Изобретение относится к области аэрокосмической техники и может быть использовано при создании многоразовых многофункциональных и многоцелевых аэрокосмических самолетов-носителей, а также способов выведения космических объектов на околоземную орбиту с помощью этих самолетов-носителей.
Из уровня техники известна составная многоступенчатая баллистическая ракета-носитель, выводящая космические объекты на околоземную орбиту /см. БСЭ (2 изд.), т.21, с.442; т.24, с.203/. Она конструктивно выполнена из 4-8 ракетных ступеней с последовательно-параллельным их расположением.
Каждая ступень составной ракеты состоит из ракетных двигателей, несущей силовой конструкции, баков для топлива и окислителя, систем управления, механизмов для разделения ступеней и ряда других необходимых систем и механизмов.
Существуют различные комбинации последовательного и параллельного соединения ступеней этой ракеты. При этом полезный груз или космический объект, если он относительно не больших размеров, обычно размещается в головной части ракеты-носителя. В иных случаях, например при выведении на околоземную орбиту многоразового челнока /ШАТТЛ, БУРАН/, он фиксируется к корпусу ракеты-носителя снаружи.
В соответствии с выполняемой функцией ступени ракеты-носителя оснащаются стартовыми, маршевыми, разгоняющими и другими двигателями и подмодулями.
Для запуска многоступенчатых баллистических ракет-носителей используется вертикальный старт со стартового стола, который является одним из основных элементов пусковой космической системы. При этом стартовая масса тяжелых ракет-носителей может достигать нескольких тысяч тонн, 85-90% которой составляет топливо и его компоненты.
Способ выведения космических объектов на околоземную орбиту с помощью баллистических ракет-носителей состоит из вертикального старта, выхода на баллистическую траекторию полета, с последовательным сбросом выполнивших свою функцию отработавших ракетных ступеней на протяжении траектории выведения. При этом последняя ступень ракеты-носителя отделяется от космического объекта уже на расчетной околоземной орбите, сообща ему 1-ю космическую скорость (около 8 км/с).
Т.о. составная, многоступенчатая, баллистическая ракета-носитель является устройством одноразового применения, т.к. после выведения космического объекта на околоземную орбиту, эта ракета-носитель прекращает свое существование, это делает каждый космический старт весьма дорогостоящим и значительно сдерживает темпы освоения околоземного космического пространства.
Поэтому в настоящее время ведутся работы, в частности в США, по созданию носителей с многоразовыми элементами. Так корпорация "Кислер-Эйр", согласно информации журнала "Экономист" от 20 марта 1999 г., работает над 2-х ступенчатой ракетой-самолетом с многоразовой 2-й ступенью.
Корпорация "Келли Спейс текнолоджи" работает над космическим самолетом в виде башни с одноразовой 2-й ступенью. Корпорация “Билл-Эйрспес" планирует запускать частично многоразовые 3-х ступенчатые ракеты-носители. В США компанией "Ротери Рокет" ведутся работы над многоразовой ракетой "Ротон"/ж. "Экономист" от 20 марта 1999 г./, которая имеет в основании двигатель, а наверху ротор, позволяющий ракете мягко приземляться.
В качестве ближайшего аналога предлагаемого устройства может быть выбран многоразовый составной самолет-носитель для выведения космических объектов на околоземную орбиту, содержащий несколько отделяемых друг от друга после выполнения своих функций и возвращаемых на Землю составных конструктивных элементов (самолетных ступеней), включающих в свой состав двигатели, аэродинамические поверхности, механизмы фиксации и разделения, управления и горизонтальной посадки - см. патент GB 1114414 А (БРИТИШ ЭЙРКРАФТ КОРП. ЛТД); 22.05.1968.
В качестве ближайшего аналога предлагаемого способа может быть выбран способ выведения космических объектов на околоземную орбиту, включающий сборку из нескольких, отделяемых друг от друга после выполнения своих функций, составных конструктивных элементов многоразового составного самолета-носителя, старт, выход на баллистическую траекторию полета, разгон и вывод на расчетную околоземную орбиту космического объекта, с возвращением указанных отделяемых элементов на Землю - см. вышеуказанный патент GB 1114414 А.
