Изобретение относится к области космических летательных аппаратов и воздушно-транспортных систем многоразового использования.
Известны из патента США N 4052025, кл. 244 - 25, 1977, летательные аппараты, выполненные в виде самолета, имеющего фюзеляж большого поперечного сечения и объема, и закрепленную внутри жесткого корпуса газонепроницаемую оболочку, заполненную газом легче воздуха.
Недостатками этих летательных аппаратов является то, что они могут быть использованы только в газовой среде (в атмосфере) и непригодны для использования в безвоздушном пространстве.
Наиболее близким по своей технической сущности решением является известная из патента США N 4265416, кл. 244 - 2, 1978 воздушно-космическая транспортная система, содержащая возвращаемый летательный аппарат с ракетной силовой установкой, средствами управления и установленные на нем многоразовые возвращаемые стартовые ускорители, имеющие аэродинамические крылья, силовые установки, средства управления и приспособления для отделения от летательного аппарата и самостоятельного снижения и посадки.
Недостатками вышеуказанной системы являются низкое среднее аэродинамическое качество на этапе аэродинамического разгона, большие энергозатраты на вывод возвращаемого летательного аппарата на околоземную или иную космическую орбиту, увеличенные тепловые нагрузки на последний из-за начала этапа торможения при сходе с орбиты и возвращении на землю в более высоких и менее плотных слоях атмосферы, невозможность многократного использования всех ее элементов и увеличенные затраты на ее эксплуатацию вследствие необходимости систем слежения, ориентации и посадки.
Целью изобретения является уменьшение энергозатрат и эксплуатационных расходов, улучшение экологических показателей, снижение тепловых нагрузок и увеличение эффективности.
Указанные цели достигаются тем, что в воздушно-космической транспортной системе, содержащей возвращаемый воздушно-космический летательный аппарат с ракетной силовой установкой, средствами управления и соединенные с ним при взлете и наборе скорости и высоты ускорители с аэродинамическими крыльями, силовыми установками, средствами управления и приспособлениями для отделения, и возможностью самостоятельного снижения и посадки, возвращаемый воздушно-космический летательный аппарат снабжен баллонами для газа легче воздуха с приспособлениями для подачи газа легче воздуха в ракетную силовую установку и повторного заполнения их газом легче воздуха, и выполнен в виде дискообразного корпуса из газонепроницаемых эластичных выпуклых верхней и нижней оболочек, закрепленных кромками по периметру на силовом жестком торе с носовым и кормовым обтекателями, и эксцентриситетом 0,025 - 0,050, при этом нижняя оболочка закреплена на образующих грузовой отсек жестких стенках, на которых закреплены связанные с жестким тором баллоны для газа легче воздуха, а ракетная силовая установка включает маршевые двигатели основного режима, ориентации, стабилизации и посадки, причем маршевые двигатели основного режима смонтированы на жестком торе в носовой и кормовой частях корпуса, имеющего высоту, равную 0,1 - 0,45 его диаметра.
Кроме того, возвращаемый летательный аппарат может быть снабжен, и установленными на жестком торе раскрывающимися гондолами обтекаемой формы с приспособлениями для изменения степени их раскрывания, в которых размещены воздушно-реактивные посадочные двигатели, при этом носовые и кормовые обтекатели могут быть выполнены в виде отделяемых унифицированных объемных секций со стыковочными узлами, а ускорители - в виде самолетов или аэродинамических летательных аппаратов с силовыми установками в виде турбореактивных и прямоточных воздушно-реактивных двигателей.
Следует также отметить, что возвращаемый летательный аппарат может быть снабжен кабинами управления, помещениями для экипажа, аппаратурными отсеками, топливными баками и емкостями для газа легче воздуха, используемыми при повторном заполнении баллонов для газа легче воздуха, а жесткий тор выполнен с полостью для размещения последних.
Кроме того, двигатели ориентации и стабилизации могут быть закреплены на жестком торе по его периметру и иметь приспособления для изменения создаваемой ими тяги.
