Изобретение относится к авиации и космонавтике, а более точно к способам и воздушно-космическим системам доставки полезной нагрузки на земную орбиту или отправки ее в дальний космос.
Существующие способы и системы для вывода полезных грузов на земную орбиту используют две основные технологии: это применение летательных аппаратов вертикального взлета (ракетная технология) и применение летательных аппаратов горизонтального взлета воздушно-космических самолетов (ВКС), называемая также технологией сверхзвуковых полетов. Под горизонтальным взлетом в данной заявке понимается также взлет по наклонной плоскости, при котором летательный аппарат после отрыва от наклонной плоскости осуществляет полет с использованием аэродинамической подъемной силы (см. Балашов В.В. Наземный разгон и наклонный старт космических летательных аппаратов. Развитие идей К.Э.Циолковского// Транспорт: Наука, Техника, Управление. М. ВИНИТИ, 1992. Вып. N 5, с. 46-54).
Имеется, кроме того, и смешанная технология, когда ВКС стартует не с земли, а с ракеты-носителя или с самолета-носителя, поднимающих ВКС в верхние слои атмосферы. Ракетная технология использовалась в таких программах освоения космоса, как полеты первых советских космонавтов, Союз, Восток, Меркурий, Джемини, Апполон. Смешанный вариант (старт с ракеты-носителя) использовался в программах Спейс Шаттл, Энергия-Буран.
Считается, что ракетную технологию целесообразно использовать для доставки в космос полезных грузов большого веса, а технологию сверхзвуковых полетов желательно использовать для доставки в космос полезных грузов среднего и небольшого веса.
Применение технологии доставки в космос полезных грузов, предусматривающей горизонтальный взлет с Земли, имеет перед ракетной технологией то преимущество, что взлет летательного аппарата с Земли можно осуществлять с территорий, имеющих любые географические координаты, т.е. с большинства дооборудованных современных больших аэродромов, а значит для них не нужны специальные космодромы. Кроме того, при горизонтальном взлете самолета меньше зависимости от погодных условий, чем при старте ракеты, а также не требуется отчуждения больших площадей земли, подвергающихся опасности падения первых ступеней ракет-носителей. Самолеты-носители и ВКС возвращаются на Землю и могут быть вторично использованы.
К настоящему времени рассматривались несколько вариантов технологии сверхзвуковых полетов.
В соответствии с одним из них ВКС стартует не с Земли, а с самолета-носителя, поднимающего его в верхние слои атмосферы. К такой технологии относятся, например, система, разрабатывавшаяся в СССР по проекту "Спираль" в 60-х годах, а также китайский двухступенчатый ВКС с горизонтальным взлетом и посадкой (см. "От "Спирали" к МАКСу". Беседа с Г.Е.Лозино-Лозинским. //Человек и Космос. М. 1992. N1. с. 26-28; "Китайский ВКС", там же, с. 28. Cormier L. Utility of high bypass turbofans for a two-stage space transport. A1AA/NASA Conference on Advanced Technology for Future Space Systems, 8-10 May, 1979, Hampton, Virginia, p. 113-122).
Недостатком этого варианта является необходимость создания и эксплуатации самолета-носителя, который, неся на себе ВКС и запас топлива для своего полета и полета ВКС в космос, является сложным сооружением, имеющим большой вес из-за требований достаточной прочности и из-за требований очень большой грузоподъемности, т.к. для доставки в космос полезного груза весом в 2,27 - 4,24 т требуется нести на борту самолета-носителя одного только топлива 375
695 т, соответственно. При этом полный вес всего многоцелевого воздушно-космического аппарата (МВКА) достигает, соответственно 593 1022 т (см. "Исследование концепций трансатмосферного летательного аппарата TAV". //Техническая информация. Новости зарубежной науки и техники. Серия: Авиационная и ракетная техника. М. ЦАГИ, 1985. Вып. N 17 (1519)".
По другому варианту с Земли взлетает самолет-носитель с размещенным на нем космическим летательным аппаратом, способным возвращаться на Землю, используя аэродинамический полет, причем для увеличения полезной нагрузки (транспортируемого в космос груза) перед взлетом топливные баки самолета-носителя заполнены лишь частично, а топливные баки космического летательного аппарата могут быть не заполнены. На некоторой высоте самолет-носитель встречается с самолетом-заправщиком, стыкуется с ним, производится дозаправка топливом самолета-носителя и космического летательного аппарата, после чего самолет-носитель поднимается в более высокие слои атмосферы, где с него и происходит запуск в космос космического летательного аппарата (см. High altitude launch platform: Международная заявка N PCT/US92/09570, номер международной публикации WO 93/09030, MКИ5 В 64 G 1.14 /Palmer W.R. (USA). Дата международной публикации 13 мая 1993 г).
Недостатком этого варианта является потеря времени на нахождение самолета-заправщика, выравнивание курсов с ним и соединение трубопроводов. Кроме того, вес самолета-носителя, по необходимости, должен быть очень значительным для обеспечения необходимой прочности (как и в первом рассмотренном варианте), т.к. на нем находится космический летательный аппарат.
По третьему варианту ВКС взлетает с Земли, его топливные баки заполнены лишь настолько, чтобы обеспечить ему полет до высоты, где он стыкуется с одним или двумя самолетами-заправщиками, из которых при совместном параллельном горизонтальном полете и производится дозаправка баков космического самолета (см. Henry B.Z. and Decker J.P. Future Earth-Orbit Trasportation Sistems/Technology Implications. //Astronautics and Aeronautics. 1976. Vol/ 14, N 9. PP. 18 28). По варианту, описанному в указанной статье, ВКС взлетает, используя воздушно-реактивную двигательную установку, заправляется от двух больших криогенных топливозаправщиков на высоте примерно 6100 м, при скорости порядка 0,7 М. Кроме того, ВКС имеет двигательную установку на жидком кислороде/ жидком водороде. Указанные в этом варианте технологии сверхзвуковых полетов способ вывода воздушно-космического самолета в космос и система для его осуществления являются ближайшими аналогами (прототипами) предлагаемого изобретения.
Недостатком прототипа является потеря времени и соответствующее дополнительное потребление топлива на сближение ВКС с самолетом-заправщиком, выравнивание курсов с ним и соединение в полете трубопроводов для дозаправки. Кроме того, при параллельном горизонтальном полете, во время которого происходит дозаправка, ВКС прекращает подъем и наращивание скорости, продолжая тратить топливо.
Необходимость сокращения времени горизонтального полета заставляет производить перекачку топлива с большим объемом перекачиваемого топлива в единицу времени, например, в указанной выше статье скорость перекачки 75700 л в минуту. Это требует применения мощных и тяжелых насосов для перекачки топлива.
Кроме того, недостатком прототипа является то, что в полете трудно состыковать с ВКС одновременно два самолета-заправщика, т.к. сложно осуществить одновременный подход двух самолетов и работу двух ловушек трубопроводов. А последовательная стыковка двух самолетов-заправщиков заняла бы недопустимо много времени.
Предложенный в прототипе способ соединения ВКС и самолета-заправщика (СЗ) в воздухе для дозаправки потребует применения сложных автоматических конструктивных элементов подсоединения шлангов. При работе сложных автоматических систем подсоединения вероятны большие выбросы топлива в воздух, что неприемлемо по экологическим соображениям. Кроме того, сложная автоматическая стыковка при одновременной дозаправке двумя компонентами топлива в воздухе очень опасна, потому что со значительной долей вероятности может привести к контакту двух компонентов топлива, что создает обстановку, чреватую взрывом.