Известные способ и устройство предполагают вертикальный старт системы, как и традиционные многоступенчатые ракеты-носители.
Известная многоступенчатая баллистическая ракета-носитель одноразового использования после выведения космического объекта на околоземную орбиту прекращает свое существование, а часть сброшенных конструктивных элементов ракетных ступеней /особенно 1-й и 2-й ступеней/ не успевает полностью сгореть в плотных слоях атмосферы и падает на поверхность Земли, создавая экологические проблемы.
При этом, как правило, они содержат остатки токсичного горючего и окислителя, другие экологически опасные вещества и их производные - бериллий, бор, фтор и др. В некоторых районах земного шара, над которыми пролегает траектория выведения тяжелых ракет-носителей, например регион хакасской тайги в России, уже скопилось более 1, 5 тысяч тонн токсичного, искореженного металла, который является экологически опасными остатками ступеней тяжелых ракет-носителей, оказывающими пагубное влияние на воду, почву, флору и фауну местной экосистемы.
Такой сброс отработавших ракетных ступеней с одновременным их уничтожением и загрязнением окружающей среды, наряду с экологической недопустимостью, экономической расточительностью говорит еще и о недостатках самой конструкции известной ракеты-носителя, которая безнадежно устарела, и поэтому использование ее для выведения космических объектов на околоземную орбиту уже в настоящее время не желательно, т.к. сама конструкция известной ракеты-носителя и способ выведения космических объектов на околоземную орбиту с ее помощью не соответствует современным требованиям по технической безопасности, экологической безопасности и экономичности.
Со времени выведения на околоземную орбиту первого искусственного спутника Земли посредством многоступенчатой ракеты-носителя в 1957 году, эта ракета-носитель является по настоящее время единственным устройством, которое позволяет осуществлять практический выход в околоземное космическое пространство.
Несмотря на все качественные изменения, происшедшие в аэрокосмической индустрии за этот период в результате бурного научно-технического прогресса, до настоящего времени принципиально не изменили ни способ выведения космических объектов на околоземную орбиту, ни устройство, т.е. многоступенчатую баллистическую ракету-носитель. Поэтому с позиций современных потребностей по интенсификации и коммерциализации освоения околоземного космоса, а также с научно-практических позиций, обнаруживается три основных недостатка этого способа и устройства:
- высокая степень технической опасности,
- значительная и все более увеличивавшаяся степень экологической опасности,
- предельно высокий уровень материальных затрат, необходимых для каждого космического старта, т.е. для выведения на околоземную орбиту единицы массы.
Следствием этих недостатков является, например, тот факт, что за 40 лет полетов в космос там побывало всего около 400 человек. Поэтому при современных потребностях в развитии космических технологий возможности известных ракет-носителей не способны обеспечить весь объем этих потребностей, т.е. существует необходимость в дальнейшем увеличении функциональных возможностей известной ракеты-носителя, что является весьма проблематичным, т.к. это делает применяемые способ и устройство еще более опасными и дорогими.
Одной из причин этого является использование вертикального старта, при котором рост уровня технической опасности, прямо пропорционален росту стартовой массы ракеты-носителя. Основными опасными моментами при этом является интенсивный нагрев всего стартового комплекса в нижней 1/3 стартующей ракеты, а также высокочастотные колебания и вибрации всей ракеты, могущие привести к разрушение ее конструктивных элементов. Следствием этих причин является то, что значительная часть аварий и катастроф с ракетами-носителями происходит или во время старта еще на земле, или в первые секунды после старта.
Один из аспектов экологической опасности использования баллистических ракет заключается в загрязнении поверхности Земли фрагментами сброшенных макетных ступеней, которые могут содержать остатки токсичного горючего и его компонентов.
