МНОГОРАЗОВАЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА Российский патент 1998 года по МПК B64G1/14 

Изобретение относится к авиакосмической технике, а именно многоразовой воздушно-космической транспортной системе, предназначенной для транспортировки грузов и пассажиров с серийного авиационного аэродрома на геоцентрическую орбиту и обратно с геоцентрической орбиты на наземный аэродром.

Широко известны многоступенчатые ракеты одноразового использования типа "Восток", "Восход" (Россия), "Сатурн" (США), "Ариан" (Франция), а также воздушно-космические транспортные системы многоразового использования типа "Спейс-Шаттл" (США), "Буран" (Россия), предназначенные для транспортировки грузов и пассажиров с поверхности Земли на космическую орбиту и обратно. Системы типа "Спейс-Шаттл" и "Буран" характеризуются использованием одноразовых разгонных ступеней для вывода воздушно-космического самолета на орбиту и многоразовых воздушно-космических самолетов, предназначенных для маневра на орбите, встречи на орбите с космическими объектами, причаливания и стыковки, движения в состыкованном положении, ориентации доставляемых в космос объектов, вывода и возвращения объектов в грузовой отсек, схода с орбиты и посадки на аэродром назначения.

Одной из известных многоразовых воздушно-космических транспортных систем является двухступенчатый коммерческий воздушно-космический аппарат с первой ступенью в виде дозвукового самолета-разгонщика с турбореактивным двигателем [1].

В качестве второй орбитальной ступени служит воздушно-космический самолет, по конфигурации аналогичный воздушно-космическому самолету "Спейс-Шаттл", снабженному жидкостно-реактивными двигателями, работающими на криогенном водородном топливе.

Самолет-разгонщик выполняет функции носителя второй орбитальной ступени с момента взлета до момента разделения ступеней.

Перед стартом на наземном аэродроме осуществляют установку воздушно-космического самолета на самолет-разгонщик.

После разделения ступеней и пуска воздушно-космического самолета на орбиту самолет-разгонщик возвращается в зону стартового комплекса и используется для перегонных полетов различного назначения.

Для установки воздушно-космического самолета на самолет-разгонщик используют специальный ангар, лебедки, наклонные рамы, помост, по которому воздушно-космический самолет перемещается на своем шасси, что осложняет предстартовую подготовку системы, требует дополнительного громоздкого оборудования.

Кроме того, система, состоящая из самолета-разгонщика с установленным на нем воздушно-космическим самолетом, не позволяет достигнуть хороших аэродинамических характеристик в момент старта и в процессе разгона до разделения ступеней и, как следствие, требует применения активных систем для обеспечения продольной и путевой устойчивости, а также управляемости аппарата на этом участке полета.

Одним из существенных недостатков вышеуказанной известной двухступенчатой многоразовой воздушно-космической системы является высокая взлетная масса и вследствие этого ограниченная грузоподъемность.

Система не обеспечивает выведения полезного груза не орбиты существенно различного наклонения.

Другая известная многоразовая двухступенчатая воздушно-космическая транспортная система расширяет эксплуатационные возможности за счет выведения полезного груза на околоземные орбиты различного наклонения с одного места старта.

Такая система заявлена в способе запуска многоразовой авиакосмической системы [2], состоящей из воздушно-космического самолета, самолета-носителя и самолета-заправщика (прототип).

На наземном аэродроме осуществляют предстартовую стыковку ступеней - воздушно-космического самолета и самолета-носителя в составной самолет с частичной заправкой его топливом. Далее осуществляют взлет составного самолета, взлет самолета-заправщика с топливом для вздушно-космического самолета, полет в заданный район составного самолета и самолета-заправщика, их сближение и соединение топливными системами в авиационный комплекс, дозаправку составного самолета от самолета-заправщика и разделение авиационного комплекса на три составляющих аппарата с дальнейшим их самостоятельным полетом.