В предлагаемом изобретении поставлены и решены следующие технические задачи.
Обеспечена возможность начинать дозаправку практически сразу же после отрыва ВКС от Земли за счет стыковки баков ВКС и СЗ на Земле и исключения подготовительных операций для дозаправки в ходе полета. Также с помощью исключения указанных подготовительных операций обеспечено увеличение времени, отводимого для дозаправки, и тем самым уменьшен необходимый объем передаваемого топлива в единицу времени, что приводит к уменьшению веса и габаритов устройства передачи топлива (УПТ) и соответственно к увеличению веса полезного груза. При соединении топливных систем ВКС и СЗ на Земле может быть обеспечено упрощение конструкции гибкого средства передачи топлива (ГСПТ) и исключение автоматических ловушек ГСПТ (шлангов) в полете.
Обеспечено уменьшение расхода топлива за счет исключения "холостого" полета СЗ до его соединения с ВКС для дозаправки.
Обеспечены условия для сокращения расхода топлива, т.к. дозаправка ВКС проводится на активном участке его траектории (т.е. на участке разгона и набора высоты), а не в ходе горизонтиального полета ВКС во время дозаправки, который фактически "вырезается" из активного участка полета ВКС.
В предлагаемом изобретении соединение ГСПТ на Земле перед полетом позволяет выполнить его особо надежным.
Обеспечена возможность использования на ВКС двигателей одного типа, например, жидкостно-реактивных двигателей (ЖРД), а не двух разного типа двигателей, за счет обеспечения возможности поступления на ВКС достаточного количества топлива от СЗ непосредственно сразу же после взлета.
Обеспечены большая безопасность при дозаправке, особенно двухкомпонентным топливом, и соблюдение более строгих допусков на загрязнение окружающей среды во время дозаправки. Предложенное изобретение практически исключает проливы топлива в процессе стыковки и дозаправки.
Существенные признаки способа вывода ВКС в космос заключаются в том, что
размещают топливо для ВКС в баке СЗ,
обеспечивают совместный синхронный и параллельный полет ВКС и СЗ во время полета ВКС по части его траектории,
передают топливо из СЗ в ВКС с помощью по крайней мере одного гибкого средства передачи топлива,
отсоединяют гибкое средство передачи топлива после окончания передачи топлива в воздушно-космический самолет,
возвращают СЗ на Землю после передачи топлива в ВКС (далее следуют отличительные признаки),
соединяют СЗ с ВКС перед взлетом с помощью по крайней мере одного гибкого средства передачи топлива,
осуществляют одновременный и параллельный взлет ВКС и СЗ с подсоединенным к ним по крайней мере одним гибким средством передачи топлива.
Это позволяет начать дозаправку ВКС топливом непосредственно после взлета и, в конечном счете, позволяет значительно увеличить полезный груз на ВКС.
В другом варианте существенные признаки способа вывода ВКС в космос заключаются в том, что
размещают топливо для ВКС в баке СЗ,
обеспечивают совместный синхронный и параллельный полет ВКС и СЗ во время полета ВКС по части его траектории,
передают топливо из СЗ в ВКС с помощью по крайней мере одного гибкого средства передачи топлива,
отсоединяют гибкое средство передачи топлива после окончания передачи топлива в воздушно-космический самолет,
возвращают СЗ на Землю после передачи топлива в ВКС (далее следуют отличительные признаки),
располагают СЗ и ВКС последовательно друг за другом на одной взлетной полосе,
соединяют перед взлетом СЗ и ВКС буксировочным тросом,
соединяют СЗ с ВКС перед взлетом с помощью по крайней мере одного гибкого средства передачи топлива,
осуществляют одновременный последовательно друг за другом взлет ВКС и СЗ с подсоединенными к ним буксировочным тросом и по крайней мере одним гибким средством передачи топлива.
В этом варианте существенно уменьшается стоимость разработки и изготовления системы управления и синхронизации совместного полета ВКС и СЗ.
В другом варианте существенные признаки способа вывода ВКС в космос заключаются в том, что
размещают топливо для ВКС в баках первого и второго СЗ,
обеспечивают совместный синхронный и параллельный полет ВКС и СЗ во время полета ВКС по части его траектории,
передают топливо из СЗ и ВКС с помощью первого и второго гибких средств передачи топлива,
отсоединяют гибкие средства передачи топлива после окончания передачи топлива в воздушно-космический самолет,
возвращают СЗ на Землю после передачи топлива в ВКС, (далее следуют отличительные признаки),
соединяют первый и второй СЗ с ВКС перед взлетом с помощью первого и второго гибких средств передачи топлива, соответственно,
осуществляют одновременный и параллельный взлет ВКС и СЗ с подсоединенными к ним гибкими средствами передачи топлива.
Этот вариант предусматривает использование двух СЗ, что позволяет уменьшить размеры СЗ и увеличить скорость дозаправки.
В другом варианте существенные признаки способа вывода ВКС в космос заключаются в том, что
размещают топливо для ВКС в баках первого и второго СЗ,
обеспечивают совместный синхронный и параллельный полет ВКС и СЗ во время полета ВКС по части его траектории,
передают во время совместного полета топливо из СЗ в ВКС с помощью первого и второго гибких средств передачи топлива,
отсоединяют гибкие средства передачи топлива после окончания передачи топлива в воздушно-космический самолет,
возвращают СЗ на Землю после передачи топлива в ВКС (далее следуют отличительные признаки),
располагают первый и второй СЗ на двух параллельных взлетных полосах,
располагают ВКС позади СЗ и между ними на промежуточной между СЗ взлетной полосе,
соединяют перед взлетом ВКС с помощью первого буксировочного троса с первым СЗ и с помощью второго буксировочного троса со вторым СЗ,
соединяют с ВКС перед взлетом первый СЗ с помощью первого гибкого средства передачи топлива, а второй СЗ с помощью второго гибкого средства передачи топлива,
осуществляют одновременный параллельный взлет СЗ и следующего за ними ВКС с подсоединенными к ним буксировочными тросами гибкими средствами передачи топлива.
В этом варианте способа существенно упрощается система управления и синхронизации полета ВКС с двумя СЗ.
В другом варианте способа при использовании в двигателе ВКС двухкомпонентного топлива отличительные существенные признаки заключаются в том, что
размещают в баке первого СЗ первую компоненту двухкомпонентного топлива, а в баке второго СЗ размещают вторую компоненту двухкомпонентного топлива для ВКС.
Такое размещение топлива позволяет упростить и удешевить всю систему.
В другом варианте существенные признаки способа вывода воздушно-космического самолета в космос заключаются в том, что
размещают топливо для воздушно-космического самолета в баке самолета-заправщика,
обеспечивают совместный синхронный и параллельный полет воздушно-космического самолета и самолета-заправщика во время полета воздушно-космического самолета по части его траектории,
передают топливо из самолета-заправщика в воздушно-космический самолет с помощью по крайней мере одного гибкого средства передачи топлива,
отсоединяют гибкое средство передачи топлива после окончания передачи топлива в воздушно-космический самолет,
возвращают самолет-заправщик на Землю после передачи топлива, (далее следуют отличительные признаки)
соединяют самолет-заправщик с воздушно-космическим самолетом перед взлетом с помощью соединительного троса,
осуществляют одновременный и параллельный взлет воздушно-космического самолета и самолета-заправщика с подсоединенным к ним соединительным тросом,
втягивают в воздушно-космический самолет соединительный трос с подсоединенным к нему гибким средством передачи топлива так, чтобы один конец ГСПТ остался соединенным с самолетом-заправщиком, а другой конец ГСПТ оказался соединенным с воздушно-космическим самолетом,
отсоединяют соединительный трос после окончания передачи топлива в воздушно-космический самолет.
