UA139651U

UA139651U - METHOD OF ENSURING THE ROCKET LAUNCH ON THE INITIAL SECTION OF THE TRAJECTION

Info

Publication number: UA139651U
Application number: UAU201907343U
Authority: UA
Inventors: Ніна Ізосімовна Дубенкова; Рустам Зангирович Камалеєв; Володимир Іванович Могіленко; Валентина Іллівна Мосіна; Олександр Митрофанович Сукорцев; Наталка Василівна Таращак
Original assignee: Ніна Ізосімовна Дубенкова; Рустам Зангирович Камалеєв; Володимир Іванович Могіленко; Валентина Іллівна Мосіна; Олександр Митрофанович Сукорцев; Наталка Василівна Таращак
Priority date: 2019-07-02
Filing date: 2019-07-02
Publication date: 2020-01-10

Abstract

Спосіб забезпечення старту ракети на початковій ділянці траєкторії включає запуск багатодвигунної установки першого ступеня, котра складається, наприклад, з центрального двигуна і двох бічних двигунів, розташованих в одній площині (в площині рискання ракети), підйом ракети, аварійне виключення (без вибуху) одного з бічних двигунів при справній системі керування, відведення за допомогою працюючих двигунів аварійної ракети від стартових споруд. У процесі старту ракети після аварійного відключення одного з бічних двигунів для забезпечення стабілізації ракети переводять двигуни, що залишилися, або їх частину за командою системи керування на форсований режим роботи, за допомогою керуючих органів двигунів стабілізують рух аварійної ракети відносно вертикального положення до моменту досягнення зрізами сопел двигунів заданої висоти підйому. Потім розвертають ракету по каналу крену до суміщення площини розташування двигунів на ракеті з вертикальною площиною її виведення у безпечну зону, орієнтуючи несправний двигун у бік набігаючого потоку. В момент закінчення ділянки старту величини параметрів кутового руху ракети у напрямку виведення утримують за допомогою керуючих органів у межах допустимих значень, котрі визначають з умови забезпечення стабілізації ракети на ділянці її програмного виведення у безпечну зону для приземлення.The method of ensuring the launch of the rocket on the initial section of the trajectory includes the launch of a multi-engine installation of the first stage, which consists of, for example, a central engine and two side engines located in one plane (in the plane of the rocket). side engines with a working control system, diversion by working engines of the emergency rocket from the launch facilities. In the process of launching the rocket after the emergency shutdown of one of the side engines to ensure the stabilization of the rocket, the remaining engines or part of them at the command of the control system to forced mode, using engine controls stabilize the movement of the emergency rocket engines of a given lifting height. Then the rocket is deployed along the roll channel to align the plane of the location of the engines on the rocket with the vertical plane of its output in the safe zone, orienting the faulty engine in the direction of the oncoming flow. At the end of the launch site, the values of the angular motion of the missile in the direction of withdrawal are kept by the control bodies within the allowable values, which are determined from the condition of stabilization of the missile in the area of its program output to a safe landing zone.

Description

Корисна модель належить до ракетно-космічної галузі, а саме - до способів старту ракети, і може використовуватися для забезпечення старту ракети з багатодвигунною установкою першого ступеня ракети, переважно з двигунами на рідкому паливі.The utility model belongs to the rocket and space industry, namely to the methods of launching a rocket, and can be used to ensure the launch of a rocket with a multi-engine installation of the first stage of the rocket, mainly with engines on liquid fuel.

Вирішується задача забезпечення безпеки старту, при якому як аварійна ситуація приймається випадок відмови на ділянці старту одного з двигунів, який носить невибуховий характер. Система керування (СК) ракети працює у штатному режимі. Старт ракети вертикальний.The task of ensuring the safety of the start is solved, in which case of failure of one of the engines, which is non-explosive in nature, at the start section is accepted as an emergency situation. The control system (SC) of the missile is working normally. The launch of the rocket is vertical.

