СИСТЕМА ЗАПУСКА ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ НА НИЗКУЮ ОКОЛОЗЕМНУЮ ОРБИТУ Российский патент 2002 года по МПК B64G1/14 

Область техники
Изобретение относится к транспортным средствам, используемым для вывода полезной нагрузки, такой как искусственные спутники, на низкую околоземную орбиту. Новое транспортное средство использует три ступени, включая летательный аппарат с турбовентиляторным двигателем, аэрокосмический аппарат с прямоточным воздушно-реактивным двигателем и ускоритель с ракетным двигателем для вывода полезной нагрузки на орбиту.

Уровень техники
В настоящее время используются несколько способов запуска полезной нагрузки на околоземную орбиту. Они включают использование транспортных средств с ракетным приводом, таких как французский Ариан, российский Протон, китайский Лонг Марч и различные ракеты США. Кроме того, существует американская система Спейс Шаттл, также являющаяся системой с ракетными двигателями. Кроме космических Шаттлов, все транспортные средства с ракетным приводом имеют различные степени надежности, или вернее их отсутствие, и высокую стоимость, так как каждое нуждается в монтаже для вывода на орбиту полезной нагрузки.

Что касается системы Спейс Шаттл, практика показала, что система вывода работает надежно, начиная с момента запуска, однако процесс подготовки к запуску требует высоких затрат времени и средств. Спейс Шаттл имеет также некоторые элементы повторного использования для целей снижения затрат. Однако вторичная оснастка этих элементов повторного использования требует больших затрат. Частично работа Спейс Шаттла предусматривает использование дорогостоящих технических средств для выполнения операций запуска, находящихся только в одном месте во Флориде.

Все эти системы используют ракетные двигатели, требующие запасов ракетного топлива, твердого или жидкого, которое включает горючее и окислитель, и упускают преимущества использования имеющегося в атмосфере кислорода. Развитие орбитальных скоростей требует огромных расходов ракетного топлива. Так, например, Спейс Шаттл несет в качестве полезной нагрузки меньше 2% общего веса отрыва от земли при взлете, весь остальной вес составляет в основном ракетное топливо и сама ракета. Ракеты типа Спейс Шаттла потребляют тонны ракетного топлива за каждую секунду работы двигателей. Ракетные двигатели как правило требуют подачи ракетного топлива под очень высоким давлением, что прямо отражается на стоимости, сложности и надежности данного вида техники.

В своем большинстве эти ракетные системы были спроектированы для доставки крупной и тяжелой полезной нагрузки. Применительно к запуску орбитальной полезной нагрузки они могут использоваться для вывода крупных, тяжелых спутников на высокие околоземные орбиты, включая геосинхронные орбиты. Однако высокая стоимость и низкая надежность современных систем, как уже обсуждалось выше, сдерживает широкомасштабное освоение космического пространства.

Предлагались другие способы, примеры которых приведены в описании к патенту США 4265416, выданного 05.05.81, а также в патентах США 4802639 от 07.02.89 и 5402965 от 04.04.95, в которых сделаны попытки использовать несущее транспортное средство горизонтального взлета в качестве исходной ступени для подъема полезной нагрузки на орбиту. При таком подходе часть полета транспортного средства может осуществляться с использованием турбовентиляторных двигателей, что дает возможность использовать атмосферу и снизить вес поднимаемого запаса окислителя. Однако в решениях по патентам США 4265416 и 4802639 требуется специальное конструктивное выполнение несущего транспортного средства для начальной ступени запуска или пускового транспортного средства, а также орбитального транспортного средства. Использование таких нетрадиционных элементов связано с техническим риском как в отношении работоспособности, так и в отношении эксплуатационных затрат. В одном из примеров предлагается использование прямоточного воздушно-реактивного двигателя, что требует конструктивной разработки непроверенной практикой технологии.

В решении по патенту США 5402965 предусматривается использование апробированного пускового несущего транспортного средства. В системе используется апробированное транспортное средство для исходной стадии запуска. Для последующих этапов полета, включая атмосферные стадии, описано многоступенчатое транспортное средство с ракетным приводом. Здесь имеет место уже упомянутая недостаточная эффективность вследствие того, что ракеты требуют запаса окислителя. Из описания также становится ясно, что носитель полезной нагрузки или транспортное средство повторного взлета должно быть смонтировано на конце многоступенчатой ракеты, укрепленном под крылом обычного самолета. В этой системе используются невозвращаемые ступени ракетных носителей.