Данная конструкция воздушно-космической транспортной системы, позволяет использовать в качестве возвращаемого летательного аппарата летательный аппарат гибридной конструкции с увеличенным значением среднего аэродинамического качества, использовать водород в качестве газа легче воздуха и топлива, осуществлять экономичный и достаточно экологически чистый старт воздушно-космической транспортной системы непосредственно с поверхности Земли без значительных затрат топлива и посадку без использования протяженной посадочной полосы, увеличить эффективный удельный импульс имеющегося на борту аппарата топлива до 500 - 1500 сек кГ/кг, обеспечить разгон возвращаемого летательного аппарата в плотных слоях атмосферы на малых скоростях, создавать при нахождении аппарата на орбите искусственную силу тяги, обеспечить замену сменных модулей на орбите и использовать их при создании орбитальных и иных космических объектов.
На фиг.1 схематично изображен общий вид воздушно-космической транспортной системы; на фиг. 2 - вид в плане на фиг. 1; на фиг. 3 - вид на фиг. 1 со стороны кормы; на фиг. 4 - горизонтальный разрез крыла стартового ускорителя; на фиг. 5 - отделяемая унифицированная секция кромки корпуса; на фиг. 6 - гондола посадочного двигателя с закрытыми передней и задней кромками; на фиг. 7 - гондола посадочного двигателя с раскрытыми передней и задней кромками.
Воздушно-космическая транспортная система состоит из возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 и ускорителей 2. Возвращаемый воздушно-космический летательный аппарат 1 является гибридным, использующим сочетание аэростатической и аэродинамической подъемных сил, при этом его корпус выполнен дискообразным, высота которого равна 0,10 - 0,45 его диаметра. Несущим элементом корпуса является силовой жесткий тор 3, к которому посредством внутренней подвески 4 подвешены образующие грузовой отсек жесткие стенки 5, причем эксцентриситет (отношение диаметра его поперечного сечения к максимальному диаметру) жесткого тора 3, который выполнен с полостью, составляет 0,025 - 0,050. На жестком торе 3 по его периметру закреплены кромки эластичных газонепроницаемых внешних выпуклых верхней 6 и нижней 7 оболочек, причем на последней концентрично ее вертикальной оси закреплены образующие грузовой отсек жесткие стенки 5. В полости корпуса размещены закрепленные на жестком торе 3 и жестких стенках 5 баллоны 8 для газа легче воздуха, заполненные водородом и имеющие приспособления для подачи его в качестве горючего в двигатели силовых установок и повторного заполнения баллонов 8 (на фиг. не показано). Запас водорода для повторного заполнения последних размещен в полости жесткого тора 3.
Силовая установка возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 содержит маршевые ракетные двигатели 9 основного режима, ракетные двигатели 10 ориентации и стабилизации и посадочные двигатели 11. Маршевые ракетные двигатели 9 установлены на жестком торе 3 в кормовой части корпуса. Ракетные двигатели 10 ориентации и стабилизации смонтированы на жестком торе 3 по его периметру и снабжены приспособлениями для изменения вектора их тяги (на фиг. не показаны).
Посадочные двигатели 11 выполнены воздушно-реактивными и размещены в гондолах 12 обтекаемой формы, которые смонтированы на жестком торе 3, преимущественно в кормовой части корпуса. Передние 13 и задние 14 кромки гондол 12 выполнены в виде раскрывающихся секторов и снабжены приспособлениями для изменения степени их раскрытия (на фиг. не показано).
В полости жесткого тора 3 размещены кабина управления, помещения для экипажа, аппаратные отсеки, топливные баки и запас газа легче воздуха-водорода для повторного заполнения баллонов 8 для газа легче воздуха (на фиг. не показано).