С экономических позиций следует отметить, что баллистическая ракета-носитель будучи весьма ответственной и сложной конструкцией, построена на основе новейших научно-технических достижений и состоит в основном только из прецизионных деталей и устройств. Это делает ракету-носитель весьма дорогостоящим сооружением, которое однако используется только один раз для осуществления только одного космического старта. Поэтому сверхтяжелую ракету-носитель можно считать самым дорогостоящим устройством одноразового применения, используя которое даже современная сверх держава может позволить себе всего лишь несколько космических стартов в течение года, что явно не отвечает растущему уровню современных потребностей.
Исходя из подведенных доводов можно констатировать, что применяемый в настоящее время способ и устройство для выведения космических объектов на околоземную орбиту, т.е. многоступенчатая баллистическая ракета-носитель не отвечает условиям современных требований по технической безопасности, экологической безопасности и экономичности.
Для устранения указанных и других недостатков существующих способов и устройств выведения космических объектов на околоземную орбиту предлагаются настоящие способ выведения космических объектов на околоземную орбиту и многоразовый составной аэрокосмический ракетный самолет-носитель для его осуществления (варианты).
Предлагаемые способ и устройство позволяют значительно повысить уровень технической и экологической безопасности каждого космического полета, а также в решающей степени снизить стоимость выведения единицы массы на околоземную орбиту, поскольку предлагаемое устройство является многоразовым, а способ обеспечивает возвращение обратно на Землю составных конструктивных элементов многоразового составного аэрокосмического ракетного самолета-носителя без их разрушения, после выполнения ими своих функций, что дает возможность использовать эти конструктивные элементы повторно и многократно в последующих космических запусках.
В состав предлагаемого устройства - многоразового составного аэрокосмического ракетного самолета-носителя /САРСН/ входят следующие конструктивные элементы:
- стартовая платформа-шасси /наземный элемент/;
- сбрасываемое, комбинированное, кессонное крыло;
- несколько автономно возвращавшихся аэрокосмических, ракетных самолетов-ступеней/ в настоящем описании три - 1-й, 2-й и 3-й, орбитальный/, т.е. описывается 3-х ступенчатый, многоразовый САРСН. Каждый из этих самолетов-ступеней в процессе полета многоразового САРСН на околоземную орбиту выполняет функции, аналогичные функциям отдельной ступени известной многоступенчатой баллистической ракеты-носителя, но в отличии от ступеней этой ракеты-носителя каждый самолет-ступень, отделившись от продолжавшей полет части многоразового САРСН, автономно возвращается на Землю, совершает мягкую горизонтальную посадку на ВПП и т.о. может быть повторно и многократно использован в последующих космических запусках.
При этом каждый из приведенных отдельных конструктивных элементов многоразового САРСН предназначен для выполнения следующих четко определенных функций в составе комплекса многоразового САРСН и характеризуется следующим образом.
1. Стартовая платформа-шасси является наземным конструктивным элементом и предназначена для осуществления горизонтального разбега, точнее горизонтального старта с разбегом многоразового САРСН по ВПП. При этом в конце разбега стартующий многоразовый САРСН отделяется от стартовой платформы-шасси и осуществляет взлет с последующим набором высоты в самолетном, аэродинамическом режиме, а стартовая платформа-шасси тормозится и остается на ВПП.
2. Сбрасываемое комбинированное кессонное крыло предназначено для поднятия суммарного значения аэродинамического качества, т.е. коэффициента подъемной силы многоразового САРСН и доведения его до расчетной величины с целью обеспечения уверенного и безопасного отрыва многоразового САРСН от Земли в результате горизонтального разбега по ВПП, а также для осуществления последующего полета многоразового САРСН в самолетном, аэродинамическом режиме с набором высоты, на этом начальном этапе полета, по восходящей прямой /по самолетному/, с увеличивающейся скоростью и ускорением до перехода многоразового САРСН на баллистическую траекторию полета, после чего это крыло сбрасывается, отделившись от продолжающего полет уже по баллистической траектории многоразового САРСН.