Рішення задачі безпеки старту розглядається на прикладі використання рушійної установки першого ступеня, яка складається з центрального двигуна і двох бічних двигунів, розташованих у площині рискання ракети, симетрично відносно її поздовжньої осі. При цьому виникає відмова одного з бічних двигунів.The solution to the problem of launch safety is considered on the example of the use of a first-stage propulsion system, which consists of a central engine and two side engines located in the yawing plane of the rocket, symmetrically relative to its longitudinal axis. At the same time, one of the side engines fails.

Безпека старту включає в себе збереження від руйнувань стартових споруд під час руху аварійної ракети і далі забезпечення її відведення у безпечну зону приземлення (падіння), що виключає нанесення втрат стартовому комплексу і прилеглим населеним пунктам від можливого вибуху палива під час приземлення ракети.The safety of the launch includes protection from the destruction of the launch facilities during the movement of the emergency rocket and further ensuring its removal to a safe landing (falling) zone, which excludes damage to the launch complex and nearby settlements from a possible explosion of fuel during the landing of the rocket.

Ділянка старту починається з моменту відриву ракети від пускового стола (ПС) і закінчується моментом досягнення у площині виведення параметрами кутового руху величин, які не перевищують заданих обмежувальних значень, котрі визначають з умови забезпечення стабілізації ракети на ділянці програмного її виведення у безпечну зону.The launch section begins from the moment the rocket is separated from the launch table (PS) and ends at the moment the angular motion parameters reach values that do not exceed the given limiting values in the plane of withdrawal, which are determined from the condition of ensuring the stabilization of the missile in the area of its programmed withdrawal into the safe zone.

Під площиною виведення розуміють вертикальну площину, рухаючись в якій за спеціальною програмою, ракета приземлюється у безпечній зоні (площина виведення не завжди співпадає з площиною стрільби).The exit plane is understood as a vertical plane, moving in which, according to a special program, the missile lands in a safe zone (the exit plane does not always coincide with the firing plane).

Для відомих класів ракет питання безпеки під час старту вирішується різними способами.For known classes of rockets, the issue of safety during launch is solved in different ways.

Для рухомих носіїв ракет: - під час старту ракети з підводного човна, що рухається у підводному положенні, безпека човна забезпечується шляхом запуску маршового (центрального) двигуна над поверхнею води (див. патент РФ Мо 2.235.286, МПК Е428 15/20, 2002р.); - під час пуску з літака двигун ракети запускається на безпечній від літака відстані (див. патент РФ Мо 2.289.084, МПК РАТЕ 3/06, В640 1/24, 2004р.).For mobile missile carriers: - during the launch of a missile from a submarine moving in an underwater position, the safety of the boat is ensured by starting the main (central) engine above the surface of the water (see RF patent Mo 2.235.286, IPC E428 15/20, 2002 .); - during launch from the aircraft, the rocket engine is started at a safe distance from the aircraft (see RF patent Mo 2.289.084, IPC RATE 3/06, B640 1/24, 2004).

Зо Недоліком відомих способів є їх низькі експлуатаційні якості, тому що вони не забезпечують безпеку під час старту з стаціонарної стартової споруди.The disadvantage of the known methods is their low operational quality, because they do not ensure safety during the start from a stationary launch facility.

Найближчим аналогом є спосіб забезпечення старту ракети на початковій ділянці траєкторії, який описаний у патенті РФ Мо 2.170.194, МПК 8640 1/00, 8640 1/24, В640 1/52, 2000р.The closest analogue is the method of ensuring the start of the rocket at the initial part of the trajectory, which is described in the patent of the Russian Federation Mo 2.170.194, IPC 8640 1/00, 8640 1/24, B640 1/52, 2000.

Вказаний спосіб включає запуск багатодвигунної установки першого ступеня і підйом ракети з виключенням Її зіткнення з елементами стартових споруд, розташованих поблизу ракети, при невибуховій відмові одного з двигунів на старті виконують маневр відведення аварійної ракети від елементів стартових споруд шляхом розвороту ракети у бік від стартових споруд по крену на кут від ЗО до 90 градусів або/і тангажу на кут від 5 до 10 градусів.The indicated method includes the launch of the first-stage multi-engine installation and the lifting of the rocket with the exception of its collision with the elements of the launch facilities located near the rocket, in the event of non-explosive failure of one of the engines at the start, the emergency rocket removal maneuver from the elements of the launch facilities is performed by turning the rocket away from the launch facilities along roll at an angle from 30 to 90 degrees and/or pitch at an angle from 5 to 10 degrees.

