МНОГОРАЗОВАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Российский патент 1995 года по МПК B64C39/00 

Изобретение относится к авиакосмической технике, конкретно к многоразовым транспортным космическим системам (МТКС) с воздушно-космическими самолетами (ВКС) и разгонными аппаратами.

Известны системы с газоотводящим устройством, применяемым в турбореактивных двигателях (ТРД), которые выполняют функции защиты конструкции летательного аппарата (ЛА) от термического воздействия продуктов сгорания и форсирования тяги двигателя (при полете в плотных слоях атмосферы) [1]. Однако последнее устройство жестко соединено с остальной конструкцией ТРД, будучи составной частью ТРД, и применение известного газоотводящего устройства, жестко связанного с двигателем ВКС, а не отделяемого в полете, в МТКС, привело бы к существенному возрастанию пассивной массы ВКС и падению удельного импульса тяги маршевых реактивных двигателей (при полете в верхних слоях атмосферы, т.е. на большей части траектории).

Известна МТКС, включающая ВКС с маршевыми реактивными двигателями (РД), разгонный аппарат с реактивными двигателями, либо без таковых, средства сочленения и разделения ВКС с разгонным аппаратом [2].

Известная МТКС имеет тот недостаток, что тяговые возможности маршевых РД не могут быть использованы в полной мере для разгона МТКС - либо по соображениям безопасности старта, либо из-за неблагоприятных для работы РД внешних условий. Оба эти ограничения имеют место в упомянутом проекте НОТОL. Здесь в качестве маршевых используются жидкостно-реактивные двигатели (ЖРД), и включение их в работу до отделения ВКС от разгонного аппарата, каковым является транспортный самолет обычного типа, привело бы к катастрофическому разрушению последнего от термического и динамического воздействий газовой струи ЖРД. Невозможность использования маршевого ЖРД на разгонном участке снижает грузоподъемность МТКС, не обеспечивая безопасности старта; невключение маршевого ЖРД в свободном полете также грозит катастрофой.

Введением громоздкой тепловой защиты можно было бы решить проблему безопасности самолета-носителя, однако включение на земле маршевых РД, спроектированных на высотные условия работы, связано с возникновением опасных динамических и термических нагрузок на реактивное сопло. Но и при отсутствии таких нагрузок высотное реактивное сопло в земных условиях работает неэффективно (газовый поток в сопле перерасширяется), что снижает грузоподъемность МТКС.

Цель изобретения - поднятие грузоподъемности МТКС и повышение безопасности полета.

Цель достигается тем, что в МТКС, включающей ВКС с маршевыми РД, разгонный аппарат с РД, либо без таковых, средства сочленения и разделения ВКС с разгонным аппаратом, в соответствии с изобретением, на разгонном аппарате смонтировано отводящее устройство для продуктов сгорания маршевых РД, рассчитанное на прекращение газодинамической связи с двигателем при разделении ВКС и разгонного аппарата. Указанное устройство может быть выполнено в виде лотка или диффузора. Последний может снабжаться эжекторным насадком, в канале диффузора могут устанавливаться форсунки ввода горючего.

На фиг. 1, 2 и 3 представлены схемы предлагаемой МТКС (фиг. 1) и маршевый РД с двумя вариантами диффузора (фиг. 2 и 3).

МТКС включает ВКС 1, установленный сверху разгонного аппарата (самолета-носителя) 2 при помощи быстроразъемных стыковочных узлов 3. ВКС снабжен жидкостно-реактивным двигателем 4 с соплом 4а, который питается от топливных баков 5 (жидкий кислород) и 6 (жидкий водород). Самолет-носитель, выполняющий роль разгонного аппарата для ВКС, снабжен турбореактивными двигателями 7 с питанием от фюзеляжных керосиновых баков (не показаны). В хвостовой части самолета-носителя смонтирован на стойках 8 диффузор 9, вход которого выполнен в виде эжекторного насадка 9а, охватывающего реактивное сопло 4а.

Предлагаемая МТКС функционирует следующим образом.