3. Три автономно возвращаемые аэрокосмические ракетные самолета-ступени предназначены для выполнения в составе САРСН функций аналогичных функциям, выполняемым ступенями известной многоступенчатой, баллистической ракеты-носителя. При этом по аналогии со ступенями баллистической ракеты-носителя все три самолета-ступени /1-й, 2-й и 3-й, орбитальный самолеты-ступени/ в соответствии со спецификой выполняемых каждым из них функций, отличаются между собой по линейным размерам, по массе, по модификации силовых установок и другим параметрам.
Вместе с тем все три самолета-ступени конструктивно выполнены по одинаковой схеме и каждый из них - это плоское треугольное летающее крыло с малым размахом, с двухкилевым вертикальным оперением, с трехопорным посадочным колесным шасси, оснащенное аэродинамической и газодинамической системами управления. На каждом самолете-ступени двигатели и их модули расположены рядно в двигательном отсеке в хвостовой части между вертикальными килями. Поверхность над фюзеляжем между вертикальным двухкилевым оперением каждого самолета-ступени служит грузовой палубой для размещения полезного груза.
Т.о. в целом предлагаемой составной аэрокосмический макетный самолет-носитель - САРСН - представляет собой единый комплекс, составленный из отдельных конструктивных элементов, которые используются повторно и многократно после каждого космического запуска. Описываемый многоразовый САРСН стартует горизонтально, разбегаясь по ВПП. Такой разбег и старт обеспечивает стартовая платформа-шасси, которая после взлета САРСН отделяется от него и остается на ВПП.
Поэтому в стартовой позиции, в статическом состоянии составные элементы многоразового САРСН собираются в единый комплекс в горизонтальном положении. При этом они последовательно располагаются один на другом и фиксируется между собой посредством механизмов взаимной фиксации и разделения в следующем порядке.
Внизу располагается стартовая платформа-шасси, на ней под расчетным углом атаки устанавливается и фиксируется сбрасываемое комбинированное кессонное крыло, на нем вплотную устанавливается и фиксируется 1-й возвращаемый самолет-ступень, на силовых пилонах его грузовой палубы устанавливается и фиксируется 2-й возвращаемый самолет ступень, на пилонах грузовой палубы 2-го самолета-ступени устанавливается и фиксируется 3-й, орбитальный, возвращаемый самолет-ступень, а уже на грузовой палубе орбитального самолета-ступени размещается космический объект, причем, если это многоразовый космический челнок, то он также горизонтально устанавливается и фиксируется на грузовой палубе орбитального самолета-ступени.
Собранный в таком порядке и установленный в стартовой позиции САРСН производит горизонтальный старт с разбегом по ВПП за счет горизонтальной тяги стартовых и маршевых двигателей 1-го самолета-ступени /в основном/. Одновременно с этим, для сокращения длины разбега по ВПП и увеличения коэффициента подъемной силы, газовой эжекторной системой усиления тяги 1-го самолета-ступени создается мощная вертикальная положительная тяга, исходящая из его тормозных эжекторных сопел, направление которой регулируется поворотными решетками этих сопел.
В конце разбега по ВПП, в результате возникшей подъемной силы происходит отрыв САРСН от стартовой платформы-шасси и соответственно от Земли и начинается набор высоты по восходящей прямой в аэродинамическом самолетном режиме.
Т.о. начальный отрезок полета САРСН происходит в самолетном аэродинамическом режиме с использованием суммарного аэродинамического качества несущих плоскостей всех самолетов-ступеней, сбрасываемого кессонного крыла и космического объекта, если это многоразовый космический челнок. Затем на расчетной высоте и скорости, с использованием аэродинамической и газодинамической систем управления, т.е. с использованием рулей высоты и носовых управляющих эжекторных сопел всех трех самолетов-ступеней, САРСН плавно переходит с аэродинамической траектории полета по восходящей прямой на баллистическую траектории полета с расчетным угловым положением.