Настоящее изобретение использует трехступенчатое транспортное средство для запуска орбитальной полезной нагрузки. Транспортное средство может быть использовано также в качестве двух- или трехступенчатого транспортного средства для проведения экспериментов в космосе. Для каждой ступени в пределах ее высотного рабочего диапазона используется соответствующий аэродинамический летательный аппарат и источник мощности. Для горизонтального взлета и начального этапа вывода используется обычный самолет с турбовентиляторным приводом, такой как Локхид С-5 или Антонов-124. При этом используется известная существующая технология низкого риска с модификацией для транспортирования на втором и третьем этапах.

Вторая ступень, размещенная под крылом самолета с турбовентиляторным приводом, является авиационно-космическим летательным аппаратом и отделяемой ступенью с прямоточным воздушно-реактивным приводом. Авиационно-космический летательный аппарат сбрасывается с самолета и летит до высоты за пределами атмосферного слоя. Транспортное средство этой ступени может использоваться в космической среде, например, для проведения экспериментов в космосе. Если желательно вывести спутник на низкую околоземную орбиту, авиационно-космический летательный аппарат несет ракету-носитель с полезной нагрузкой в ее грузовом отсеке. Ракета-носитель отделяется от авиационно-космического летательного аппарата и выводит полезную нагрузку на орбиту.

Все эти ступени являются возвращаемыми и пригодными к многократному использованию. Авиационно-космический летательный аппарат летит обратно к земле и приземляется на обычной взлетно-посадочной полосе как самолет. Ракета-носитель выпускает полезную нагрузку и уходит с орбиты. При ее снижении в атмосферном слое раскрывается парашют, и затем ракета-носитель обнаруживается самолетом-разведчиком. В первых двух ступенях используются двигатели, которые позволяют использовать атмосферу в качестве окисляющего компонента топлива, что в огромной степени снижает вес транспортного средства и обеспечивает улучшение эксплуатационных характеристик почти на порядок в сравнении с известными транспортными средствами с ракетным приводом.

Сущность изобретения
Главной задачей, на решение которой направлено изобретение, является создание технологической системы минимального риска для вывода полезной нагрузки на низкую околоземную орбиту. Другой задачей является создание системы для запуска спутников, способной производить запуск при различных погодных условиях и из различных мест по всему земному шару. Другой задачей является максимальное использование атмосферы для окисления горючего в системе запуска. Дальнейшей задачей является снижение силового воздействия транспортного средства на полезную нагрузку в процессе вывода на орбиту, более мягкая доставка. Еще одной задачей является обеспечение гибкой способности заменять одиночный вышедший из строя спутник на определенной орбите. Еще одной задачей является создание системы запуска, все ступени которой являются при нормальных условиях ступенями многократного использования при снижении затрат на содержание между запусками. Еще одной задачей является создание системы запуска, которая может использовать существующие аэродромы в качестве пусковых площадок.

Краткий перечень фигур чертежей
Далее изобретение будет описано на примере осуществления со ссылками на чертежи, на которых:
фиг.1 изображает этапы работы орбитальной системы запуска;
фиг.2 представляет турбовентиляторный самолет, вид сбоку;
фиг.3 - турбовентиляторный самолет, вид спереди;
фиг.4 - турбовентиляторный самолет, вид сверху;
фиг.5 - вид в разрезе грузового пространства турбовентиляторного самолета;
фиг. 6 изображает систему обнаружения раскрытого парашюта и захват ракеты-носителя турбовентиляторным самолетом;
фиг.7 представляет в частично условном виде авиационно-космический летательный аппарат с изображением внутренних узлов;
фиг. 8 - авиационно-космический летательный аппарат, вид сверху и снизу частично с разделением видов по продольной оси;
фиг.9 - авиационно-космический летательный аппарат, вид сбоку;
фиг.10 - ракета-носитель, вид сбоку в разрезе;
фиг.11 - ракета-носитель, вид сзади.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения
Система запуска на орбиту представляет собой трехступенчатое транспортное средство горизонтального взлета и полета к низкой околоземной орбите. Она состоит из турбовентиляторного самолета с отделяющимся авиационно-космическим летательным аппаратом с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, который несет ракету-носитель для вывода полезной нагрузки на орбиту. Подъемный турбовентиляторный самолет может взлетать с любой обычной взлетной полосы достаточной длины. Для операций по запуску в самолете используется обычное оборудование, оснастка, топливо и т. д. После взлета самолет поднимается до номинальной высоты около 11 тысяч метров и летит до определенной позиции для облегчения вывода полезной нагрузки на заданную орбиту. По достижении заданной позиции и высоты эта первая ступень отделяет другие ступени, которые безопасно падают вниз от первой ступени.