Перед полетом ВКС 1 стыкует с самолетом-носителем 2, ее заправляют топливом и выкатывают на взлетную полосу. По команде Старт запускают жидкостно-реактивные двигатели 4 воздушно-космического самолета и турбореактивные двигатели 7 самолета-носителя, и МТКС начинает разбег. При достижении взлетной скорости происходит отрыв МТКС от полосы с последующим набором высоты и увеличением скорости. На высоте около 10 км при скорости М 0,8 ВКС отделяется от самолета-носителя и продолжает самостоятельный полет до выхода в космос; самолет-носитель возвращается на базу.

На участке разгона от старта до разделения МТКС тяга маршевых РД может регулироваться в необходимых пределах, например, от некоторого минимального значения в процессе разбега самолета-носителя до промежуточного при наборе высоты с возрастанием до номинального (максимального) значения после отделения ВКС.

Предлагаемое изобретение позволяет осуществить включение маршевого РД на старте и использовать его тягу для разгона МТКС без опасности разрушения конструкции разгонного аппарата (самолета-носителя или стартовой тележки) реактивной струей. Кроме того становится возможным убедиться в исправности маршевых РД непосредственно перед полетом.

Применение эжекторного отводящего устройства (фиг. 1-3) дает дополнительный энергетический выигрыш благодаря использованию массы атмосферного воздуха для создания тяги. В этом случае обеспечиваются также благоприятные внешние условия для запуска и последующей работы РД.

При необходимости конструкция отводящего устройства может охлаждаться любым известным способом: например, в канал диффузора может впрыскиваться вода из размещенных на стартовой тележке емкостей либо вводиться выхлопной газ от турбореактивных двигателей самолета-носителя. Разбавление подходящим рабочим телом истекающей реактивной струи снижает ее температуру, что способствует сохранению конструкции разгонного аппарата и сказывается благоприятно на окружающей среде.

В канале диффузора могут устанавливаться форсунки ввода горючего (фиг. 3, позиция 10), сгорание которого в газовом потоке, обогащенном окислителем, создает дополнительную тягу - диффузор превращается в прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Его эффективная работа на участке разгона МТКС при малой скорости движения аппарата обеспечивается высокоскоростным потоком в диффузоре.

Приведенные выше конкретные схемы не исчерпывают всех возможных вариантов предлагаемого технического решения: например, в простейшем случае на выходе из маршевого РД может устанавливаться лоток (газоотражатель).

Предлагаемое техническое решение особенно целесообразно в применении в МТКС, снабженных ВКС с маршевыми РД.

Изобретение относится к авиакосмической технике и позволяет повысить грузоподъемность многозвенной транспортной космической системы и улучшить безопасность полета. Многоразовая транспортная космическая система включает разгонный аппарат (самолет-носитель), воздушно-космический аппарат с маршевым реактивным двигателем с соплом. В хвостовой части самолета-носителя смонтировано отводящее устройство для продуктов сгорания маршевых реактивных двигателей, выполненных, например, в виде лотка или диффузора, рассчитанное на прекращение газодинамической связи с двигателями при разделении воздушно-космического самолета и разгонного аппарата. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. МНОГОРАЗОВАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА, включающая воздушно-космический самолет с маршевыми реактивными двигателями, разгонный аппарат с реактивными двигателями либо без таковых, средства сочленения и разделения воздушно-космического самолета с разгонным аппаратом, отличающаяся тем, что на разгонном аппарате смонтировано отводящее устройство для продуктов сгорания маршевых реактивных двигателей, рассчитанное на прекращение газодинамической связи с двигателем при разделении самолета и разгонного аппарата. 2. Система по п.1, отличающаяся тем, что отводящее устройство выполнено в виде лотка. 3. Система по п.1, отличающаяся тем, что отводящее устройство выполнено в виде диффузора. 4. Система по пп. 1 и 3, отличающаяся тем, что диффузор снабжен эжекторным насадком. 5. Система по пп. 1, 3 и 4, отличающаяся тем, что в канале диффузора установлены форсунки ввода горючего.