входе в теплообменник 50 115oC. Теплопроизводительность 35000 180000 ккал/ч. УМП вмонтирован на трехосном шасси. Подогреватель УМП и теплообменник соединяются между собой воздуховодами.
Передвижное тентокаркасное сооружение (фиг.13 и 14) предназначено для размещения и обслуживания техники на стартовой позиции при подготовке ракеты и пускового оборудования к пуску.
В состав ТКС входят:
Несущий сборно-разборный каркас из гнутых стальных профилей.
Покрытие из армированного пленочного материала.
Шторные ворота размером 5 х 5,4 м (высота), установленные на торцах ТКС.
Механизм передвижки, состоящий из рельсового пути, опорных катков и тросов с лебедкой.
Электрооборудование для освещения и электротельфер грузоподъемностью 2000 кг (источники электропитания входят в состав наземного оборудования).
ТКС устанавливается на специальных рельсовых путях, размещенных на заранее подготовленной площадке с твердым покрытием (15 х 14 м) на стальных шпалах (400 х 100 х 60 см), входящих в комплектацию сооружения.
Приведем величины удельных давлений для составляющих наземного оборудования комплекса:
Максимальное удельное давление под опорными плитами ПС до 3,5 кг/см2.
Максимальное удельное давление под днищем ТПК (при пуске) до 3,5 кг/см2.
Максимальное давление под опорными плитами ТА до 4,0 кг/см2:
Удельное давление под опорами ТПА до 4 кг/см2.
Геодезические данные в точке пуска определяются со среднеквадратическими погрешностями:
плоские прямоугольные координаты 20 м;
геодезическая высота 5 м;
ускорение сил тяжести 2 мГал;
составляющие уклонения отвесной линии 2 угл.сек;
астрономические азимуты ориентирных направлений 5 угл.сек.
Геодезические данные определяются в системе координат принятого для данной страны общего земного эллипсоида.
Координаты, ускорение силы тяжести, высота и составляющие уклонения отвесной линии определяются для точки пуска, являющейся проекцией центра трехосной гиростабилизированной платформы ракеты на физическую поверхность Земли. Указанная точка должна быть отмечена на местности.
Геодезический опорный пункт представляет собой трубу с приваренной к ней плитой с анкерами для крепления опоры САО или визирных вех.
В настоящее время осуществлен успешный пуск РН "Старт-1" в составе описанного комплекса в настоящей заявке. Результаты пуска положительные, орбитальный космический аппарат (см. заявку N 5043266 под названием "Орбитальный космический аппарат") выведен на орбиту, близкую к расчетной.
Формула изобретения: 1. Способ подготовки стартовой площадки для запуска ракеты космического назначения с космическим аппаратом, основанный на том, что сначала определяют координаты стартовой площадки, а затем осуществляют ее нивелирование, определяют границы зоны безопасности, устанавливают и электрически стыкуют пусковой стенд и элементы наземного оборудования, отличающийся тем, что на стартовой площадке формируют стартовую позицию, на которой отмечают точку пуска ракеты, причем расположение стартовой площадки выбирают из условия обеспечения вывода космического аппарата на орбиту с расчетными параметрами, после чего относительно точки пуска ракеты на стартовой площадке определяют направление полета ракеты, осуществляют упрочнение стартовой позиции до величины, позволяющей выдерживать давление 3,5 4,5 кг/см2, а нивелирование осуществляют с продольным уклоном 0 1o и с поперечным уклоном 0 2,0o, затем устанавливают на стартовой позиции закладные элементы, пусковой стенд ориентируют продольной осью вдоль направления пролета ракеты и закрепляют его на закладных элементах.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что зону безопасности определяют и обозначают как площадь, образуемую двумя полуокружностями одна с радиусом 70 100 м с центром в точке пуска и в направлении, противоположном направлению полета и симметрично относительно нее, а вторая с радиусом 190 210 м в направлении линии полета ракеты, симметрично относительно нее, при этом линию полета совмещают с точкой пуска.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что обеспечивают совмещение точки пуска с проекцией на физическую поверхность стартовой позиции трехосной гиростаблизированной платформе ракеты, находящейся на пусковом стенде в вертикальном положении.
4. Способ по пп.1 3, отличающийся тем, что в направлении полета ракеты на подготовленной стартовой позиции от точки пуска монтируют тентокаркасное сооружение и из его комплекта прокладывают рельсы вдоль направления полета.
5. Способ подготовки по пп.1 4, отличающийся тем, что рельсы укладывают длиной 200 210 м.