Указанная система обеспечивает возможность длительного полета в атмосфере для выбора точки вывода воздушно-космического самолета на орбиту, создает условия многоразового использования всех компонентов системы, обеспечивает незасорение воздушного и космического пространства отделяющимися частями.

Тем не менее использование двухступенчатого вывода аппарата на орбиту требует сложной предстартовой подготовки, дополнительного громоздкого оборудования для формирования составного самолета на наземном аэродроме, ухудшает аэродинамические характеристики системы в момент взлета составного самолета и в процессе полета в заданный район дозаправки, что ведет к повышенному расходу топлива, а также требует применения сложного оборудования для обеспечения продольной и путевой устойчивости составного самолета и его управляемости на участке полета до разделения ступеней.

Применение составного самолета не обеспечивает необходимого выбора плоскости орбиты и требует дополнительной заправки топливом в полете с использованием для этого отдельного самолета-заправщика.

Использование традиционной двухступенчатой системы самолетом-носителем, а также применение в жидкостно-реактивном двигателе кислородно-керосинового топлива не позволяет уменьшить стартовую массу системы.

Спуск и посадка воздушно-космического самолета на заданный аэродром назначения в вышеописанном известной транспортной системе возможен лишь в узкие временные окна.

После дозаправки и разделения авиационного комплекса при переходе на самостоятельный полет в баках воздушно-космического самолета остается 80% от стартовой массы топлива жидкостно-реактивного двигателя (без учета массы полезного груза), из которых 53% составляет кислородно-керосиновое топливо, используемое в начале разгона, и 27% - кислородно-водородное топливо, которого недостаточно для вывода воздушно-космического самолета на орбиту.

В основу изобретения положена задача создания многоразовой воздушно-космической транспортной системы, в которой за счет нового конструктивного выполнения воздушно-космического самолета, исключающего многоступенчатый вывод аппарата на орбиту, было бы обеспечено выведение полезных грузов на околоземные орбиты существенно различного наклонения, обеспечена возможность длительного полета в атмосфере для выбора точки старта в космос и выбора аэродрома назначения при возвращении без ограничения времени и места посадки, снижение взлетной массы, упрощение предстартовой подготовки воздушно-космического самолета, улучшение его аэродинамических характеристик и повышение надежности полета, а также снижение стоимости разработки транспортной системы в целом и уменьшение стоимости выведения единицы полезного груза на орбиту.

Это достигается тем, что в многоразовой воздушно-космической транспортной системе, содержащей воздушно-космический самолет, снабженный по меньшей мере одним жидкостно-реактивным двигателем на криогенном топливе, служащим для выведения воздушно-космического самолета на орбиту, и имеющим бак криогенного горючего, заправляемый на аэродроме, и бак окислителя, и самолет - заправщик, способный проводить дозаправку воздушно-космического самолета в воздухе, согласно изобретению, воздушно-космический самолет снабжен дополнительными вздушно-реактивными двигателями, позволяющими осуществлять самостоятельный взлет с аэродрома с пустыми баками криогенного окислителя жидкостно-реактивного двигателя, полет на дозвуковой скорости к точке старта в плоскости орбиты, полет в процессе дозаправки в воздухе, разгон до сверхзвуковой скорости, подлет и посадку на аэродром назначения, и каждый воздушно-реактивный двигатель снабжен баком, приспособленным для полной заправки углеводородным топливом на аэродроме, а бак окислителя жидкостно-реактивного двигателя выполнен приспособленным для полной заправки окислителем в воздухе во время стыковки воздушно-космического самолета с самолетом-заправщиком при подлете к точке старта в плоскости орбиты.

Целесообразно размещать воздушно-реактивные двигатели со своими входными устройствами по бортам фюзеляжа в хвостовой части над крылом в области, которая при аэродинамическом нагреве имеет низкую температуру.