Вихід з ладу одного з бічних двигунів призводить до виникнення постійно діючого моменту у каналі рискання за рахунок сили тяги протилежно працюючого бічного двигуна, який буде відхиляти ракету від вертикального положення.The failure of one of the side engines leads to the emergence of a constantly acting moment in the yaw channel due to the thrust of the oppositely working side engine, which will deviate the rocket from the vertical position.

При цьому не виключається випадок, коли це відхилення ракети буде направлено у бік близько розташованої стартової споруди.At the same time, the case when this rocket deflection will be directed towards the nearby launch facility is not excluded.

Запропоноване у прототипі відведення ракети від споруди за допомогою, наприклад, тільки розвороту по каналу крену повинно бути таким, щоб цей момент разом з керуючими органами двигунів міг відхиляти ракету від стартової споруди.The proposed diversion of the rocket from the structure using, for example, only a turn along the roll channel should be such that this moment, together with the control bodies of the engines, could deflect the rocket from the launch structure.

Але у процесі виконання маневру можливе деяке скорочення відстані між об'єктами, а сопла двигунів будуть направлені у бік споруди, що може призвести до її пошкодження за рахунок теплової і силової дії струменів двигунів.But in the process of performing the maneuver, some reduction of the distance between the objects is possible, and the nozzles of the engines will be directed towards the structure, which may lead to its damage due to the thermal and force action of the jets of the engines.

Аналогічна ситуація буде спостерігатися і під час другого маневру (шляхом одночасного розвороту по крену і тангажу).A similar situation will be observed during the second maneuver (by simultaneous roll and pitch reversal).

Недоліком відомого способу є його невисокі експлуатаційні якості, тому що, оскільки аварійна ракета у подальшому не може виконати польотне завдання, то спосіб старту повинен передбачати створення таких умов по параметра руху на ділянці старту, при яких вона буде відводитися у безпечну зону з метою її приземлення.The disadvantage of the known method is its poor operational qualities, because since the emergency rocket cannot perform the flight task in the future, the launch method must provide for the creation of such conditions in terms of the movement parameter on the launch site, under which it will be diverted to a safe zone for the purpose of its landing .

В основу корисної моделі поставлена задача створення удосконаленого способу забезпечення старту ракети на початковій ділянці траєкторії, який би дозволяв забезпечити підвищення його експлуатаційних якостей шляхом уведення в нього нових операцій, таких як: у процесі старту ракети після аварійного відключення одного з бічних двигунів для бо забезпечення стабілізації ракети двигуни, що залишилися, або їх частина переводяться за командою системи керування на форсований режим роботи, за допомогою керуючих органів двигунів стабілізується рух аварійної ракети відносно вертикального положення до моменту досягнення зрізами сопел двигунів заданої висоти підйому, потім ракета розвертається по каналу крену до суміщення площини розташування двигунів на ракеті з вертикальною площиною її виведення у безпечну зону, орієнтуючи несправний двигун у бік набігаючого потоку, при цьому в момент закінчення ділянки старту величини параметрів кутового руху ракети у напрямку виведення утримуються за допомогою керуючих органів у межах допустимих значень, котрі визначаються з умови забезпечення стабілізації ракети на ділянці її програмного виведення у безпечну зону для приземлення, що дозволяє підвищити безпечність старту ракети.The basis of the useful model is the task of creating an improved way of ensuring the launch of a rocket at the initial part of the trajectory, which would allow to ensure the improvement of its operational qualities by introducing new operations into it, such as: during the launch of the rocket after an emergency shutdown of one of the side engines to ensure stabilization rockets, the remaining engines, or part of them, are switched to the forced mode of operation at the command of the control system, with the help of the engine control bodies, the movement of the emergency rocket is stabilized relative to the vertical position until the nozzle sections of the engines reach the set height of lift, then the rocket is turned along the roll channel until the alignment of the plane the location of the engines on the rocket with the vertical plane of its withdrawal into the safe zone, orienting the faulty engine in the direction of the oncoming flow, while at the end of the starting section, the values of the parameters of the angular movement of the rocket in the direction of withdrawal are maintained with the help of ke moving bodies within the limits of permissible values, which are determined from the condition of ensuring the stabilization of the rocket in the area of its programmed withdrawal into the safe zone for landing, which allows to increase the safety of the launch of the rocket.