В отличие от предыдущих вариантов способа ГСПТ находится в СЗ до взлета, а после взлета с помощью соединительного троса вытягивается из СЗ и подсоединяется к КТЗ.
В другом варианте существенные признаки способа вывода воздушно-космического самолета в космос заключаются в том, что
размещают топливо для воздушно-космического самолета в баке самолета-заправщика,
обеспечивают совместный синхронный и параллельный полет воздушно-космического самолета и самолета-заправщика во время полета воздушно-космического самолета по части его траектории,
передают топливо из самолета-заправщика в воздушно-космический самолет с помощью по крайней мере одного гибкого средства передачи топлива,
отсоединяют гибкое средство передачи топлива после окончания передачи топлива в воздушно-космический самолет,
возвращают самолет-заправщик на Землю после передачи топлива, (далее следуют отличительные признаки)
соединяют самолет-заправщик с воздушно-космическим самолетом перед взлетом с помощью соединительного троса,
осуществляют одновременный и параллельный взлет воздушно-космического самолета и самолета-заправщика с подсоединенным к ним соединительным тросом,
втягивают в самолет-заправщик соединительный трос с подсоединенным к нему гибким средством передачи топлива так, чтобы один конец ГСПТ остался соединенным с воздушно-космическим самолетом, а другой конец ГСПТ оказался соединенным с самолетом-заправщиком,
отсоединяют соединительный трос после окончания передачи топлива в воздушно-космический самолет.
В отличие от предыдущих вариантов способа ГСПТ находится в ВКС до взлета, а после взлета с помощью соединительного троса вытягивается из ВКС и подсоединяется к СЗ.
Существенные признаки другого объекта изобретения системы вывода ВКС в космос заключаются в том, что эта система содержит
ВКС с жидкостно-реактивным двигателем и топливным баком,
по крайней мере один СЗ с баком для топлива ВКС,
устройство передачи топлива между указанным баком СЗ и баком ВКС, и
по крайней мере одно гибкое средство передачи топлива, (далее следуют отличительные признаки),
указанное по крайней мере одно гибкое средство передачи топлива подсоединено до взлета и во время взлета к топливному баку ВКС и через указанное устройство передачи топлива к баку с топливом для ВКС, расположенному на СЗ.
Эта система позволяет начать дозаправку ВКС топливом непосредственно после взлета, уменьшить начальный запас топлива на ВКС и, в конечном счете, значительно увеличить полезный груз на ВКС.
В другом варианте существенные отличительные признаки системы заключаются в том, что
она содержит буксировочный трос, подсоединенный между СЗ и ВКС до взлета, во время взлета и полета и до окончания передачи топлива из СЗ в ВКС.
Это существенно упрощает и удешевляет систему управления и синхронизации совместного полета ВКС и СЗ.
В другом варианте существенные отличительные признаки системы заключаются в том, что она содержит поддерживающее устройство, расположенное между СЗ и ВКС до взлета и во время разбега, причем гибкое средство передачи топлива закреплено на указанном поддерживающем устройстве до взлета с возможностью отсоединения в момент отрыва СЗ и ВКС от взлетной полосы. Это позволяет защитить топливный шланг (ГСПТ) от возможных повреждений при взлете.
В другом варианте существенные признаки системы вывода ВКС в космос заключаются в том, что она содержит
ВКС с жидкостно-реактивным двигателем и топливным баком,
первый и второй СЗ с баками для топлива ВКС,
первое и второе устройства передачи топлива между указанными баками СЗ и по крайней мере одним баком ВКС
и первое и второе гибкие средства передачи топлива, (далее следуют отличительные признаки), причем
указанное первое гибкое средство передачи топлива подсоединено до взлета и во время взлета к топливному баку ВКС и через указанное первое устройство передачи топлива к баку с топливом для ВКС, расположенному на первом СЗ, а указанное второе гибкое средство передачи топлива подсоединено до взлета и во время взлета к топливному баку ВКС и через указанное второе устройство передачи топлива к баку с топливом для ВКС, расположенному на втором СЗ.
Это позволяет уменьшить размеры СЗ и ускорить дозаправку.
В другом варианте существенные признаки системы вывода ВКС в космос заключаются в том, что она содержит
первый и второй буксировочные тросы, подсоединенные между первым и вторым СЗ и ВКС до взлета, во время взлета и полета и до окончания передачи топлива из СЗ и ВКС.
Это существенно упрощает и удешевляет систему управления и синхронизации совместного полета ВКС и СЗ.
В другом варианте существенные признаки системы вывода ВКС в космос заключаются в том, что она содержит
ВКС с работающим на двухкомпонентном топливе жидкостно-реактивным двигателем и с первым и вторым топливными баками,
первый СЗ с баком для первой компоненты топлива ВКС,
второй СЗ с баком для второй компоненты топлива ВКС,
первое устройство передачи топлива между указанным баком первого СЗ и первым баком ВКС,
второе устройство передачи топлива между указанным баком второго СЗ и вторым баком ВКС,
первое и второе гибкие средства передачи топлива (далее следуют отличительные признаки), причем
указанное первое гибкое средство передачи топлива подсоединено до взлета и во время взлета к первому топливному баку ВКС и через указанное первое устройство передачи топлива к указанному топливному баку первого СЗ, а указанное второе гибкое средство передачи топлива подсоединено до взлета и во время взлета ко второму топливному баку ВКС и через указанное второе устройство передачи топлива к указанному топливному баку второго СЗ.
Такое размещение топлива на СЗ позволяет упростить систему.
В другом варианте существенные отличительные признаки системы заключаются в том, что она содержит первый и второй буксировочные тросы, подсоединенные между первым и вторым СЗ и ВКС до взлета, во время взлета и полета и до окончания передачи топлива из СЗ в ВКС. Это существенно упрощает и удешевляет систему управления и синхронизации совместного полета ВКС и СЗ.
В другом варианте существенные признаки системы вывода ВКС в космос заключаются в том, что она содержит
воздушно-космический самолет с жидкостно-реактивным двигателем и топливным баком,
самолет-заправщик с баком для топлива воздушно-космического самолета,
устройство передачи топлива между указанным баком самолета-заправщика и баком воздушно-космического самолета, и
гибкое средство передачи топлива, (далее следуют отличительные признаки),
соединительный трос, устройство приема соединительного троса, устройство хранения ГСПТ и соединительного троса, причем
соединительный трос включен между ВКС и СЗ до взлета, во время взлета и полета и подсоединен к устройству приема соединительного троса и к устройству хранения ГСПТ и соединительного троса, а ГСПТ подсоединен к соединительному тросу с возможностью перемещения ГСПТ между ВКС и СЗ вместе с соединительным тросом.
В этом варианте системы используется подсоединенный к ВКС и СЗ соединительный трос, с помощью которого после взлета устанавливается соединение ВКС и СЗ посредством ГСПТ.