Далее вторая ступень в виде отделяемого авиационно-космического летательного аппарата с прямоточным воздушно-реактивным приводом набирает высоту и ускоряется, находясь в атмосферном слое. После подъема авиационно-космического летательного аппарата над атмосферным слоем прямоточные воздушно-реактивные двигатели отключаются и вторая ступень продолжает двигаться к большим высотам для выпуска третьей ступени. Двери грузового отсека авиационно-космического летательного аппарата открываются для выпуска ракеты-носителя третьей ступени на высоте около 91,5 тысяч метров, номинальной для стандартного спутника низкой околоземной орбиты. Ракета-носитель 5 с полезной нагрузкой 9 может выбрасываться из грузового отсека 6 с помощью троса и тросовой лебедки (не показаны) или любых других соответствующих средств. Далее ракета-носитель поднимается до высоты около 502 тысяч метров и ускоряется до скорости примерно 7620 м/с.

Для возвращения на землю авиационно-космический летательный аппарат летит обратно и горизонтально приземляется на аэродроме. Ракета-носитель уходит с орбиты, раскрывает парашют, и далее ее возвращает самолет, оснащенный системой сброса парашюта возвращения. Для такого возвращения может быть использован самолет первой ступени или летательный аппарат второй ступени. Самолет первой ступени с турбовентиляторным приводом возвращается на аэродром.

На фиг. 1 отражена концепция работы и изображены элементы системы 1 запуска на орбиту. В позиции подготовки к запуску показан самолет 2 с турбовентиляторным приводом достаточной мощности, такой как Локхид С-5 или Антонов-124, несущий авиационно-космический летательный аппарат 3, прикрепленный у него под крылом 4. Ракета-носитель 5 и полезная нагрузка 9 находятся в грузовом отсеке 6. Предпочтительной точкой крепления авиационно-космического летательного аппарата 3 является монтажная подвеска 7 внутреннего двигателя самолета после снятия двигателя и пилона. Пилон 8 используется в качестве опоры для авиационно-космического летательного аппарата 3.

Как показано на фиг.2-4, авиационно-космический летательный аппарат 3 имеет такие размеры, чтобы обеспечивать достаточный клиренс во время взлета и посадки турбовентиляторного самолета 2, в том числе и в неблагоприятных условиях, включая крен турбовентиляторного самолета 2, отклонения элементов конструкции под нагрузкой или низкое давление в шинах шасси. Турбовентиляторный самолет 2 оснащен системой контроля полета и мониторной станцией (не показаны), которые имеют проходящую через пилон 8 систему сопряжения для связи с авиационно-космическим летательным аппаратом 3, ракетой-носителем 5 и полезной нагрузкой 9. Хвост 10 и крылья 11 авиационно-космического летательного аппарата 3 также спроектированы таким образом, чтобы обеспечивать клиренс для турбовентиляторного самолета 2.

Как показано на фиг.5 и 6, турбовентиляторный самолет 2 предназначен также в качестве транспортного средства для возвращения ракеты-носителя 5 третьей ступени. Как показано на фиг.5, турбовентиляторный самолет 2 оснащен системой 12 сброса парашюта возвращения, хорошо известным примером которой может служить система обнаружения Фултон. Во время спуска ракеты-носителя 5 в атмосферном слое под контролем задействованной системы 13 парашютного возвращения турбовентиляторный самолет 2 захватывает верхний вытяжной трос 14 парашюта захватной вилкой 15 на носу 16 самолета. В это время буксируемая ракета-носитель 5 прикреплена к нижнему вытяжному парашюту 17. Далее возвратный трос 19 прикрепляется с помощью замка 18 лебедочного троса к оставшемуся участку верхнего вытяжного троса 14, основные парашюты 59 отрезаются и возвратный трос 19 выбирается наматыванием для подтягивания ракеты-носителя 5 к заднему люку 20 грузового отсека турбовентиляторного самолета 2. Затем ракета-носитель 5 втягивается в грузовой отсек 21 с помощью лебедки 22.