Поставлена задача вирішується таким чином, що у запропонованому способі забезпечення старту ракети на початковій ділянці траєкторії, який включає запуск багатодвигунної установки першого ступеня, котра складається, наприклад, з центрального двигуна і двох бічних двигунів, розташованих в одній площині (в площині рискання ракети), підйом ракети, аварійне виключення (без вибуху) одного з бічних двигунів при справній системі керування, відведення за допомогою працюючих двигунів аварійної ракети від стартових споруд, згідно з корисною моделлю, у процесі старту ракети після аварійного відключення одного з бічних двигунів для забезпечення стабілізації ракети переводять двигуни, що залишилися, або їх частину за командою системи керування на форсований режим роботи, за допомогою керуючих органів двигунів стабілізують рух аварійної ракети відносно вертикального положення до моменту досягнення зрізами сопел двигунів заданої висоти підйому, потім розвертають ракету по каналу крену до суміщення площини розташування двигунів на ракеті з вертикальною площиною її виведення у безпечну зону, орієнтуючи несправний двигун у бік набігаючого потоку, при цьому в момент закінчення ділянки старту величини параметрів кутового руху ракети у напрямку виведення утримують за допомогою керуючих органів у межах допустимих значень, котрі визначають з умови забезпечення стабілізації ракети на ділянці її програмного виведення у безпечну зону для приземлення.The task is solved in such a way that in the proposed method of ensuring the start of the rocket at the initial part of the trajectory, which includes the launch of a multi-engine first-stage installation, which consists, for example, of a central engine and two side engines located in the same plane (in the plane of the rocket yawing), rocket lift-off, emergency shutdown (without explosion) of one of the side engines with a working control system, diversion of the emergency rocket from the launch facilities with the help of working engines, according to a useful model, in the process of launching the rocket after emergency shutdown of one of the side engines to ensure stabilization of the rocket is transferred the remaining engines, or their part under the command of the control system for forced operation, with the help of the engine control bodies, stabilize the movement of the emergency rocket relative to the vertical position until the nozzle sections of the engines reach the set height of lift, then turn the rocket along the roll channel until the alignment of the plane the location of the engines on the rocket with the vertical plane of its withdrawal into the safe zone, orienting the faulty engine in the direction of the oncoming flow, while at the end of the starting section, the values of the parameters of the angular movement of the rocket in the direction of withdrawal are kept by the control bodies within the limits of permissible values, which are determined from the conditions for ensuring stabilization of the rocket in the area of its programmed withdrawal to the safe zone for landing.

Крім того, для поліпшення умов забезпечення кутової стабілізації ракети можуть вводитися додаткові операції, а саме на ракеті до старту нерухомо встановлюють у площині рискання обоє бічних двигуна з нахилом їх поздовжніх осей на задані однакові кути з напрямком у бік від поздовжньої осі ракети, а камери усіх двигунів першого ступеня, що відхиляються, жорстко фіксують таким чином, щоб їх поздовжні осі були паралельні поздовжній осі ракети, у момент початку руху ракети здійснюють розфіксацію камер двигунів, включають автомат стабілізації ракети, при цьому камери бічних двигунів за командою СК переводять з моменту їх виходу із заглиблень стартової споруди у положення, при якому поздовжні осі камер будуть суміщені з поздовжніми осями відповідних бічних двигунів, потім за допомогою керуючих органів стабілізують рух ракети.In addition, in order to improve the conditions for ensuring the angular stabilization of the rocket, additional operations can be introduced, namely, on the rocket, before the start, both side engines are fixed in the yaw plane with the inclination of their longitudinal axes at the same set angles with the direction to the side from the longitudinal axis of the rocket, and the cameras of all deflecting first-stage engines are rigidly fixed in such a way that their longitudinal axes are parallel to the longitudinal axis of the missile, at the moment of starting the motion of the rocket, the engine cameras are unfixed, the automatic missile stabilization is turned on, while the cameras of the side engines are moved on the command of the SC from the moment of their release from the depressions of the launch facility to a position in which the longitudinal axes of the cameras will be aligned with the longitudinal axes of the corresponding side engines, then with the help of control bodies, the motion of the rocket will be stabilized.