В другом варианте системы отличительные существенные признаки заключаются в том, что
устройство хранения ГСПТ и соединительного троса расположено в СЗ, а устройство приема соединительного троса расположено в ВКС.
В этом варианте уточняется расположение устройств хранения и приема соединительного троса.
В другом варианте системы отличительные существенные признаки заключаются в том, что устройство хранения ГСПТ и соединительного троса расположено в ВКС, а устройство приема соединительного троса расположено в СЗ.
В этом варианте расположение устройств хранения и приема соединительного троса противоположно предыдущему варианту.
На фиг. 1 изображена система вывода ВКС в космос с параллельным расположением ВКС и СЗ (вид сверху и вид сзади); на фиг. 2 система вывода ВКС в космос с последовательным расположением ВКС и СЗ (вид сверху); на фиг. 3 система вывода ВКС в космос с одним ВКС и двумя СЗ, расположенными параллельно (вид сверху и вид сзади); на фиг. 4 система вывода ВКС в космос с двумя СЗ и одним ВКС, расположенным между и позади СЗ (вид сверху и вид в полете); на фиг. 5 система вывода ВКС в космос с одним ВКС, имеющим два бака, и двумя СЗ, расположенными параллельно (вид сверху и вид сзади); на фиг. 6 система вывода ВКС в космос с поддерживающим ГСПТ устройством (вид сверху и вид сзади); на фиг. 7 система приема ГСПТ при соединении ВКС и СЗ соединительным тросом.
На фигурах приняты следующие обозначения:
1 воздушно-космический самолет (ВКС); 2 самолет-заправщик (СЗ); 3 - полезный груз; 4 бак ВКС; 5 гибкое средство передачи топлива (ГСПТ); 6 - взлетная полоса; 7 крыло ВКС; 8 крыло СЗ; 9 бак СЗ; 10 устройство передачи топлива; 11 двигатель ВКС; 12 двигатель СЗ; 13 буксировочный трос; 14 первый СЗ; 15 второй СЗ; 16 первое ГСПТ; 17 второе ГСПТ; 18 - первый бак ВКС; 19 второй бак ВКС; 20 поддерживающее устройство для ГСПТ; 21 соединительный трос; 22 устройство приема соединительного троса; 23 - устройство хранения ГСПТ и соединительного троса; 24 замковое устройство ГСПТ; 25 приемное устройство ГСПТ.
Изобретение касается вывода ВКС в космос. Нафиг. 1 показаны вид сверху и вид сзади на ВКС 1 и СЗ 2. Под ВКС 1 в заявке имеется в виду летательный аппарат с крыльями, создающими в полете аэродинамическую подъемную силу и позволяющими ВКС осуществлять горизонтальный взлет с аэродрома, набор высоты и скорости в атмосфере. ВКС затем постепенно переходит на полет по траектории, расположенной под значительным углом к поверхности Земли, под действием подъемной силы реактивного двигателя ВКС выходит за пределы атмосферы в открытый космос, выполняет назначение ВКС, например, вывод полезного груза 3 (спутника связи и т.п.) или выполнение каких-то других операций в космосе. Затем осуществляется спуск и горизонтальная посадка ВКС на аэродром с использованием аэродинамических свойств крыльев ВКС. ВКС несет полезный груз 3 в космос, и чем меньше затраты на единицу веса полезного груза и чем больше сам полезный груз, тем эффективнее в общем случае способ и система вывода ВКС в космос.
В предложенных способе и системе вывода ВКС в космос используется взлет практически "пустого" ВКС 1 в том смысле, что его топливные баки 4 имеют при взлете минимум топлива, необходимого только для набора заданной скорости для отрыва ВКС от взлетной полосы и возникновения подъемной силы крыльев ВКС, а также для возможной аварийной посадки. Сразу же после взлета ВКС 1 в него начинает поступать топливо из СЗ 2, взлетающего совместно с ВКС 1 и соединенного с ним гибким средством передачи топлива 5. При сравнительно небольших крыльях ВКС, его взлет практически без топлива, конечно, облегчается, что позволяет разместить на ВКС существенно больший полезный груз 3. Конструкция ВКС 1 может быть рассчитана на меньшую нагрузку, т.к. на Земле он свободен от топлива, а в полете увеличивающийся за счет заправки топливом вес ВКС компенсируется подъемной силой крыльев и тягой ракетного двигателя. В целом конструкция ВКС рассчитывается только на "сухой" вес ВКС (без учета веса топлива).
Предложенный способ вывода ВКС в космос предусматривает выполнение следующих операций.
ВКС 1 и СЗ 2 располагают на единой широкой взлетной полосе 6 аэродрома или на двух параллельных взлетных полосах, расположенных друг от друга на незначительном расстоянии (5 20 м). ВКС и СЗ располагают на взлетной полосе так, чтобы они были рядом и параллельны друг другу, например, чтобы концы крыла 7 ВКС 1 и крыла 8 СЗ 2 находились напротив друг друга. Размещают в баке 4 ВКС 1 такое количество топлива, которое необходимо для взлета и аварийной посадки, а также размещают на ВКС 1 полезный груз 3. Размещают в баке 9 СЗ 2 такое количество топлива, которое необходимо для вывода ВКС 1 в космос, а также топливо, необходимое для взлета и полета СЗ 2 вместе с ВКС 1 и для возвращения СЗ 2 на Землю после окончания дозаправки ВКС 1.
Затем подсоединяют гибкое средство передачи топлива 5, например, топливный шланг, между устройством передачи топлива 10 (в простейшем случае, топливным насосом), размещенным на СЗ 2 и подключенным к топливному баку 9 СЗ 2, и к топливному баку 4 ВКС 1. Длина шланга может быть, например, 5 20 м. Трубопроводы от баков ВКС 1 и СЗ 2 к месту подсоединения с ГСПТ 5 могут проходить в крыльях 7 ВКС 1 и 8 СЗ 2.
После этого осуществляют синхронный и параллельный взлет ВКС 1 и СЗ 2 с подключенным гибким средством передачи топлива 5. Одинаковые скорость разбега и длины пробега до отрыва от взлетной полосы обеспечиваются пилотами или беспилотной системой управления, контролирующей взаимное положение ВКС 1 и СЗ 2 и регулирующей тягу двигателя 11 ВКС 1 и двигателей 12 СЗ 2 так, чтобы обеспечить необходимые скорости.
Затем осуществляют набор высоты и увеличение скорости ВКС 1 и СЗ 2, при этом увеличивается подъемная сила крыльев 7 ВКС 1, что позволяет осуществлять дозаправку из СЗ 2 топлива в бак 4 ВКС 1 с помощью насоса устройства передачи топлива 10, направляющего топливо по гибкому средству передачи топлива 5 в бак 4 ВКС 1.
При этом ВКС 1 и СЗ 2 осуществляют синхронный параллельный полет и подъем. Увеличивающаяся подъемная сила крыльев 7 ВКС 1 позволяет подавать все больше топлива из СЗ 2 в ВКС 1, причем это топливо тратится как на увеличение скорости и высоты подъема ВКС 1, так и на увеличение запаса топлива в баке 4 ВКС 1. Количество перекачиваемого в единицу времени топлива становится постоянным после того, как достигается максимально возможное значение для установленного на СЗ 2 насоса и для пропускной способности подключенного шланга. Полет ВКС 1 и СЗ 2 проходит по заданной траектории с постоянным увеличением скорости и высоты. Как только все заданное количество топлива из СЗ 2 в ВКС 1 оказывается переданным, происходит отключение гибкого средства передачи топлива 5 от ВКС 1 и закрепление ГСПТ 5 на СЗ 2. Для исключения пролива топлива перед отключением гибкого средства передачи топлива 5 производится закрытие клапанов (на фиг. не показаны) на входе и выходе гибкого средства передачи топлива 5 и устройств передачи топлива 10.
