ОРБИТАЛЬНЫЙ САМОЛЕТ Российский патент 2002 года по МПК B64G1/14 

Изобретение относится к многоразовым космическим средствам для доставки на орбиту и с орбиты полезного груза.

Известен воздушно-космический самолет, содержащий корпус с крыльями и хвостовым оперением, размещенные в корпусе топливные баки, соединенные магистралями с реактивной тяговой камерой. Через разъемные соединения баки и камера соединены с установкой сжижения атмосферного воздуха, размещенной на самолете-носителе. Перед полетом воздушно-космический самолет стыкуют с самолетом-носителем, состыковывают разъемные магистрали, а старт самолета-носителя с воздушно-космическим самолетом осуществляют включением двигательной установки воздушно-космического самолета и двигателя самолета-носителя (см. патент РФ 2000258, кл. В 64 G 1/14, 1992 г.).

В результате анализа известного воздушно-космического самолета необходимо отметить, что использование корпусного варианта конструкции, в корпусе которой устанавливаются баки для топлива, двигательная установка, размещается отсек для полезного груза, чрезмерно утяжеляют конструкцию, что, естественно, снижает массу транспортируемого полезного груза, а изменение массы топлива в процессе работы двигательной установки изменяет центр масс самолета, усложняя управление последним; наличие многочисленных разъемов магистралей самолета-носителя и воздушно-космического самолета снижает надежность работы системы.

Известен летательный аппарат, содержащий корпус, в котором размещены баки для окислителя и горючего, отсек для полезного груза, крылья и хвостовое оперение, двигательную установку, средства управления полетом (см. патент РФ 2033947, кл. B 64 G 1/14, 1992 г.) - наиболее близкий аналог.

В результате анализа конструкции известного летательного аппарата необходимо отметить, что он, как и аналог, содержит несущий корпус, в котором расположены баки для топлива, отсек полезного груза, двигательная установка, кабина, если летательный аппарат используют в пилотном режиме. Все агрегаты аппарата расположены в корпусе последовательно, один за другим. Такая компоновка не может обеспечить оптимальное расположение центра тяжести и сохранить его неизменным в полете при выработке топлива и изменении массы полезного груза.

Задачами настоящего изобретения являются разработка конструкции орбитального самолета с высокими аэродинамическими характеристиками, которая обеспечивает многократное применение всех узлов и агрегатов, характеризуется небольшими габаритами и массой, сохраняет практически неизменное положение центра масс в процессе работы, а также содержащую минимальное количество конструктивных элементов.

Поставленные задачи решаются тем, что в орбитальном самолете, содержащем кислородный и водородный топливные баки, двигательную установку, крылья, хвостовое оперение, а также отсек для полезного груза, шасси и средства управления орбитальным самолетом, новым является то, что водородный бак и двигательная установка смонтированы на торцах кислородного бака, а отсек для полезного груза, крылья и хвостовое оперение - на его боковой поверхности, причем водородный бак может иметь обтекаемую форму, а диаметр водородного бака больше диаметра кислородного бака в 1,2-1,5 раза, а оси баков смещены друг относительно друга таким образом, что их образующие снизу составляют одну линию.

Необходимо отметить, и это весьма важно, что в конструкции орбитального самолета за основу принят бак для кислорода, на котором монтируются остальные элементы конструкции самолета: бак для водорода, отсек для полезного груза, двигательная установка, крылья, хвостовое оперение и кабина (если орбитальный самолет используют в пилотируемом режиме).

Такая конструкция позволяет снизить количество эксплуатационных разъемов, исключить разовые детали из конструкции, улучшить конфигурацию орбитального самолета, что снижает аэродинамические потери и увеличивает выводимую массу. Кроме того, благодаря положению центра тяжести орбитального самолета в пределах кислородного бака, удалось получить постоянство центровки орбитального самолета на всех режимах полета. Конфигурация орбитального самолета в плане и наличие стреловидных крыльев позволяет обеспечить расположение точки приложения всех аэродинамических сил оптимальным образом, что обеспечивает хорошую управляемость и балансировку и обеспечивает отделение от самолета - носителя без запуска двигательной установки, а это позволяет исключить вероятность повреждения самолета - носителя, а также позволяет выполнять масштабирование конструкции для самолетов - носителей различной грузоподъемности.

Важным компоновочным решением является выполнение баков для водорода и кислорода разных диаметров и смещение их осей друг относительно друга. Меньший диаметр кислородного бака и его смещение относительно водородного бака позволяет в уступе, образованном торцами баков, разместить отсек для полезного груза, уменьшив, тем самым, аэродинамическое сопротивление самолета.

