Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СПОСОБ ВЫВОДА ПОЛЕЗНОГО ГРУЗА В ОКОЛОЗЕМНОЕ ПРОСТРАНСТВО
СПОСОБ ВЫВОДА ПОЛЕЗНОГО ГРУЗА В ОКОЛОЗЕМНОЕ ПРОСТРАНСТВО

СПОСОБ ВЫВОДА ПОЛЕЗНОГО ГРУЗА В ОКОЛОЗЕМНОЕ ПРОСТРАНСТВО

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Способ вывода полезного груза в околоземное пространство. Сущность: перед запуском РН ее транспортируют с двигательными установками, снаряженными топливом и состыкованными между собой посредством отсеков, прошедшую контрольные испытания систем после сборки. РН транспортируют в транспортно-пусковом контейнере, в полости которого поддерживают температурно-влажностный режим. Движение ракеты из контейнера осуществляют после подъема его в вертикальное положение, при этом прицеливание, выставку гиростабилизированной платформы, ввод полетного задания и команду на пуск осуществляют при нахождении ракеты в транспортно-пусковом контейнере в горизонтальном положении. 6 з.п. ф-лы.
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: 2078010
Класс(ы) патента: B64G5/00
Номер заявки: 94023893/11
Дата подачи заявки: 24.06.1994
Дата публикации: 27.04.1997
Заявитель(и): Лагутин Борис Николаевич; Сергеев Игорь Дмитриевич; Яшин Юрий Алексеевич; Коптев Юрий Николаевич; Соломонов Юрий Семенович; Соломонов Лев Семенович; Болысов Владимир Иванович; Сухадольский Александр Петрович; Васильев Юрий Семенович; Пилипенко Петр Борисович; Французов Вячеслав Аркадьевич
Автор(ы): Лагутин Борис Николаевич; Сергеев Игорь Дмитриевич; Яшин Юрий Алексеевич; Коптев Юрий Николаевич; Соломонов Юрий Семенович; Соломонов Лев Семенович; Болысов Владимир Иванович; Сухадольский Александр Петрович; Васильев Юрий Семенович; Пилипенко Петр Борисович; Французов Вячеслав Аркадьевич
Патентообладатель(и): Лагутин Борис Николаевич; Сергеев Игорь Дмитриевич; Яшин Юрий Алексеевич; Коптев Юрий Николаевич; Соломонов Юрий Семенович; Соломонов Лев Семенович; Болысов Владимир Иванович; Сухадольский Александр Петрович; Васильев Юрий Семенович; Пилипенко Петр Борисович; Французов Вячеслав Аркадьевич
Описание изобретения: Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при разработке способа вывода в околоземное пространство полезного груза (космического аппарата (КА) или целевой полезной нагрузки (ЦПН) с учетом требований заказчика.
Известен способ, когда одна из сторон (страна, фирма) сама разрабатывает ракету-носитель, КА, наземное оборудование и осуществляет запуск ракеты с КА с космодрома, расположенного на ее территории. Полученную информацию с запущенного КА использует сама или передает другим заинтересованным странам (фирмам). Под космодромом понимается оборудованная в инженерном отношении стартовая площадка, и они является эквивалентными терминами.
Известен способ вывода КА, состоящий в том, что одна из сторон разрабатывает ракету-носитель, наземное оборудование, строит или использует космодром на своей территории, а полезный груз (КА или несколько КА) представляют ей для запуска другие, договаривающиеся с ней страны, при этом запуск представленных КА осуществляется с территории владельца ракеты наземного оборудования и космодрома. Например, таким образом был осуществлен запуск КА, принадлежащий Турции, посредством ракеты-носителя, принадлежащей Франции, и с космодрома, принадлежащего Франции (FR, заявка N 2688479, кл. B 64 G 5/00).
Известен способ вывода полезного груза в околоземное пространство (Подготовка к пуску и пуск ракет. Воронин Б.П. и Столяров Н.А. М. Воениздат, 1972, с. 70 74, 41 54), принятый авторами в качестве ближайшего аналога изобретения, состоит в том, что ракету в сборе, снабженную пиротехническими средствами и двигательными установками, снаряженными топливом, состыкованными между собой посредством отсеков, и полезный груз транспортируют на стартовую площадку, где осуществляют стыковку полезного груза с ракетой, прицеливание, выставку гиростабилизированной платформы и ввод полетного задания в систему управления ракетой, пуск ракеты и вывод на ней полезного груза в околоземное пространство.
Известные способы ограничивают объем услуг по осуществлению запусков КА.