Таким образом, после отключения гибкого средства передачи топлива 5 и окончания дозаправки ВКС 1 оказывается на сравнительно большой высоте (6-20 км), имеет довольно высокую скорость (0,8-5 м) и полный бак с топливом.
Вся дозаправка производится на активном участке траектории, т.е. при непрерывном увеличении высоты и скорости полета. Если в двигателе ВКС 1 используется двухкомпонентное топливо, то гибкое средство передачи топлива 5 должно иметь два трубопровода, или могут быть использованы два ГСПТ 5. При этом, на ВКС 1 должно быть два бака 4, на СЗ 2 также два бака 9 и два устройства передачи топлива 10.
В другом варианте способа вывода ВКС 1 в космос СЗ 2 и ВКС 1 располагают на одной взлетной полосе 6 друг за другом. (фиг. 2). Расположение двигателей 12 СЗ 2, например, на крыльях 8 позволяет это сделать.
СЗ 2 и ВКС 1 соединяют буксировочным тросом 13. Во время взлета и всего совместного полета работают все двигатели СЗ 2 и ВКС 1 в таком режиме, что часть тяговой силы СЗ 2 передают на трос 13 для ВКС 1. Этим приемом обеспечивается полусамолетный (или полупланерный) режим полета ВКС 1, что позволяет упростить и удешевить систему управления и синхронизации совместного полета ВКС и СЗ.
(Впервые о возможности буксировки звездолета см. Циолковский К.Э. Звездолет с предшествующими ему машинами (1933 г.)// Избранные труды. М. Издательство АН СССР, 1962, с. 426 434).
Кроме того, буксировочный трос 13 позволяет обеспечить большую безопасность ГСПТ 5, т.е. предохраняет его от обрыва. Возможно конструктивное объединение буксировочного троса 13 и ГСПТ 5.
В другом варианте способа вывода ВКС 1 в космос (фиг. 3) используют два СЗ, первый 14 и второй 15. Это позволяет либо увеличить размеры ВКС (а, следовательно, увеличить полезный груз), либо вдвое уменьшить размеры и вес СЗ. В свою очередь, это может позволить свести разработку СЗ к модернизации под СЗ какого-либо серийного тяжелого самолета, например, типа "Руслан" или "Боинг". Тем самым уменьшается также время дозаправки, размер и вес насосов УПТ 10.
Два СЗ (14 и 15) и ВКС 1 соединяют перед взлетом с помощью первого 16 и второго 17 гибких средств передачи топлива, осуществляют одновременный и параллельный взлет двух СЗ (14 и 15) и ВКС 1 по одной широкой полосе или по трем параллельным взлетным полосам с подсоединенными гибкими средствами передачи топлива 16 и 17. В другом варианте способа вывода ВКС 1 в космос (фиг. 4) располагают два СЗ 14 и 15 параллельно и рядом друг с другом, например, так, чтобы концы их крыльев были напротив друг друга, а ВКС 1 располагают несколько сзади от СЗ 14 и 15 и между ними. Каждый СЗ соединяют с ВКС 1 буксировочными тросами 13 и гибкими средствами передачи топлива 16 и 17. Затем осуществляют одновременный взлет и полет в полусамолетном (или полупланерном) режиме двух СЗ 14 и 15 и ВКС 1. На фиг. 4 показан вид СЗ 14 и 15 и ВКС 1 на взлетной полосе и в полете.
В другом варианте способа вывода ВКС 1 в космос (фиг. 5), при использовании в двигателе ВКС 1 двухкомпонентного топлива, в баке 9 первого СЗ 14 размещают первую компоненту топлива, а в баке 9 второго СЗ 15 вторую компоненту топлива, причем перекачка осуществляется в два бака 18 и 19, находящихся на ВКС 1, и с помощью двух УПТ 10 и двух ГСПТ 16 и 17.
В другом варианте способа вывода ВКС в космос (фиг. 7) на Земле до взлета ВКС 1 и СЗ 2 соединяют с помощью соединительного троса 21. В ВКС 1 соединительный трос 21 крепится в устройстве 22 приема соединительного троса. В СЗ соединительный трос 21 крепится в устройстве 23 хранения ГСПТ и соединительного троса. ГСПТ 5 до взлета находится в устройстве 23 хранения ГСПТ и соединительного троса. Соединительный трос 21 и ГСПТ 5 соединены так, что при перемещении соединительного троса 21 вместе с ним перемещается и ГСПТ 5. После взлета ВКС и СЗ соединительный трос 21 перемещают в устройство 22 приема соединительного троса и вытягивают тем самым ГСПТ 5 из устройства 23 хранения ГСПТ и соединительного троса до сочленения замкового устройства 24 ГСПТ с приемным устройством 25 ГСПТ, находящимся в ВКС 1. Затем осуществляется передача топлива и после ее окончания осуществляют расчленение замкового устройства 24 ГСПТ с приемным устройством 25 ГСПТ. ГСПТ 5 с помощью соединительного троса 21 втягивается обратно в устройство 23 хранения ГСПТ и соединительного троса.
В этом варианте способа ГСПТ 5 перемещают из СЗ и ВКС и обратно. В другом варианте способа ГСПТ 5 перемещают наоборот из ВКС, в котором оно первоначально хранится, в СЗ и, после окончания передачи топлива, обратно.
Другой объект изобретения система вывода ВКС 1 в космос (фиг. 1) - содержит ВКС 1 с ЖРД 11 и по крайней мере одним топливным баком 4, СЗ 2 с по крайней мере одним баком 9 для топлива ВКС 1. Указанная система содержит по крайней мере одно УПТ 10 между баком 9 СЗ 2 и баком 4 ВКС 1, расположенное на СЗ 2, и по крайней мере одно ГСПТ 5. Указанное ГСПТ 5 подсоединено до взлета, во время взлета и совместного полета ВКС 1 и СЗ 2 к баку 4 ВКС 1 и через УПТ 10 к баку 9 с топливом для ВКС 1, находящемуся на СЗ 2. ВКС 1 имеет крылья 7, позволяющие ему осуществлять горизонтальный взлет в аэродрома, подъем в атмосфере и посадку на аэродром. ВКС 1 имеет ЖРД 11, позволяющий ему достигать скорости, необходимой для выхода на орбиту вокруг Земли или для выхода с дальний космос. В качестве окислителя может использоваться жидкий кислород, а в качестве горючего жидкий водород.
Различные виды ВКС рассмотрены в обзоре Новичкова Н.Н. и Поздышева Д.В. Исследование концепций трансатмосферного летательного аппарата TAV//Техническая информация. Новости зарубежной науки и техники. Серия: Авиационная и ракетная техника. М. ЦАГИ, 1985. Вып. N 17(1519).