Як приклад реалізації запропонованого способу старту розглянутий старт однієї з ракет космічного призначення (РКП) на рідкому паливі масою 700 т: перед стартом ракета встановлюється на ПС вертикально. Рушійна установка першого ступеня складається з трьох двигунів: центрального і двох бічних, розташованих в площині рискання ракети, симетрично відносно її поздовжній осі; бічні двигуни встановлені під кутом 4 градуси до поздовжньої осі ракети. Земна тяга кожного двигуна (100 95 від номінальної тяги) складає 390 тс; керуючі сили і моменти по каналах тангажу, рискання і крену створюються відхиленням камер у будь-якому напрямку у межах кругового конусу з кутом напіврозхилу 8 градусів; запуск усіх двигунів здійснюється одночасно. З метою підвищення надійності роботи рушійної установки і безпеки штатного польоту ракети двигуни експлуатуються на основному режимі (80 95 від номінальної тяги). До моменту виходу двигуна на режим 80 95 тяги рульові приводи підготовлені до роботи і забезпечують відхилення камер з заданими швидкостями у відповідності з командами СК; для прикладу був прийнятий варіант аварійного руху ракети, при якому відключення одного з бічних двигунів відбувається через З с від моменту відриву ракети від ПС, при цьому центральний двигун вже вийшов на основний режим тяги; після автоматичного відключення одного з бічних двигунів виникає збурюючий момент 1200 тс м в каналі рискання, обумовлений дією сили тяги другого бічного двигуна, що працює, при цьому плече сили тяги відносно поперечної осі ракети складає 4 м.As an example of the implementation of the proposed launch method, the launch of one of the space rockets (RCP) on liquid fuel with a mass of 700 tons is considered: before the launch, the rocket is installed vertically on the PS. The propulsion system of the first stage consists of three engines: a central one and two lateral ones, located in the yaw plane of the rocket, symmetrically relative to its longitudinal axis; side engines are installed at an angle of 4 degrees to the longitudinal axis of the rocket. The ground thrust of each engine (100 95 of the nominal thrust) is 390 ts; control forces and moments on pitch, yaw and roll channels are created by deflection of the cameras in any direction within a circular cone with a semi-deflection angle of 8 degrees; all engines are started simultaneously. In order to increase the reliability of the propulsion system and the safety of the regular flight of the rocket, the engines are operated in the main mode (80 95 from the nominal thrust). By the time the engine switches to the 80-95 thrust mode, the steering drives are prepared for work and ensure the deflection of the cameras at the specified speeds in accordance with the SC commands; as an example, a variant of the emergency movement of the rocket was adopted, in which the shutdown of one of the side engines occurs after 3 s from the moment of separation of the rocket from the aircraft carrier, while the central engine has already entered the main thrust mode; after the automatic shutdown of one of the lateral engines, a disturbing moment of 1200 ts m occurs in the yaw channel, due to the action of the traction force of the second working lateral engine, while the arm of the traction force relative to the transverse axis of the rocket is 4 m.