6. Способ по пп.1 5, отличающийся тем, что на стартовой позиции устанавливают дополнительные закладные элементы и закрепляют на них из состава наземного оборудования наземный приборный модуль, ферму с приборами системы азимутального ориентирования, а вне границы зоны безопасности устанавливают геодезические опорные пункты.
7. Способ по пп.1 6, отличающийся тем, что трубу геодезического опорного пункта заглубляют в землю до материкового грунта.
8. Способ по пп.1 7, отличающийся тем, что трубу геодезического опорного пункта заглубляют в землю на 1,5 1,6 м ниже глубины максимального промерзания (оттаивания) грунта.
9. Способ по пп.1 8, отличающийся тем, что машину подготовки пуска из наземного оборудования устанавливают на стартовой площадке на расстоянии 100
150 м от тентокаркасного сооружения и в направлении против полета ракеты.
10. Способ по пп.1 9, отличающийся тем, что по разные стороны от линии направления полета и по разные стороны точки пуска в пределах границ безопасности на стартовой площадке устанавливают диверторы грозозащиты ракеты.
11. Способ по пп.1 10, отличающийся тем, что элементы наземного оборудования, включающие передвижной комплект проверочной аппаратуры системы измерений, машину с аппаратурой оперативной обработки и передачи информации, временной измерительный пункт, устанавливают на стартовой площадке вне зоны безопасности, причем места их установки соединяют с пусковой позицией автодорогой.
12. Способ по пп.1 11, отличающийся тем, что вдоль автодороги устанавливают временные стойки для вывешивания и крепления кабелей.
13. Наземное оборудование для осуществления запуска ракеты космического назначения, содержащее транспортный и транспортно-перегрузочный агрегаты с узлами крепления перевозимого оборудования, контейнер с размещенной в нем ракетой, пусковую установку, проверочно-пусковое оборудование, радиотехническое оборудование, технические системы и вспомогательное оборудование, отличающееся тем, что пусковая установка выполнена в виде наземного пускового стенда, а контейнер с размещенной в нем ракетой выполнен в виде транспортабельного ракетно-космического модуля, при этом узлы крепления оборудования на транспортно-перегрузочном и транспортном агрегатах выполнены с возможностью перевозки на них соответственно пускового стенда и ракетно-космического модуля, проверочно-пусковое оборудование выполнено в виде машины подготовки пуска, передвижного комплекса проверочной аппаратуры и наземного приборного модуля с системой азимутального ориентирования, радиотехническое оборудование включает машину аппаратурно-оперативной обработки и передачи информации, временно-измерительный комплекс и блок приемно-регистрирующей аппаратуры, технические системы выполнены в виде машины бытового обеспечения и блока электроснабжения, вспомогательное оборудование включает универсальный моторный подогреватель, комплект запасных частей и средств обслуживания.
14. Оборудование по п.13, отличающееся тем, что транспортный агрегат выполнен в виде самоходного семиосного шасси с двумя кабинами, одна с органами управления движения, другая с органами управления оборудованием, при этом шасси агрегата снабжено силовыми гидродомкратами с опорными плитами.
15. Оборудование по пп.13 и 14, отличающееся тем, что транспортно-перегрузочный агрегат выполнен в виде двухзвенного автопоезда в составе тягача и активного пятиосного полуприцепа, при этом тягач выполнен в виде четырехосного шасси, на котором установлена кабина, генераторная станция, насосная станция, а на полуприцепе узлы крепления пускового стенда и узлы крепления контейнера.
16. Оборудование по пп.13 15, отличающееся тем, что блок электроснабжения содержит два дизель-агрегата, мощностью 30 60 кВт каждый, регистрирующую аппаратуру и распределительные устройства.
17. Оборудование по п.13, отличающееся тем, что дополнительно содержит тентокаркасное сооружение, состоящее из несущего сборно-разборного каркаса, покрытия, шторных ворот и механизма передвижки.
18. Оборудование по пп.13 и 17, отличающееся тем, что каркас выполнен из гнутых стальных профилей, а покрытие из армированного пленочного материала.
19. Оборудование по пп.13, 17 и 18, отличающееся тем, что механизм передвижки содержит рельсовые пути, опорные катки и лебедки с тросами, а шторные ворота установлены на торцах тентокаркасного сооружения.
20. Оборудование по пп.13 16, отличающееся тем, что машина обеспечения содержит кузов, установленный на одной раме с блоком электроснабжения.