ВКС 1 может иметь несколько двигателей на жидком топливе с равной тягой, обеспечивающих наиболее экономичные режимы полета на разных участках траектории: при взлете, при наборе высоты и скорости в атмосфере и при выходе на орбиту. ВКС 1 может иметь также и разного типа двигатели, например, кроме ЖРД можно иметь турбореактивные двигатели для полета на некоторых участках траектории. Известные ЖРД описаны, например, в книге Сатона Д. Ракетные двигатели. М. Издательство иностранной литературы, 1952, с. 141-198, 308 - 310.
В двигателях могут быть использованы различные известные виды топлива (Сатон Д. Ракетные двигатели. М. Издательство иностранной литературы, 1952. с. 126 140).
В качестве устройства передачи топлива УПТ 10 могут быть использованы известные турбонасосные агрегаты (Сатон Д. Ракетные двигатели. М. Издательство иностранной литературы, 1952. с. 200 243).
В качестве гибких средств передачи топлива ГСПТ 5 могут быть использованы известные шланги, применяемые при дозаправке самолетов в воздухе. Такие шланги могут для повышения прочности включать в себя проволочную арматуру и/или металлические кольца. ГСПТ может быть выполнено также в виде шарнирно-соединенных отрезков негибких трубопроводов, причем гибкость ГСПТ обеспечивается несколькими степенями свободы движения шарнирных соединений.
Устройства подсоединения шлангов к трубопроводам баков могут быть упрощены по сравнению с устройствами, применяемыми при соединении шлангов в полете, т. к. операция подсоединения ГСПТ 5 в предложенном изобретении производится вручную на аэродроме. ГСПТ 5 должно иметь дистанционно управляемые вентили (клапаны), перекрывающие трубопровод после окончания передачи топлива для того, чтобы не допустить пролива топлива после отсоединения шланга. ГСПТ 5 должно также иметь такие устройства крепления шлангов к трубопроводам баков, которые обеспечивают их автоматическое отсоединение от ВКС 1. Это могут быть, например, пиротехнические замки или механические замки с соленоидным или другим управлением.
Самолет-заправщик СЗ 2 является обычным самолетом. Если в двигателях СЗ 2 используется топливо, отличающееся от топлива для ВКС 1, число топливных баков СЗ 2 увеличивается. Двигатели СЗ 2 должны обеспечивать тягу, необходимую для параллельного полета СЗ 2 с набирающим скорость и высоту ВКС 1. На СЗ 2 могут быть установлены ракетные или турбореактивные двигатели (Д. Сатон. Ракетные двигатели. М. Издательство иностранной литературы, 1952, с. 311).
В одном из вариантов выполнения системы вывода ВКС 1 в космос (фиг. 2) она содержит буксировочный трос 13, подсоединяемый до взлета на взлетной полосе к СЗ 2, стоящему впереди, и к ВКС 1, стоящему позади него. Крепление буксировочного троса 13 должно позволять автоматически отсоединять буксировочный трос 13 от ВКС 1 после, например, окончания совместного полета СЗ 2 и ВКС 1.
В другом варианте выполнения системы вывода ВКС 1 в космос (фиг. 6) она содержит поддерживающее устройство 20, расположенное между ВКС 1 и СЗ 2 и несущее ГСПТ 5 во время взлета. Это устройство 20 может быть выполнено, например, в виде тележки на колесах. Крепление ГСПТ 5 к тележке должно обеспечивать отсоединение ГСПТ 5 от тележки непосредственно после взлета.
В другом варианте выполнения системы вывода ВКС 1 в космос (фиг. 3) она содержит два СЗ 14 и 15, каждый из которых имеет свое УПТ 10. Два ГСПТ 16 и 17 подсоединены до взлета и во время взлета и полета к ВКС 1 и УПТ 10 на соответствующем СЗ 14 и 15. Каждый СЗ (14 и 15) может быть соединен своим буксировочным тросом 13 с ВКС 1 (фиг. 4).
В другом варианте выполнения системы вывода ВКС в космос (фиг. 5) она содержит ВКС 1 с ЖРД 11, работающем на двухкомпонентном топливе. ВКС 1 имеет два бака 18 и 19 для этих двух компонент топлива. Два СЗ 14 и 15, каждый из которых несет свою компоненту топлива, подсоединены до взлета и во время взлета и полета через свои УПТ 10 и ГСПТ 16 и 17 к указанным соответствующим бакам 18 и 19 ВКС 1. Оба СЗ 14 и 15 могут быть до взлета подсоединены к ВКС 1 с помощью буксировочных тросов 13 (фиг. 4).
Система вывода ВКС в космос может быть устроена таким образом, что ГСПТ 5 до взлета не соединяет ВКС и СЗ, а находится, например, в СЗ. До взлета между ВКС и СЗ включен соединительный трос 21. На фиг. 7 показана система приема ГСПТ 5 при соединении ВКС 1 и СЗ 2 соединительным тросом 21. В СЗ 2 (например, в его крыле 8) расположено устройство 23 хранения ГСПТ и соединительного троса. В этом устройстве хранятся до взлета в свернутом состоянии ГСПТ 5 и соединительный трос 21. ГСПТ 5 подсоединено в СЗ 2 к топливному баку СЗ, в котором хранится топливо для ВКС 1 (на фиг. 7 не показан). В ВКС 1 (например, в его крыле 7) расположено устройство 22 приема соединительного троса. В ВКС 1 также содержится приемное устройство 25 ГСПТ, которое посредством трубопровода соединено с топливным баком ВКС 1 (на фиг. 7 трубопровод и бак не показаны). Конец подсоединенного к соединительному тросу ГСПТ 5 имеет замковое устройство 24, предназначенное для сочленения ГСПТ 5 после взлета с приемным устройством 25 ГСПТ, находящимся в ВКС 1.
После взлета ГСПТ 5 соединяет баки СЗ и ВКС, а часть соединительного троса хранится в устройстве 22 приема соединительного троса. Устройство 22 приема соединительного троса и устройство 23 хранения ГСПТ и соединительного троса могут быть выполнены в виде барабанов с необходимыми приводами. Замковое устройство 24 ГСПТ и приемное устройство 25 ГСПТ могут быть выполнены, как и известные устройства (ловители), используемые для сочленения шлангов при дозаправке самолетов в полете. В другом варианте ГСПТ 5 находится до взлета в находящемся в ВКС устройстве 23 хранения ГСПТ и соединительного троса, а устройство 22 приема соединительного троса и приемное устройство 25 ГСПТ находятся в СЗ.
Работа системы вывода ВКС 1 в космос была уже фактически описана при описании различных вариантов способа вывода ВКС 1 в космос. Параллельный и синхронный взлет и полет ВКС 1 и СЗ 2 может быть обеспечен выбором соответствующих режимов взлета и полета, задающих тягу и положение управляющих поверхностей крыльев. Управление взлетом и полетом может быть обеспечено как с помощью пилотов, так и в беспилотном режиме с использованием известных систем управления, автопилотов и т.п. К известным самолетным системам управления могут быть добавлены системы контроля взаимного расположения летательных аппаратов, используемые, например, при стыковке космических аппаратов, а также известные системы контроля высоты самолета над Землей при посадке самолета на аэродром. Это различные радиолокационные, лазерные и иные системы, иногда использующие отражающие мишени и т.п.
По мере набора системой ВКС 1 СЗ 2 скорости и образования достаточной подъемной силы, необходимой для подъема перекачиваемого из СЗ 2 топлива с заданным секундным расходом, включают УПТ 10 (насосы для перекачки топлива в ВКС 1), расположенные на СЗ 2.