Реалізація запропонованого способу здійснюється наступним чином:Implementation of the proposed method is carried out as follows:

до запуску двигуна першого ступеня усі камери двигунів (їх поздовжні осі) фіксують у нульовому положенні відносно поздовжньої осі ракети за допомогою гідромеханічних замків, встановлених на штоках рульових приводів; за командою СК переводять центральний двигун на можливий форсований режим роботи (110 95 від номінальної тяги), а режим роботи у другого бічного двигуна залишають попередній, основний режим (80 95 від номінальної тяги), щоб не збільшувати вказаний вище можливий момент, який погіршує стабілізацію ракети на наступній вертикальній ділянці траєкторії; за допомогою керуючих органів двигунів у процесі підйому аварійної ракети на задану висоту 100 м її стабілізують відносно вертикального положення, що дозволяє виключити як зіткнення ракети зі стартовими спорудами (у тому числі і баштою обслуговування), так і силову і теплову дію на них від струмів працюючих двигунів; починаючи з висоти 100 м ракету за допомогою керуючих органів розвертають по каналу крену на кут, при якому площина розміщення двигунів на ракеті (площина рискання) буде суміщена з вертикальною площиною виведення аварійної ракети в задану безпечну зону, при цьому розташовують аварійний бічний двигун з боку набігаючого потоку; у розрахунку було прийнято, що вертикальна площина виведення співпадає з площиною стрільби і необхідний кут розвороту по крену складає 90 градусів, а час розвороту 6 с; потім у площині виведення перед початком реалізації програмного руху (закінчення ділянки старту) забезпечують за допомогою керуючих органів необхідні величини кутових параметрів ракети, які не перевищують задані обмежувальні значення (кутова швидкість Ффоб х | 67/с |, кут крену Моб « | 30" | (від вертикалі)).before the launch of the first-stage engine, all engine chambers (their longitudinal axes) are fixed in the zero position relative to the longitudinal axis of the missile by means of hydromechanical locks installed on the rods of the steering drives; at the command of the SC, the central engine is transferred to a possible forced mode of operation (110 95 from the nominal thrust), and the operation mode of the second side engine is left in the previous, basic mode (80 95 from the nominal thrust) in order not to increase the possible moment indicated above, which worsens stabilization missiles on the next vertical section of the trajectory; with the help of the engine control bodies, in the process of raising the emergency rocket to a given height of 100 m, it is stabilized relative to the vertical position, which makes it possible to exclude both the collision of the rocket with the launch facilities (including the service tower) and the force and heat effect on them from the working currents engines; starting from a height of 100 m, the rocket is turned with the help of the control bodies along the roll channel to an angle at which the plane of placement of the engines on the rocket (yawn plane) will be combined with the vertical plane of the emergency rocket’s withdrawal into the specified safe zone, while the emergency side engine is placed on the approaching side flow; in the calculation, it was assumed that the vertical plane of withdrawal coincides with the plane of firing and the necessary angle of reversal along the roll is 90 degrees, and the time of reversal is 6 s; then in the exit plane before the start of the program movement (the end of the start section), with the help of the control bodies, they provide the necessary values of the angular parameters of the rocket, which do not exceed the specified limiting values (angular speed Ffob x | 67/s |, roll angle Mob « | 30" | (from the vertical)).

Далі аварійна ракета, рухаючись по заданій програмі, приземлюється у безпечній зоні.Next, the emergency rocket, moving according to the given program, lands in a safe zone.

Таким чином, запропонований спосіб дозволяє підвищити його безпечність у випадку відмови одного з бічних двигунів, при цьому: - форсування роботи двигунів, що залишились, або їх частини дозволяє на ділянці старту, що розглядають, збільшити ефективність керуючих органів; - здійснення стабілізації ракети відносно вертикального положення до моменту досягнення заданої висоти зберігає цілісність стартових споруд як від безпосереднього зіткнення аварійної ракети, так і від дії струмів двигунів (задана висота підйому визначається, виходячи з габаритівThus, the proposed method makes it possible to increase its safety in case of failure of one of the side engines, while: - forcing the operation of the remaining engines or their parts allows to increase the efficiency of the control bodies in the area of the start under consideration; - stabilization of the rocket relative to the vertical position until reaching the specified height preserves the integrity of the launch facilities both from the direct collision of the emergency rocket and from the action of the engine currents (the specified lifting height is determined based on the dimensions