На фиг. 1 изображена (условно) схема функционирования многоразовой воздушно-космической транспортной системы согласно изобретению; на фиг. 2 - воздушно-космический самолет системы с частичными вырезами и условным обозначением двигателей и баков с горючим, вид сверху; на фиг. 3 - то же, вид сбоку.

Многоразовая воздушно-космическая транспортная система (фиг. 1) содержит воздушно-космический самолет 1 и самолет-заправщик 2.

Воздушно-космический самолет 1 (фиг. 2) состоит из планера, выполненного по схеме "бесхвостка" с дельтовидным в плане крылом высокого аэродинамического качества, и снабжен по меньшей мере одним жидкостно-реактивным двигателем 3 на криогенном топливе, имеющим бак 4 криогенного горючего (водорода) и бак 5 криогенного окислителя (кислорода).

Воздушно-космический самолет 1 снабжен дополнительными воздушно-реактивными (турбореактивными) двигателями 6, имеющими бак 7 (фиг. 3) для углеводородного топлива (керосина).

Воздушно-реактивные двигатели 6 со своими входными устройствами 9 (фиг. 2) расположены по бортам фюзеляжа в хвостовой части над крылом в области, которая при аэродинамическом нагреве имеет низкую температуру.

Это позволяет существенно улучшить обтекание нижней поверхности крыла и фюзеляжа, снизить аэродинамический нагрев при спуске самолета с орбиты и улучшить температурные условия на входных устройствах 9 воздушно-реактивных двигателей 6.

Бак 4 и бак 7 (фиг. 3) приспособлены для полной заправки в условиях серийного аэродрома, а бак 5 окислителя жидкостно-реактивного двигателя 3 выполнен приспособленным для полной заправки криогенным окислителем в воздухе через горловину 8 во время стыковки воздушно-космического самолета 1 с самолетом-заправщиком 2 (фиг. 1). В качестве самолета-заправщика 2 может быть использован серийный тяжелый самолет, снабженный типовой системой заправки.

Кроме того, воздушно-космический самолет (фиг. 3) имеет грузовой отсек 10, отсек экипажа, системы управления, охлаждения и другие средства, необходимые для функционирования самолета 1.

Многоразовая воздушно-космическая транспортная система функционирует следующим образом.

Воздушно-космический самолет 1 (фиг. 1), сухой вес которого равен 26 т, в условиях серийного аэродрома, оснащенного службами предполетного и послеполетного обслуживания, диспетчерской службой и другими компонентами, заправляется углеводородным топливом (керосином) в количестве 10 т, криогенным (водородным) топливом в количестве 20 т и принимает на борт полезный груз (4 т), оставляя пустым бак 5 (фиг. 2) криогенного окислителя (кислорода). С помощью воздушно-реактивного двигателя 6 осуществляется взлет с аэродрома и полет (фиг. 1, стрелки А) на дозвуковой скорости к точке старта в плоскости орбиты с дальностью до 1000 км, при этом малая взлетная масса позволяет взлетать с использованием типового шасси и типовой взлетно-посадочной полосы. В окрестностях точки старта на орбиту воздушно-космический самолет 1 (фиг. 1) стыкуется с самолетом-заправщиком 2 и заправляется криогенным окислителем (кислородом) в количестве 150 т, затем с использованием воздушно-реактивного двигателя 6 (фиг. 2) производит разгон до сверхзвуковой скорости и дальнейший полет до космического объекта 11 (стрелка B, фиг. 1) осуществляет с использованием жидкостно-реактивного двигателя 3 (фиг. 2),
Пустой бак 5 окислителя жидкостно-реактивного двигателя 3 при взлете с аэродрома позволяет существенно снизить взлетную массу воздушно-космического самолета 1, облегчить его конструкцию и улучшить эксплуатацию.

Процесс схода с орбиты и посадки на аэродром назначения (стрелки C, A, фиг. 1) осуществляется в следующей последовательности.