Отсутствие одноразовых элементов позволяет существенно снизить стоимость эксплуатации орбитального самолета.

При проведении патентных исследований не обнаружены решения, идентичные заявленному изобретению, а следовательно, заявленное изобретение соответствует критерию "новизна".

По мнению заявителя, сущность заявленного изобретения не следует явным образом из известных решений, а следовательно, заявленное изобретение соответствует критерию "изобретательский уровень".

Считаем, что сведений, изложенных в материалах заявки, достаточно для практического осуществления изобретения.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами, где:
на фиг.1 - орбитальный самолет, вид сбоку,
на фиг.2 - орбитальный самолет, вид сверху;
на фиг.3 - компоновка орбитального самолета.

Орбитальный самолет содержит бак 1 для жидкого кислорода, выполненный цилиндрической формы, к одному из торцов которого прикреплен бак 2 для водорода, а к другому - двигательная установка 3. На боковой поверхности бака смонтированы: отсек 4 для полезного груза и кабина 5 (если орбитальный самолет пилотируемый), а также крылья 6 и хвостовое оперение 7. Самолет имеет шасси 8. Баки 1 и 2 (топливные баки) магистралями (не показаны) соединены с двигательной установкой. Орбитальный самолет также содержит необходимые средства управления.

На баке 2, который может иметь цилиндрическую форму, размещают обтекатель, имеющий соответствующую аэродинамическую форму для уменьшения сопротивления при полете. Кроме того, бак 2 может быть выполнен аэродинамической формы (заострен к периферии от места соединения его с баком 1). В данном случае необходимость в обтекателе отпадает.

На поверхности орбитального самолета наносят защитные покрытия.

Необходимо отметить, что диаметр бака 2 больше диаметра бака 1 в 1,2-1,5 раза, а оси баков 1 и 2 смещены друг относительно друга таким образом, что их образующие снизу составляют одну линию. За выступом водородного бака монтируют отсек полезного груза. Это позволяет повысить аэродинамические характеристики самолета и уменьшить габаритные размеры. В случае, если бак 2 имеет аэродинамическую форму, то упомянутое выше отношение диаметров баков распространяется на ту часть водородного бака, которая пристыковывается к кислородному баку 1.

Все узлы и агрегаты орбитального самолета являются известными, они не составляют предмета патентной охраны и поэтому в материалах заявки не раскрыты.

Для обеспечения запуска орбитального самолета, его устанавливают на дозвуковом самолете, например, АН-225. При выходе самолета - носителя на расчетную орбиту осуществляют расстыковку орбитального самолета и самолета - носителя, включают двигательную установку 3 и орбитальный самолет совершает полет по расчетной траектории. Для стыковки, например, с космической станцией, орбитальный самолет имеет стыковочный модуль (не показан). После окончания операции разгрузки - загрузки отсека 4, орбитальный самолет отстыковывают от космической станции, включают двигательную установку 3 и он самостоятельно возвращается на землю в расчетную точку. Управление самолетом осуществляется из кабины 5 или автоматически (в беспилотном режиме). Приземление осуществляется на шасси 8.

Изобретение относится к многоразовым космическим транспортным средствам для доставки полезных грузов на орбиту и с орбиты. Предлагаемый орбитальный самолет содержит кислородный и водородный топливные баки. Водородный бак и двигательная установка смонтированы на торцах кислородного бака. Отсек для полезного груза, крылья и хвостовое оперение - на боковой поверхности кислородного бака. Преимущественно водородный бак имеет обтекаемую форму и диаметр, в 1,2-1,5 раза больший диаметра кислородного бака. При этом оси топливных баков смещены так, что их поверхности снизу имеют одну общую линию-образующую. Изобретение направлено на обеспечение высоких аэродинамических и массово-центровочных характеристик орбитального самолета, а также на упрощение его конструкции. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Орбитальный самолет, содержащий кислородный и водородный топливные баки, двигательную установку, крылья, хвостовое оперение, а также отсек для полезного груза, шасси и средства управления самолетом, отличающийся тем, что водородный бак и двигательная установка смонтированы на торцах кислородного бака, а отсек для полезного груза, крылья и хвостовое оперение - на боковой поверхности кислородного бака. 2. Орбитальный самолет по п. 1, отличающийся тем, что водородный бак имеет обтекаемую форму. 3. Орбитальный самолет по п. 1 или 2, отличающийся тем, что диаметр водородного бака больше диаметра кислородного бака в 1,2-1,5 раза. 4. Орбитальный самолет по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что оси указанных топливных баков смещены друг относительно друга таким образом, что образующие их боковых поверхностей снизу составляют одну линию.