Зо стартових споруд); - встановлення під нахилом до поздовжньої осі ракети бічних двигунів поліпшує умови забезпечення її кутової стабілізації; - попередня фіксація камер двигунів (їх поздовжніх осей) у напрямку, паралельному поздовжній осі ракети, до початку керованого руху, виключає виникнення збурення від можливого вільного відхилення камер у процесі запуску двигунів першого ступеня і сприяє виходу камер з заглибин у стартовій споруді без зіткнень.From the starting facilities); - installation of side engines at an angle to the longitudinal axis of the rocket improves the conditions for ensuring its angular stabilization; - preliminary fixation of the engine chambers (their longitudinal axes) in the direction parallel to the longitudinal axis of the rocket before the start of the controlled movement, excludes the occurrence of a disturbance from the possible free deviation of the chambers in the process of starting the first-stage engines and facilitates the exit of the chambers from the depressions in the launch structure without collisions.

Стартові споруди можуть виконуватися за наступними патентами України: - Мо 5645510, МПК РАТЕ 3/00, Вб4О 5/00, 2010 р.; - Мо 86934и, МПК Вб640 5/00, Е41Е 3/00, 2013 р.Launch facilities can be built according to the following patents of Ukraine: - Mo 5645510, IPK RATE 3/00, Vb4O 5/00, 2010; - Mo 86934y, IPC Vb640 5/00, E41E 3/00, 2013

На стартовій споруді можуть розташовуватися башти обслуговування, виконані за наступними патентами: - патентом України Мо 95815и, МПК Вб64с 5/00, Е41Е 3/00, 2014 р.; - патентом України Мо 90675и, МПК Вб640 5/00, Е4А1Е 3/00, 2013 р. - патентом РФ Мо 2.671.439, МПК 8640 1/52, 8640 5/00, 2017 р.The starting structure can be equipped with service towers made according to the following patents: - patent of Ukraine Mo 95815y, IPC Vb64s 5/00, E41E 3/00, 2014; - Ukrainian patent Mo 90675y, IPC Vb640 5/00, E4A1E 3/00, 2013 - Russian patent Mo 2.671.439, IPC 8640 1/52, 8640 5/00, 2017

Під час виведення аварійної ракети у безпечну зону головний блок ракети може відділятися для рятування корисного навантаження за патентом України Мо 113213, МПК 8640 25/08, 2016 р.During the withdrawal of the emergency rocket to the safe zone, the main unit of the rocket can be separated to save the payload according to the patent of Ukraine Mo 113213, IPC 8640 08/25, 2016.

Запропонований спосіб може застосовуватися: - на космодромі - за патентом України Мо 94054и, МПК 8640 5/00, ЕО4Н 5/02, 2014 р.; - на плавучому стартовому комплексі - за патентом України Ме 59721и, МПК 8640 5/00,The proposed method can be used: - at the cosmodrome - according to the patent of Ukraine Mo 94054y, IPC 8640 5/00, EO4Н 5/02, 2014; - on the floating launch complex - according to the patent of Ukraine Me 59721y, IPC 8640 5/00,

ВВ 1/00, 2010 р.VV 1/00, 2010

Claims

USEFUL MODEL FORMULA

The method of ensuring the start of a rocket on the initial part of the trajectory, which includes the launch of a multi-engine first-stage installation, which consists, for example, of a central engine and two side engines located in the same plane (in the plane of the rocket’s yaw), lifting the rocket, emergency shutdown (without explosion) of one from the side engines with a functioning control system, diversion with the help of working engines of the emergency rocket from the starting bo structures, which differs in that during the rocket launch, after the emergency shutdown of one of the side engines to ensure the stabilization of the rocket, the remaining engines, or part of them, are moved behind by the command of the control system to the forced mode of operation, with the help of the engine controls, the movement of the emergency rocket is stabilized relative to the vertical position until the engine nozzle sections reach the set height of lift, then the rocket is turned along the roll channel until the plane of the location of the engines on the rocket is aligned with the vertical plane of it in withdrawal to a safe zone, orienting the faulty engine in the direction of the oncoming flow, while at the end of the start section, the values of the parameters of the angular movement of the rocket in the direction of withdrawal are kept by the control bodies within the limits of permissible values, which are determined from the condition of ensuring the stabilization of the rocket in the section of its programmed withdrawal to a safe landing zone.