Кромка корпуса снабжена установленными на жестком торе 3 отделяемыми унифицированными объемными секциями 15, которые имеют стыковочные узлы для стыковки с действующими космическими летательными аппаратами, приспособлениями для маневрирования в условиях невесомости и скрепления их друг с другом (на фиг. не показано). Объемные секции 15 выполнены полыми и могут быть использованы как в качестве транспортировочных емкостей, так и в качестве элементов собираемых на орбите конструкций. Размеры и форма объемных секций 15 выбраны из условия возможности их доставки на орбиту различными транспортными космическими системами.
Ускорители 2 могут быть выполнены в различных вариантах. Основным вариантом является их выполнения в виде самолетов, например типа "летающее крыло", имеющих аэродинамические несущие крылья 16, силовыми установками и средствами управления (на фиг. не показано), способных самостоятельно совершать полет, снижение и посадку.
Другим вариантом выполнения многоразовых возвращаемых стартовых ускорителей 2 является модифицированный существующий возвращаемый аппарат типа "Буран". При запуске воздушно-космической транспортной системы ускорители 2 закреплены на жестком торе 3 корпуса. Наиболее рациональным является размещение ускорителей 2 в средней части корпуса параллельно его продольной оси с вертикальным или близким к вертикальному расположением крыльев 16. Возможна и иная установка ускорителей 2 на корпусе, например в его носовой и/или кормовой частях. Система крепления ускорителей 2 снабжена приспособлением для их мгновенного синхронного отделения корпуса.
В качестве силовых установок ускорителей 2, выполненных в виде самолетов, могут быть использованы турбореактивные 17 и прямоточные 18 воздушные реактивные двигатели, размещенные в крыльях 16. Передние 19 и задние 20 кромки крыльев 16 ускорителей 2 выполнены раскрывающимися и снабжены приспособлениями для раздельного раскрывания и закрывания кромок крыльев 16, раздельно закрывающих и открывающих группы турбореактивных 17 и прямоточных 18 двигателей, а также для регулирования степени их раскрытия (на фиг. не показано). В грузовом отсеке корпуса возвращаемого летательного аппарата установлен закреплен сменный модуль 21, выполненный в виде отделяемого блока. Грузовой отсек и сменный модуль 21 снабжены приспособлениями для закрепления последнего и его отделения, спуска и подъема при помощи наземных грузоподъемных приспособлений.
Работает воздушно-космическая транспортная система следующим образом:
Старт воздушно-космической транспортной системы производится с поверхности Земли. Подъем возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 производится за счет аэростатической подъемной силы, создаваемой находящимся в баллонах 8 для газа легче воздуха - водородом, обеспечивающей подъем возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 на высоту до нескольких сот метров. По команде из кабины управления раскрываются передние 19 и задние 20 кромки крыльев 16 ускорителей 2, закрывающие турбореактивные 17 двигатели и производится пуск этих двигателей. В результате работы турбореактивных 17 двигателей обеспечивается разгон возвращаемого воздушно- космического летательного аппарата 1 до скорости М = 2,5 - 3,0. Во время разгона корпус возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 ориентирован на угол атаки, равный 5 - 8o. В качестве горючего турбореактивных 17 двигателей на этапе разгона может быть использован водород из баллонов 8 для газа легче воздуха. По мере расходования водорода из баллонов 8 для газа легче воздуха внутренний объем возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 заполняется гелием из имеющегося на борту запаса.
По достижении скорости полета свыше М = 3 раскрываются передние 19 и задние 20 кромки крыльев 16 ускорителей 2, закрывающие прямоточные 18 воздушно-реактивные двигатели и производится пуск этих двигателей. Турбореактивные 17 двигатели выключаются, и закрываются прикрывающие их кромки 19 и 20 крыльев 16 ускорителей 2. Прямоточные 18 двигатели ускорителей 2 обеспечивают разгон возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 до скорости М = 6 - 14 и его подъем на высоту 75 - 80000 м. По достижении скорости М = 14 и высоты полета 80000 м производится отделение ускорителей 2, при этом одновременно производится пуск маршевых ракетных двигателей 9 основного режима для дальнейшего разгона возвращаемого воздушно- космического летательного аппарата 1 вплоть до вывода его на орбиту.