Объясняется это не только техническими требованиями, но и государственными, а также коммерческими интересами. Необходимость запуска ракет с КА с любой точки Земного шара обосновывается тем, что соответствующим выбором места старта можно вывести КА на орбиту с заданными заказчиком параметрами (наклонение орбиты, например).
Государственные и коммерческие интересы к запуску ракет с КА с заданного заказчиком места обосновывается, например, необходимостью запуска КА только с территорий государств, которые наиболее целесообразны для заказчика пуска или владельца КА, с точки зрения обеспечения гарантий сохранения поставляемой материальной части или наоборот, сокрытия конструктивных особенностей и, параметров выведения КА от потенциальных конкурентов и террористических групп.
Таким образом, актуальной является задача разработки способа вывода полезного груза в околоземное пространство с любого заданного места и актуальной является задача создания самой ракеты и необходимого наземного оборудования для этой цели.
Достижение поставленной цели обеспечение запуска ракеты космического назначения с любого места является задачей комплексной, так как требует решения ряда взаимосвязанных проблем, к которым относятся:
1) Разработка способа вывода полезного груза в околоземное пространство;
Во всех последующих проблемах конкретизируются основные положения способа по выводу полезного груза в околоземное пространство.
2) Создание ракеты максимально удовлетворяющей требованиям заказчика, 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 наземном 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 настоящая заявка на выдачу патента на изобретение под названием "Способ вывода полезного груза в околоземное пространство".
Рассмотрение второй проблемы показало, что для поставленной цели необходимо использовать твердотопливную многоступенчатую ракету, т.к. 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 доводочно-высотной ступенью с двигателем коррекции орбиты на твердом топливе, "Старт-1" с увеличенной нагрузкой с четырьмя твердотопливными разгонными ступенями и доводочно-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 шестого вопроса данной проблемы посвящена заявка на выдачу патента на изобретение под названием: "Способ подготовки стартовой площадки для запуска ракеты космического назначения и наземное оборудование для осуществления запуска", которая подается совместно и одновременно с настоящей заявкой.
Технической задачей, решаемой в данной заявке, является обеспечение выполнения заданных Заказчиком основных параметров предоставления услуг по выводу полезного груза в околоземное пространство с любого места земной поверхности.
Указанная техническая задача решается тем, что способ вывода полезного груза в околоземное пространство, состоящий в том, что ракету в сборе, снабженную пиротехническими средствами и двигательными установками, снаряженными топливом, состыкованными между собой посредством отсеков и полезный груз транспортируют на стартовую площадку, где осуществляют стыковку полезного груза с ракетой, прицеливание, выставку гиростабилизированной платформы и ввод полетного задания в систему управления ракетой, пуск ракеты и вывод на ней полезного груза в околоземное пространство, согласно изобретению, после сборки ракеты проводят контрольные испытания ее систем, а транспортирование ракеты на стартовую площадку осуществляют, разместив ее в транспортно-пусковом контейнере, в полости которого поддерживают расчетный температурно-влажностойкий режим, пуск ракеты осуществляют из транспортно-пускового контейнера, который перед пуском переводят в вертикальное положение, при этом прицеливание, выставку гиростабилизированной платформы, ввод полетного задания и команду на пуск выполняют при нахождении ракеты в транспортно-пусковом контейнере в горизонтальном положении.
Частные признаки, характеризующие заявляемый способ вывода полезного груза в околоземное пространство.
Ракету транспортируют в виде двух модулей, каждый в своей секции транспортно-пускового контейнера, а перед стыковкой с космическим аппаратом осуществляют стыковку ракеты и транспортно-пускового контейнера.
Ракету проверяют на функционирование с пристыкованным к ней электронным макетом полезного груза.
Выход ракеты из транспортно-пускового контейнера осуществляют с неработающей двигательной установкой ракеты путем создания избыточного давления в объеме контейнера между нижним торцом ракеты и днищем, при этом защитное устройство на нижнем торце ракеты не сбрасывается, а днище выдвигается и опирается на земную поверхность.
Запуск двигательной установки первой ступени осуществляют после выхода ракеты из контейнера, при этом расстояние между верхним торцом и свободным торцом хвостового отсека находится в пределах 3 5 внутренних диаметров транспортно-пускового контейнера.
Ракету перегружают на пусковой стенд в горизонтальном положении, уложенную в пусковой контейнер.
В полете осевые и поперечные перегрузки при работе двигательных установок ступеней ракеты обеспечиваются путем выбора количества ступеней, распределением массы топлива по ступеням, тяговых характеристик двигателей ступеней ракеты и находятся соответственно в пределах 0 15, 0 2.
Рассмотрим конкретный пример осуществления запуска КА с помощью ракеты космического назначения по заказу, например, иностранного государства, но с использованием специалистов разработчика ракеты и комплекса по обслуживанию запуска. Таким образом, оказание услуги по запуску не может рассматриваться как распространение новейших технологий.