Количество топлива, передаваемого из СЗ 2 в ВКС 1 в единицу времени, должно быть достаточным для работы двигателя 11 ВКС 1 и для одновременного накопления топлива в баке 4 ВКС 1. Увеличение количества топлива в баке 4 ВКС 1 должно быть приблизительно пропорционально увеличению подъемной силы крыльев 7 ВКС 1 за вычетом той ее части, которая необходима для обеспечения непрерывного подъема ВКС 1 и увеличения его скорости. В полете будет происходить изменение веса ВКС 1 и СЗ 2, при этом для обеспечения их параллельного совместного полета будет необходимо изменять тяговые усилия двигателя 12 СЗ 2 и положение управляющих поверхностей крыльев 8.
В некоторых вариантах выполнения системы вывода ВКС в космос (фиг. 2) используется последовательное расположение СЗ 2 и ВКС 1 с подсоединенным к ним буксировочным тросом 13. Конечно, двигатели 12 СЗ 2 должны позволять ВКС 1 находиться позади СЗ 2, т.е. должна быть обеспечена защита ГСПТ 5 и буксировочного троса 13 от воздействия выхлопных струй работающих двигателей 12 СЗ 2. В полете ВКС 1 может находиться позади и несколько ниже СЗ 2, что позволит СЗ 2 использовать свои двигатели 12 для того, чтобы помогать ВКС 1 в увеличении скорости и высоты полета.
В варианте с двумя СЗ 2 (фиг. 4) ВКС 1 находится сзади них и между ними, так что влияние выхлопных струй работающих двигателей 12 СЗ 2 на ВКС 1 уменьшается.
Рассмотрим полет ВКС 1 совместно с одним СЗ 2.
Изобретение реализует план полета, который может быть разбит на три различных этапа.
Первым является этап подготовки к взлету. На этом этапе производятся:
транспортировка ВКС 1 и СЗ 2 на стартовую позицию на взлетной полосе 6 (фиг. 1),
размещение выводимого в космос полезного груза 3 в ВКС 1,
заправка баков 4 ВКС 1 и 9 СЗ 2 топливом,
соединение ВКС 1 и СЗ 2 гибким средством передачи топлива 5,
соединение ВКС 1 и СЗ 2 буксировочным тросом 13, если он используется (фиг. 2).
Вторым этапом является взлет ВКС 1 и СЗ 2. На этом этапе производятся
запуск двигателей 11 ВКС 1 и 12 СЗ 2,
одновременный и параллельный разбег ВКС 1 и СЗ 2 по двум параллельным взлетным полосам (или по одной достаточно широкой взлетной полосе 6), или одновременный разбег и взлет последовательно следующих друг за другом СЗ 2 и ВКС 1 по одной полосе 6 при использовании буксировочного троса 13,
одновременный отрыв ВКС 1 и СЗ 2 от взлетной полосы 6 и совместный полет ВКС 1 и СЗ 2 по параллельным траекториям или по одной траектории двуг за другом,
синхронный полет ВКС 1 и СЗ 2 до достижения скорости, позволяющей начать перекачку топлива,
перекачка топлива из СЗ 2 в ВКС 1, причем количество передаваемого топлива в единицу времени должно быть равным сумме количества топлива, потребляемого двигателем 11 ВКС 1, и количества топлива, поступающего в бак 4 ВКС 1.
ВКС 1 и СЗ 2 двигаются параллельно до перекачки установленного количества топлива. (Оставшегося топлива в баке 9 СЗ 2 должно быть достаточно для его возвращения на Землю).
Третьим этапом является окончание совместного полета ВКС 1 и СЗ 2, при котором производятся:
прекращение передачи топлива из СЗ 2 в ВКС 1 путем остановки работы УПТ 10, закрытие вентилей в трубопроводах,
отсоединение ГСПТ 5 от ВКС 1 и закрепление его на СЗ 2,
выход ВКС 1 на полностью автономный полет,
возвращение СЗ 2 на место взлета или другой аэродром с посадкой, аналогичной посадке обычного самолета.
Автономный полет ВКС 1 продолжается до выхода на земную орбиту или в дальний космос.
Возвращение ВКС 1 на Землю производится обычным способом, т.е. вначале производится торможение, а затем аэродинамический полет в атмосфере и посадка на том же или другом аэродроме.
Конечно, подразумевается, что ВКС 1 и, по необходимости, СЗ 2 имеют средства для обеспечения снижения скорости в атмосфере и необходимые средства тепловой защиты. Кроме того, они могут иметь парашютные средства для торможения при посадке. Спук может осуществляться по типу спуска ВКС "Буран" или "Спейс-Шаттл".
Для реализации способа вывода ВКС в космос могут быть использованы известные и имеющиеся в авиации и космонавтике элементы, в том числе базовые конструкции самолетов ("Руслан", "Боинг"), известные авиационные и ракетные двигатели, УПТ, ГСПТ и т.п.
Например, в патенте США N 3100614, НКИ 244-135, 1963 г. описана система дозаправки в полете. Устройство для заправки самолета в полете описано также в патенте США N 3008674, НКИ 244-135, 1961 г. Турбонасосный агрегат самолета-заправщика описан в авторском свидетельстве СССР N 137770, МКИ В 64 D 39/00, 1963 г. Устройство для автоматической стыковки и расстыковки гидросистем описано в авторском свидетельстве СССР N 185241, МКИ В 64 D 39/06, 1966 г. В патенте США N 5141178, НКИ 244-135А, 1992 г. Система дозаправки в воздухе описан барабан для наматывания и разматывания шланга для передачи топлива при стыковке и расстыковке самолета-заправщика. В авторском свидетельстве СССР N 453339, МКИ В 64 D 3/00, 1974 г. описано устройство для буксировки летательных аппаратов, которое позволяет отсоединить буксировочный трос с помощью пневмоцилиндра.
Конечно, известные устройства должны быть приспособлены для выполнения функций конкретной системы, но очевидно, что достигнутый уровень в авиации и космонавтике позволяет уже в настоящее время реализовать предлагаемые способ и систему, причем наличие известных и применимых составных частей позволяет реализовать способ и систему достаточно быстро и с небольшими затратами по сравнению с другими предлагаемыми способами и системами вывода ВКС в космос, требующими, например, разработки совершенно новых и очень громоздких самолетов-носителей с размещаемыми на них ВКС (см. Исследование концепций трансатмосферного летательного аппарата TAV.//Техническая информация. Новости зарубежной науки и техники. Серия: Авиационная и ракетная техника. М. ЦАГИ, 1985. Вып. N 17 (1519).
В России и США разрабатывались и исследовались разного типа системы вывода грузов в космос, но реализованы были только некоторые (Новиков Н.Н. Поздышев Д.В. Исследование концепций трансатмосферного летательного аппарата TAV//Техническая информация. Новости зарубежной науки и техники. Серия: Авиационная и ракетная техника. М. ЦАГИ, 1985. Вып. N 17(1519)).
Проанализируем преимущества и недостатки при выводе грузов в космос систем с вертикальным взлетом (СВВ) и систем с горизонтальным взлетом (СГВ).
Подъемная сила СВВ определяется мощностью двигателей. При этом своего максимума подъемная сила СВВ может достигнуть уже на старте, при отрыве от Земли.