Фиг. 7 изображает вид в перспективе авиационно-космического летательного аппарата 3, при этом корпус аппарата представлен условно, чтобы показать внутреннее расположение узлов. Фиг.8 представляет авиационно-космический летательный аппарат в частичном виде сверху и снизу с разделением видов по оси, а фиг.9 представляет летательный аппарат на виде сбоку. Фюзеляж 23 представляет собой фюзеляж минимального лобового сопротивления с носовой частью 24, которая имеет нижнюю носовую часть 58 с уклоном 7^o для полетного КПД, образованного вокруг грузового отсека 6. Крылья 11 имеют размах, ограниченный требованиями несущего турбовентиляторного самолета 2, и имеют соответствующие параметры для высокоскоростного кабрирования для доставки ракеты-носителя 5 на позицию вывода на орбиту. Крылья 11 расположены таким образом, чтобы свести к минимуму нарушения равновесия при ускорении. Для выполнения маневров предусмотрены элероны 33. На хвостовой части 25 оживальной (стрельчатой) формы смонтированы вертикальное хвостовое оперение 10 и гондолы 31 двигателей. На вертикальном хвостовом оперении 10 смонтирован руль 34.

Воздухозаборники 29 прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД) 27 гондол расположены под фюзеляжем аппарата. Планарные обтекатели 30 гондол продолжаются назад между задней (хвостовой) частью 25 корпуса и гондолами 31 двигателей до окончания 26 хвостовой части и выпускных сопел 32 двигателей. Воздухозаборники 28 сжижения воздуха в гондолах и гондолы 57 сжижения воздуха расположены под крыльями 11.

Авиационно-космический летательный аппарат 3 имеет такую компоновку, что при нахождении в нем ракеты-носителя 5 и полезной нагрузки 9 центр его тяжести почти совпадает с центром тяжести в порожнем состоянии. Такая конструкция обеспечивает минимальное смещение центра тяжести авиационно-космического летательного аппарата 3 при выпуске ракеты-носителя 5 с полезной нагрузкой 9 через створку 35 грузового отсека. Авиационно-космический летательный аппарат 3 оснащен соответствующими убирающимися посадочными шасси, включая два средних шасси 36 по обе стороны от задней (хвостовой) части 25 корпуса и одно переднее шасси 38.

В аппарате имеется передний топливный бак 39 и задний топливный бак 40. Для размещения полезной нагрузки 9 различной конфигурации в грузовом отсеке 26 может устанавливаться сменный топливный бак 42 фигурной формы. Носовой наконечник 43 и законцовки 41 крыльев оснащены ракетными двигателями 44 управления пространственным положением и позиционными топливными баками 45. В хвостовой части 25 корпуса размещено также оборудование 46 сжижения воздуха.

На фиг. 10 и 11 изображена возвращаемая ракета-носитель 5 с укрепленной на ней полезной нагрузкой 9. Эту комбинацию в сборе помещают в грузовом отсеке 6 перед тем, как авиационно-космический летательный аппарат 3 закрепляется на турбовентиляторном самолете 2. Ракета-носитель 5 имеет бак 47 с жидким водородом и бак 48 с жидким кислородом для питания двигателя 49 ракеты-носителя.

Нагнетатели давления 50 расположены в соответствующих местах и соединены с баками 47, 48. Ракета-носитель оснащена раздвижными кожухами 51 обратного полета для защиты ракетного двигателя во время обратного входа в атмосферу. Кожухи 51 обратного полета для ракетного двигателя выполнены из материала, обеспечивающего тепловую защиту, и имеют соответствующую форму для стабилизации ракеты-носителя при обратном полете. Имеется также система 53 управления пространственным положением. Система 13 парашютного возвращения расположена на конце ракеты, удаленном от двигателя 49.

Для запуска спутника на низкую околоземную орбиту может быть создана ракета-носитель 5 длиной 8,9 м, диаметром 3,05 м и массой брутто около 13600 кг для развития реактивной силы 14060 кг с удельным импульсом в 450 секунд. При соответствующей точке выпуска из авиационно-космического летательного аппарата 3 ракета-носитель 5 может выводить спутник весом 800 кг на круговую полярную орбиту ок. 500000 м.