Отстыкованные ускорители 2 осуществляют полет и посадку на поверхность Земли в автоматическом или пилотируемом режиме.
После выхода на околоземную или межпланетную орбиту возвращаемый воздушно-космический летательный аппарат 1 посредством ракетных двигателей 10 ориентации и стабилизации ориентируется и стабилизируется в требуемом положении в пространстве и раскручивается вокруг центра масс до угловой скорости, достаточной для создания в помещениях жесткого тора 3 искусственной силы тяжести требуемой величины. Коррекция орбиты возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 производится включением ракетных двигателей 9 основного режима и ракетных двигателей 10 ориентации и стабилизации.
Для возвращения возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 с околоземной орбиты и посадки его на поверхность Земли прекращают вращение последнего при помощи ракетных двигателей 10 ориентации и стабилизации, а затем его ориентируют в положение кормовой части корпуса по направлению движения и посредством ракетных двигателей 9 основного режима осуществляют торможение. По мере уменьшения скорости и высоты полета при помощи ракетных двигателей 10 ориентации и стабилизации возвращаемый воздушно-космический летательный аппарат 1 ориентируют на предельный угол атаки, близкий к 90o, благодаря чему дальнейшее снижение скорости и высоты полета и вхождения возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 в атмосферу, осуществляют подачей водорода в баллоны 8 для газа легче воздуха до давления, обеспечивающего сохранение формы аэростатического корпуса и его безаварийной работы. Ориентация возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 при его вхождении в атмосферу на предельный угол атаки, близкий к 90o, снижает удельные нагрузки и уменьшает нагрев поверхности корпуса. При вхождении в плотные слои атмосферы дальнейшем снижении скорости и уменьшении высоты полета возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1, его корпус ориентируют носовой частью по направлению движения посредством ракетных двигателей 10 ориентации и стабилизации, посадочных двигателей 11 и аэродинамических средств управления. Снижение и полет в плотных слоях атмосферы и посадку на поверхность Земли возвращаемый воздушно-космический летательный аппарат 1 осуществляет как гибридный летательный аппарат с использованием аэростатической и аэродинамической подъемной силы. В качестве силовой установки на этом этапе полета используют посадочные двигатели 11.
При послепосадочном наземном обслуживании оборудование и материалы, доставленные с орбиты опускаются на сменном модуле 21.
После осмотра, проверки и проведения необходимых ремонтных работ возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 и ускорителей 2 производят снаряжение и заправку воздушно-космической транспортной системы и производят ее повторный запуск.
Изобретение относится к космическим летательным аппаратам и воздушно-космическим транспортным системам многоразового использования, орбитальным станциям и межпланетным короблям. Сущность изобретения: воздушно-космическая транспортная система содержит многоразовый возвращаяемый летательный аппарат с многоразовыми возвращаемыми стартовыми ускорителями. Летательный аппарат выполнен в виде дискообразного аэростатического корпуса из эластичных верхней и нижней оболочек. Оболочки закреплены кромками на жестком торе с обтекателями. На нижней оболочке закреплено связанное с тором силовое кольцо с жестким конусом, образующим грузовой отсек. На торе и жестком конусе закреплены баллоны для газа легче воздуха - водорода. Баллоны имеют приспособление для его подачи в качестве топлива в силовые установки и повторного заполнения их водородом. Возвращаемый летательный аппарат имеет силовую установку в виде маршевых двигателей основного режима, ориентации, стабилизации и посадок. Стартовые ускорители имеют аэродинамические крылья, силовые установки, средства управления и приспособления для отделения от летательного аппарата и самостоятельного снижения и посадки. 7 з.п. ф-лы, 7 ил.
| US, патент, 4265416, 244-2, 1978. |