После получения тормозного импульса от жидкостно-реактивного двигателя воздушно-космический самолет 1 сходит с орбиты и осуществляет аэродинамическое торможение в верхних слоях атмосферы. Высокое аэродинамическое качество крыла и малая удельная нагрузка на него позволяют снизить тепловые потоки при торможении и, как следствие, масса теплозащиты может быть уменьшена. После аэродинамического торможения и планирования воздушно-космический самолет 1 использует свой воздушно-реактивный двигатель (стрелка A, фиг. 1) для подлета и посадки на аэродром назначения как обычный самолет.

Основными техническими результатами изобретения являются обеспечение выведения полезных грузов на околоземные орбиты существенно различного наклонения, возможность длительного полета в атмосфере для выбора точки старта в космос и выбора аэродрома назначения при возвращении без ограничения времени и места посадки, упрощение предстартовой подготовки воздушно-космического самолета, улучшение его аэродинамических характеристик и повышение надежности полета.

Существенным техническим показателем является снижение взлетной массы до 30% по сравнению с известными разработками, достигаемое за счет взлета с аэродрома и полета до точки заправки в воздухе с пустыми баками криогенного окислителя.

Одним из преимуществ предлагаемой системы является многоразовое использование всех ее компонентов, незасорение воздушного и космического пространства отделяющимися частями.

Снижение взлетной массы позволило использовать для взлета типовое шасси и типовую взлетно-посадочную полосу.

Изобретение направлено на расширение эксплуатационных возможностей, улучшение качества и существенное снижение стоимости разработки многоразовой космической системы. В системе используются существующие серийные двигатели, система управления "Буран", серийный самолет-заправщик, что позволяет существенно, на несколько порядков снизить стоимость выведения единицы полезного груза на орбиту.

Сущность изобретения: система, предназначенная для транспортировки груза и пассажиров с наземного аэродрома на геоцентрическую орбиту и обратно состоит из одноступенчатого воздушно-космического самолета (ВКС) многоразового использования и самолета-заправщика (СЗ) для заправки ВКС криогенным окислителем в воздухе. ВКС снабжен жидкостно-реактивными и, дополнительно воздушно-реактивными двигателями, позволяющими осуществить взлет с пустыми баками криогенного окислителя, полет до точки воздушного старта на орбиту, полет в процессе заправки криогенным окислителем от СЗ, начальный разгон в процессе выхода на орбиту, подлет и посадку на аэродром назначения. Доразгон ВКЧ на орбиту осуществляется с использованием жидкостно-реактивного двигателя на криогенном топливе. 1 з.п.ф-лы, 3 ил.

1. Многоразовая воздушно-космическая транспортная система в составе воздушно-космического самолета, снабженного по меньшей мере одним жидкостно-реактивным двигателем на криогенном топливе, служащим для выведения воздушно-космического самолета на орбиту и имеющим бак криогенного горючего, заправляемый на аэродроме, и бак окислителя, и самолета-заправщика, способного проводить дозаправку воздушно-космического самолета в воздухе, отличающаяся тем, что воздушно-космический самолет снабжен дополнительными воздушно-реактивными двигателями, позволяющими осуществлять самостоятельный взлет с аэродрома с пустыми баками криогенного окислителя жидкостно-реактивного двигателя, полет на дозвуковой скорости к точке старта в плоскости орбиты, полет в процессе дозаправки в воздухе, разгон до сверхзвуковой скорости, подлет и посадку на аэродром назначения, и каждый воздушно-реактивный двигатель снабжен баком, приспособленным для полной заправки углеводородным топливом на аэродроме, а бак окислителя жидкостно-реактивного двигателя выполнен приспособленным для полной заправки окислителем в воздухе во время стыковки воздушно-космического самолета с самолетом-заправщиком при подлете к точке старта в плоскости орбиты. 2. Система по п.1, отличающаяся тем, что дополнительные воздушно-реактивные двигатели со своими входными устройствами расположены по бортам фюзеляжа в хвостовой части над крылом в области, которая при аэродинамическом нагреве имеет низкую температуру.