Начиная с этого этапа полета, на протяжении траектории выведения на околоземную орбиту происходит последовательное отделение от многоразового САРСН его составных конструктивных элементов с возвращением их обратно на Землю в целостном состоянии без их разрушения.
Первым отделяется от САРСН сбрасываемое комбинированное кессонное крыло. Сброс его происходит сразу после перехода на баллистическую траектории полета, после чего оно разделившись на две части по срединной линии возвращается на землю с помощью парашютных систем с приводнением в расчетном районе водной акватории.
Затем последовательно на расчетных отрезках траектории выведения от САРСН отделяется 1-й и 2-й самолеты-ступени, а 3-й, орбитальный самолет-ступень отделяется от космического объекта уже на расчетной околоземной орбите.
Каждый возвращаемый ракетный самолет-ступень после отделения от САРСН совершает спуск по нисходящей траектории с использованием газодинамического торможения и производит приземление на ВПП в расчетном районе на свое посадочное колесное шасси.
Т.о. все конструктивные элементы САРСН, т.е. все три ракетных самолета-ступени и сбрасываемое комбинированное кессонное крыло, выполнив свои функции в процессе полета на околоземную орбиту, возвращаются на Землю в целостном не разрушенном состоянии.
Далее все эти конструктивные элементы проходят комплекс необходимых регламентных, а также по необходимости ремонтно-восстановительных работ, вновь собирается в единый САРСН и т.о. используется в последующих космических запусках.
ПЕРЕЧЕНЬ ФИГУР ГРАФИЧЕСКИХ ИЗОБРАЖЕНИЙ
Фиг.1. Многоразовый САРСН в собранном виде, в стартовой позиции с космическим челноком на борту /вид спереди/.
Фиг.2. Многоразовый самолет-носитель в собранном виде, в стартовой позиции /вид сзади/.
Фиг.3. Общий вид 1-го, 2-го и 3-го самолетов-ступеней и их аэродинамическая компоновка.
Фиг.4. Схема расположения наружных элементов конструкции на каждом самолете-ступени /справа вид сверху, слева вид снизу/.
Фиг.5. Сбрасываемое, комбинированное, кессонное крыло, схема расположения основных элементов конструкции /вид снизу/.
Фиг.6. Принципиальная компоновочная схема самолетов-ступеней /агрегатная, унифицированная/.
Фиг.7. Принципиальная схема конструкции стартовой платформы-шасси /вид спереди, вид сзади, вид сбоку/.
Фиг.8. Принципиальная схема конструкции газовоздушной системы стартовой платформы-шасси /вид сверху/.
Фиг.9. Общий вид тяжелого многоразового САРСН с космическим челноком на борту, после взлета, набирающего высоту в самолетном, аэродинамическом режиме.
Фиг.10. Общий вид легкого многоразового САРСН с грузовой капсулой на борту и 1-м самолетом-ступенью с большим размахом крыла.
Фиг.11. Принципиальная схема полного полетного цикла тяжелого многоразового САРСН с космическим челноком на борту с выведением космического челнока на околоземную орбиту и возвращением всех составных элементов многоразового САРСН обратно на Землю для повторного и многократного их использования /для упрощения приведенной схемы полетного цикла самолеты-ступени на ней изображены с однокилевым вертикальным оперением/.
Перечень позиций приведенных на фигурах графических изображений.
12 - стартовая платформа-шасси,
13 - сбрасываемое, комбинированное, кессонное крыло,
14 - 1-й самолет-ступень,
15 - 2-й самолет-ступень,
16-3-й самолет-ступень /орбитальный/,
17 - многоразовый космический челнок /космический объект/,
18 - многоразовый САРСН.
19, 20, 21,22,23,24,25 - отрезки траектории полета многоразового САРСН,
26 - ВПП /взлетно-посадочная полоса/
27 -силовые пилоны с демпфирующими подушками,
28 -грузовая палуба каждого самолета-ступени,.