Применение ракеты "Старт-1" для запуска КА с территории иностранного государства предусматривает следующую схему прохождения ракеты:
снаряжение твердым топливом двигательных установок ракеты;
первоначальная сборка ракеты на заводе-изготовителе;
железнодорожная транспортировка до одного из тихоокеанских портов России;
морская транспортировка до порта на территории иностранного государства;
автодорожная транспортировка до полигона (космодрома);
сборка головного блока, состоящего из адаптера, головного обтекателя и космического аппарата, на технической позиции стартовой площадки;
установка на ракету головного блока на стартовой позиции.
Прорабатывается возможность доставки ракеты по воздуху на самолете АН-124.
Первоначальная сборка ракеты на заводе-изготовителе производится по действующей на заводе технологии на существующем оборудовании. Производится проверка ракеты, включая испытания бортовой аппаратуры системы управления. Для подтверждения совместимости ракеты с космическим аппаратом при проведении испытаний на ракету устанавливают поставляемый заказчиком макет космического аппарата с эквивалентом электрических связей. По завершению проверок снимают крышку и заднее днище ТПК, обтекатель, макет космического аппарата и адаптер.
После этого на ТПК устанавливается технологическая транспортировочная заглушка.
К месту старта отдельно от полезной нагрузки транспортируют ракету, снаряженную топливом, собранную, прошедшую комплексную проверку ее систем на функционирование и уложенную в транспортно-пусковой контейнер, т.е. готовую после пристыковки к ней полезного груза к пуску.
Железнодорожная транспортировка ракеты в ТПК, контейнеров с другими элементами ракеты производится в существующих в России железнодорожных изотермических вагонах. В этих вагонах обеспечиваются допустимые для ракеты температурные условия в диапазоне от 5 до 35oC и относительная влажность воздуха не более 80%
В порту погрузки производится бескрановая выгрузка ракеты в ТПК из железнодорожного изотермического вагона на транспортно-перегрузочный агрегат и далее на транспортный агрегат (ТА).
Морская транспортировка транспортного агрегата с ракетой в ТПК предусматривается на судах с обеспечением горизонтальной погрузки и выгрузки. Погрузка и выгрузка на судно осуществляются своим ходом транспортного агрегата.
В процессе морской транспортировки ракета в ТПК находится на ТА, который оборудован машиной холодильно-нагревательной (МХН) и дизель-генератором. МНХ соединен с ТПК воздуховодами.
Электроэнергия для обеспечения работы МХН подается к ТА от энергетической установки корабля.
При транспортировании ракеты в ТПК поддерживают температурно-влажностный режим.
Поддержание температурно-влажностного режима ракеты осуществляется автоматически от системы ТА подачей воздуха в ТПК от МНХ. Диапазон температур внутри ТПК от 5 до 35oC, а относительная влажность воздуха не более 80%
В порту выгрузки производится разгрузка ракеты, агрегатов, носового обтекателя с адаптером прочего оборудования с морского судна, подготовка доставленного оборудования к транспортировке по автомобильным дорогам (возможна предварительная доставка обтекателя с адаптером на техническую позицию стартовой площадки отдельно транспортным самолетом или другим возможным транспортом), при этом:
ракета в ТПК транспортируется на ТА;
ПС транспортируется на транспортно-перегрузочном агрегате;
машина обеспечения транспортируется своим ходом;
наземный приборный модуль, блок электроснабжения и прочее оборудование транспортируются автотранспортом принимающей стороны.
На полигоне производятся следующие работы:
бескрановая перегрузка ракеты в ТПК с транспортного агрегата на пусковой стенд с помощью транспортно-перегрузочного агрегата при нахождении ракеты в контейнере в горизонтальном положении;
демонтаж передней секции ТПК с крышкой;
подготовка КА и его стыковка с адаптером и обтекателем;
проведение автономных проверок ракеты;
установка на ракету головного блока;
пристыковка передней секции ТПК с крышкой;
проведение комплексных испытаний ракеты с космическим аппаратом;
прицеливание;
выставку гиростабилизированной платформы;
ввод полетного задания;
подают команду на пуск;
все операции и действия при подготовке ракеты к пуску осуществляют при нахождении ее в транспортно-пусковом контейнере в горизонтальном положении.
Ракету могут транспортировать в виде двух модулей каждый в своей секции транспортно-пускового контейнера, а перед стыковкой с космическим аппаратом осуществляют стыковку ракеты и транспортно-пускового контейнера.