Изобретение относится к трехступенчатым космическим транспортным средствам многократного применения. Предлагаемая система содержит самолет с турбовентиляторными двигателями, на котором крепится авиационно-космический летательный аппарат. Аппарат имеет фюзеляж, вертикальный руль и два крыла с законцовками и элеронами для выполнения кабрирования и других маневров. Аппарат включает в себя также два прямоточных реактивных двигателя, расположенных под плоскостью крыльев, и их топливные баки в носовой и хвостовой частях фюзеляжа. Предусмотрено множество ракетных двигателей управления ориентацией аппарата, установленных в его носовой части и в законцовках крыльев. Аппарат может быть снабжен системой сжижения воздуха для указанных прямоточных двигателей. В грузовом отсеке фюзеляжа размещается ракетная ступень для выведения полезной нагрузки на орбиту с парашютной системой возвращения ступени. На самолете могут размещаться тросолебедочные средства подхвата при снижении данной парашютной системы и загрузки ступени в грузовой отсек самолета. Изобретение направлено на создание технической системы минимального риска для экономичного и экологичного выведения на орбиту небольших и средних полезных нагрузок. 7 з.п. ф-лы, 11 ил.

1. Система орбитального запуска, содержащая турбовентиляторный самолет, оборудованный средствами для транспортировки и отделения авиационно-космического летательного аппарата, авиационно-космический летательный аппарат, включающий фюзеляж с носовой частью, средней частью, имеющей грузовой отсек с множеством створок грузового отсека, и хвостовой частью, а также два крыла, прикрепленных к фюзеляжу и оснащенных каждое законцовкой крыла и средствами управления для обеспечения выполнения высокоскоростного кабрирования и маневров авиационно-космического летательного аппарата, хвостовую часть с рулем, установленным в основном вертикально на хвостовой части, при этом указанный летательный аппарат включает также два прямоточных воздушно-реактивных двигателя, каждый из которых размещен в гондоле, в которой имеется входной канал гондолы и плоский обтекатель гондолы для каждого прямоточного воздушно-реактивного двигателя, причем двигатели расположены под плоскостью крыльев и каждый из этих двигателей имеет выпускное сопло в районе хвостовой части фюзеляжа, передний топливный бак и задний топливный бак, расположенные в фюзеляже и соединенные с указанными прямоточными воздушно-реактивными двигателями, множество ракетных двигателей управления пространственным положением, которые связаны с множеством топливных баков, предназначенных для данного управления, и установлены в переднем конце носовой части корпуса и в каждой законцовке крыла, средства для транспортировки и запуска полезной нагрузки и средства для горизонтальной посадки авиационно-космического летательного аппарата. 2. Система орбитального запуска по п.1, в которой указанные средства управления представляют собой элероны, по одному на каждом из крыльев. 3. Система орбитального запуска по п.1, в которой указанные средства для транспортировки и запуска представляют собой пилон авиационно-космического летательного аппарата, укрепленный под крылом турбовентиляторного самолета у подвески двигателя этого самолета. 4. Система орбитального запуска по п.1, в которой указанные средства для горизонтальной посадки аппарата включают два средних посадочных шасси и одно носовое посадочное шасси. 5. Система орбитального запуска по п.1, в которой указанные средства для транспортировки и запуска полезной нагрузки представляют собой размещенные в грузовом отсеке ракету-носитель, к которой прикреплена полезная нагрузка, причем этот отсек оснащен средствами для выталкивания полезной нагрузки, а ракета-носитель включает ракетный двигатель и связанные с ним бак с жидким водородом и бак с жидким кислородом, два защитных кожуха ракетного двигателя для этапа спуска в атмосфере, устройства наддува баков с жидким водородом и жидким кислородом, систему управления пространственным положением и парашютную систему возвращения. 6. Система орбитального запуска по п.5, в которой турбовентиляторный самолет включает систему возврата спускаемого на парашюте груза для возвращения указанной ракеты-носителя, оснащенной системой парашютного возвращения, причем система возврата спускаемого на парашюте груза включает захватную вилку, прикрепленную к носовой части турбовентиляторного самолета, возвратный трос и лебедку, при этом замок лебедочного троса выполнен с возможностью присоединения к верхнему вытяжному тросу парашюта системы парашютного возвращения, а самолет включает в себя также грузовой отсек с кормовым доступом. 7. Система орбитального запуска по п.1, в которой грузовой отсек включает в себя помещенный в него фигурный топливный бак, связанный с указанными прямоточными воздушно-реактивными двигателями. 8. Система орбитального запуска по п.1, в которой в хвостовой части корпуса смонтировано охлаждающее оборудование сжижения, которое включает в себя гондолу для ожижения воздуха и воздухозаборник гондолы, расположенные под каждым крылом аппарата, причем данное оборудование ожижения воздуха связано с указанными прямоточными воздушно-реактивными двигателями.