Подъемная сила СГВ зависит от скорости летательного аппарата (и, конечно, от его аэродинамических характеристик, в частности, площади крыльев). Очевидно, что максимум подъемной силы может быть достигнут только на каком-то этапе полета летательного аппарата СГВ, а не при его взлете.
Из приведенного выше ясно, что при одинаковом весе конструкций СВВ может "оторвать" от Земли больший полезный груз, чем СГВ.
Преимуществом же СГВ является ее большая оперативность в сравнении с СВВ, в смысле готовности к взлету в любое время, поскольку на первом этапе полет СГВ осуществляется в атмосфере, где она может маневрировать и может не быть жестко привязанной к положению Земли на орбите.
Еще одним преимуществом систем с горизонтальным взлетом является то, что удельная стоимость доставки груза на орбиту ниже, чем при доставке с помощью СВВ, за счет использования обычных аэродромов вместо специальных стартовых комплексов.
Если рассматривать преимущества систем с горизонтальным взлетом относительно реально существующих систем с вертикальным взлетом, то следует указать, что системы с возвращением на Землю и многоразовым использованием всех составных частей системы реальнее и проще осуществить для систем с горизонтальным взлетом, чем для систем с вертикальным взлетом. Действительно, системы с горизонтальным взлетом принципиально содержат устройства (крылья, соответствующие двигатели и т.п.), для аэродинамического полета, обеспечивающие возврат на Землю, а у систем с вертикальным взлетом эти элементы надо разрабатывать.
Кроме того, существующие системы с вертикальным взлетом, не обеспечивающие возврат некоторых частей (например, первых ступеней ракет), требуют отчуждения больших территорий для безопасного падения этих частей. Этот недостаток систем с вертикальным взлетом особенно важен для России, где по известным обстоятельствам, отчуждаемые земли лежат на территории других государств.
Из сказанного выше следует, что системы с горизонтальным взлетом следует применять для вывода в космос сравнительно небольших грузов, особенно при необходимости делать это в оперативном (ускоренном) порядке.
Далее рассмотрим некоторые возможные варианты систем с горизонтальным взлетом, в том числе предлагаемый в данном изобретении:
1. Воздушно-космический самолет (ВКС), самостоятельно взлетающий с аэродрома, развивающий необходимую для выхода в космос скорость и возвращающийся как самолет на аэродром.
2. Самолет-разгонщик (СР) (в другой терминологии самолет-носитель (СН), несущий на себе ВКС и обеспечивающий системе набор скорости и высоты. Для полета в космос ВКС стартует с СР. Возвращение СР и ВКС на Землю происходит в разное время с использованием крыльев для полета в атмосфере.
3. Система с ВКС и самолетом-заправщиком СЗ. В этом варианте взлет ВКС осуществляется, как и в первом варианте, с той разницей, что взлет ВКС производится с неполными топливными баками. Самостоятельно взлетающий СЗ стыкуется с ВКС в воздухе и передает ему топливо, необходимое для продолжения полета.
4. Вариант системы, который является комбинацией второго и третьего вариантов. Система содержит СР, ВКС и СЗ, причем СР и ВКС при взлете имеют небольшое количество топлива, запас которого пополняется из СЗ в полете. Поскольку заправке подлежат баки и ВКС, и СР, возможно, потребуется их соединение с несколькими СЗ.
5. Вариант, предлагаемый в заявке в качестве изобретения, является разновидностью четвертого варианта, отличием от которого являются заблаговременное (на Землю) соединение ВКС с СЗ с помощью гибкой системы передачи топлива и одновременный параллельный взлет и подъем ВКС и СЗ до окончания передачи топлива в ВКС.
Преимущества и недостатки перечисленных систем приведены в таблице.
Приведенная таблица позволяет оценить преимущества предложенного изобретения по сравнению с описанными в различной литературе системами, предусматривающими горизонтальный взлет и возврат всех частей системы на Землю.
Следует подчеркнуть, что предложенные способ и система вывода воздушно-космического самолета в космос могут быть реализованы с меньшими затратами, чем известные способы и система с горизонтальным взлетом, так как создание систем в соответствии с предложенным изобретением может быть выполнено с помощью модернизации известных устройств, таких, например, как тяжелые смолеты, системы управления, системы перекачки топлива и т.п.
В описанные выше конкретные варианты осуществления изобретения могут быть внесены различные изменения и дополнения, которые очевидны специалистам в данной области техники. Изобретение не ограничивается описанными примерами, могут быть предложены и другие варианты данного изобретения, не выходящие за пределы его объема, определенного формулой изобретения.
| название | год | авторы | номер документа |
|---|---|---|---|
| СПОСОБ ДОСТАВКИ ГРУЗОВ В КОСМОС И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ | 1994 |
|
RU2085448C1 |
| МНОГОРАЗОВАЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА | 1996 |
|
RU2108944C1 |
| СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ НА ОРБИТУ В КОСМОС | 1999 |
|
RU2159727C1 |
| СПОСОБ ЗАПУСКА МНОГОРАЗОВОЙ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ | 1993 |
|
RU2046076C1 |
| СПОСОБ ОБСЛУЖИВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ И МНОГОРАЗОВАЯ АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ | 2007 |
|
RU2342288C1 |
| СРЕДСТВА, СПОСОБ И СИСТЕМА ЗАПУСКА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ НА ОСНОВЕ БУКСИРУЕМОГО ПЛАНЕРА (ИХ ВАРИАНТЫ) | 1995 |
|
RU2175933C2 |
| МНОГОРЕЖИМНЫЙ САМОЛЕТ-РАЗГОНЩИК АВИАЦИОННОГО РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОГО КОМПЛЕКСА | 1999 |
|
RU2175934C2 |
| ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ СО СМЕШАННЫМ РЕЖИМОМ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО И КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА И СПОСОБ ЕГО ПИЛОТИРОВАНИЯ | 2007 |
|
RU2441815C2 |
| ОРБИТАЛЬНЫЙ МОДУЛЬ-ЗАПРАВЩИК | 2006 |
|
RU2309092C2 |
| СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ТРАНСПОРТНОЙ КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМОЙ | 2019 |
|
RU2725007C1 |
Использование: авиация и космонавтика, способы и воздушно-космические системы доставки полезной нагрузки на земную орбиту или в дальний космос. Сущность изобретения: осуществляют одновременный взлет и совместный параллельный полет воздушно-космического самолета (ВКС) и самолета-заправщика (СЗ), несущего топливо для жидкостно-реактивной двигательной установки ВКС, причем ВКС и СЗ соединяют при помощи гибкого средства передачи топлива (ГСПТ) еще на взлетной полосе, до старта, а после взлета ВКС, с практически пустыми баками, передают топливо из СЗ в указанную двигательную установку ВКС, преимущественно сразу же после взлета, посредством ГСПТ. После передачи всего необходимого количества топлива СЗ вместе с ГСПТ возвращается на Землю, а ВКС продолжает выполнять свою задачу. 10 с.и., 7 з.п. ф-лы, 7 ил., 1 табл.
| Henry B.Z., Decker J.P | |||
| Future Earth-Orbit Transportation Systems /Technology Implications // Astronautics and Aeronautics, 1976, v | |||
| Паровоз для отопления неспекающейся каменноугольной мелочью | 1916 |
|
SU14A1 |
| Способ использования делительного аппарата ровничных (чесальных) машин, предназначенных для мериносовой шерсти, с целью переработки на них грубых шерстей | 1921 |
|
SU18A1 |