Выход ракеты из транспортно-пускового контейнера осуществляют с неработающей двигательной установкой ракеты путем создания избыточного давления в объеме контейнера между нижним торцом ракеты и днищем, при этом защитное устройство на нижнем торце ракеты не сбрасывается, а днище выдвигается и опирается на земную поверхность.
Запуск двигательной установки первой ступени выполняют после выхода ракеты из контейнера, при этом расстояние между верхним торцом контейнера и свободным торцом хвостового отсека находится в пределах 3 5 внутренних диаметров транспортно-пускового контейнера.
Место старта выбирают с географическими координатами, в том числе из условия обеспечения расчетных параметров орбиты полезного груза.
В полете осевые и поперечные перегрузки при работе двигательных установок ступеней ракеты обеспечивается путем выбора количества ступеней, распределением массы топлива по ступеням, тяговых характеристик двигателей ступеней ракеты и находятся соответственно в пределах 0 15, 0 2.
Прием телеметрической информации с ракеты и ее обработка производят аппаратурой, входящей в состав транспортируемого наземного оборудования.
Трассу полета четырехступенчатой ракеты выбирают из условия отсутствия на ней населенных пунктов в интервале 150-300 км, 1200-1300 км и 4100-4400 км.
На четырехступенчатой ракете осуществляют вывод полезного груза с массой 200-500 кг на высоту 500-1000 км.
На пятиступенчатой ракете осуществляют вывод полезного груза с массой 500-1000 кг на высоту 500-1500 км.
Масса транспортно-пукового контейнера с уложенной в него ракетой находится в пределе 50-54 т.
Масса пускового стенда находится в пределах 30-35 т.
В настоящее время осуществлен успешный пуск ракеты "Старт-1" с использованием способа вывода полезного груза на околоземную орбиту, описанный в настоящей заявке.
Результаты пуска положительные, орбитальный космический аппарат (заявка N 5043266 под названием "Орбитальный космический аппарат") выведен на орбиту, близкую к расчетной.
Подписан контракт между предприятиями "HOUWTEQ" и НТЦ "Комплекс" на предоставление услуг по выводу КА GS01 на околоземную орбиту в июне 1995 с использованием ракеты "Старт-1".
Формула изобретения: 1. Способ вывода полезного груза в околоземное пространство, состоящий в том, что ракету в сборе, снабженную пиротехническими средствами и двигательными установками, снаряженными топливом, состыкованными между собой посредством отсеков, и полезный груз транспортируют на стартовую площадку, где осуществляют стыковку полезного груза с ракетой, прицеливание, выставку гиростабилизированной платформы и ввод полетного задания в систему управления ракетой, пуск ракеты и вывод на ней полезного груза в околоземное пространство, отличающийся тем, что после сборки ракеты проводят контрольные испытания ее систем, а транспортирование ракеты на стартовую площадку осуществляют, разместив ее в транспортно-пусковом контейнере, в полости которого поддерживают расчетный температурно-влажностный режим, пуск ракеты осуществляют из транспортно-пускового контейнера, который перед пуском переводят в вертикальное положение, при этом прицеливание, выставку гиростабилизированной платформы, ввод полетного задания и команду на пуск выполняют при нахождении ракеты в транспортно-пусковом контейнере в горизонтальном положении.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что ракету транспортируют в виде двух модулей, каждый в своей секции транспортно-пускового контейнера, а перед стыковкой с космическим аппаратом осуществляют стыковку ракеты и транспортно-пускового контейнера.
3. Способ по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что ракету проверяют на функционирование с пристыкованным к ней электронным макетом полезного груза.
4. Способ по пп. 1 3, отличающийся тем, что выход ракеты из транспортно-пускового контейнера осуществляют с неработающей двигательной установкой ракеты путем создания избыточного давления в объеме контейнера между нижним торцом ракеты и днищем, при этом защитное устройство на нижнем торце ракеты не сбрасывается, а днище выдвигается и опирается на земную поверхность.
5. Способ по пп. 1 4, отличающийся тем, что запуск двигательной установки первой ступени осуществляют после выхода ракеты из контейнера, при этом расстояние между верхним торцом контейнера и свободным торцом хвостового отсека находится в пределах 3 5 внутренних диаметров транспортно-пускового контейнера.
6. Способ по пп. 1 5, отличающийся тем, что ракету перегружают на пусковой стенд в горизонтальном положении, уложенную в пусковой контейнер.
7. Способ по пп. 1 6, отличающийся тем, что в полете осевые и поперечные перегрузки при работе двигательных установок ступеней ракеты обеспечиваются путем выбора количества ступеней, распределением массы топлива по ступеням, тяговых характеристик двигателей ступеней ракеты и находятся соответственно в пределах 0 15, 0 2.