29 - силовые арочные опоры стартовой платформы-шасси /шарнирные/,
30 - маршевые ракетные двигатели 1-го самолета-ступени,
31 - ВРД /воздушно-реактивные двигатели/ 1-го самолета-ступени,
32 - газовоздушная эжекторная система усиления тяги самолетов-ступеней,
33-34 - составные симметричные половины сбрасываемого крыла 13, отделяющиеся друг от друга после сброса этого крыла,
35 - ВРД 2-го самолета-ступени,
36 - ВРД 3-го самолета-ступени,
37 - маршевые ракетные двигатели 2-го самолета-ступени,
38 - маршевые ракетные двигатели 3-го самолета-ступени,
39, 40, 41 - крылья 1, 2, и 3-го самолетов-ступеней,
42, 43, 44 - рули высоты 1-2-3-го самолетов-ступеней,
45 - носовые управляющие эжекторные сопла самолетов-ступеней,
46 - управлявшие эжекторные сопла на концах крыльев самолетов ступеней,
47 - механизмы взаимной фиксации и разделения половин сбр. крыла 13,
48-49, 50 - носовые, центральные и хвостовые - тормозные эжекторные сопла самолетов-ступеней,
51 - отклоняющие лопатки тормозных эжекторнных сопел самолетов-ступ.,
52 - рули высоты сбрасываемого крыла,
53 - посадочное колесное шасси самолетов-ступеней,
54 -крыло космического челнока,
55-56-57 - вертикальные двухкилевые оперения 1-2-3-го самолетов-ступеней,
58, 59, 60 - рули направления 1-2-3-го самолетов-ступеней,
61 - вертикальное оперение челнока,
62 - руль направления космического челнока,
63 - парашютные системы, половин сбрасываемого крыла 13,
64 - траектория спуска самолетов-ступеней при возвращении на Землю,
65 - боковые плоскости фюзеляжа самолетов-ступеней,
66 - основания вертикальных килей, самолетов-ступеней,
67 - верхние плоскости хвостовой части фюзеляжа самолетов-ступеней,
68 - верхние плоскости носовой части фюзеляжа самолетов-ступеней,
69 - силовые сферические упоры,
70 - носовой отсек,
71 - хвостовой, двигательный отсек,
72 - топливно-агрегатный отсек самолетов-ступеней,
73 - воздухозаборники для ВРД самолетов-ступеней,
74 - воздухозаборники эжекторных агрегатов самолетов-ступеней,
75 - внутренняя и наружная обшивка бортов фюзеляжа самолетов-ступ,
76 - продольные и поперечные трубы эжекторных агрегатов,
77 - вертикальные направляющие пластины эжекторных агрегатов,
78 - управляющие эжекторные сопла на концах сбрасываемое крыла,
79 - трубопроводный механизм подвода газов в эжекторный агрегат,
80 - эжекторные окна сбрасываемого крыла,
81 - стартовая платформа-шасси 12, вид спереди,
82 - - - вид сзади,
83- - - вид сбоку, /схематический/
84 - рессоры, пружины, амортизаторы стартовой платформы-шасси 12,
85 - механизмы взаимн. фиксац. сбр. крыла 13 и 1-го самолета-ступ. 14,
86 - антикрыло стартовой платформы-шасси,
88 - продольные газовоздушные каналы стартовой платформы-шасси,
87 - воздухозаборники газовоздушных каналов 88 на антикрыле,
89 - выхлопные сопла газовоздушных каналов платформы-шасси,
90 - желоба - газоотражатели газовоздушных каналов,
91 - грузовая капсула для размещения космических объектов,
92 - шарниры стоек арочных опор 29,
93 - многоколесные тележки стартовой платформы-шасси,
94 - силовые сферические углубления в основаниях вертикальных килей самолетов-ступеней для упоров 69,
95 - створки отсеков посадочного колесного шасси самолетов-ступеней,
96 - крыло с большим размахом 1-го самолета-ступени для легких многоразовых САРСН.
В целом предлагаемый многоразовый САРСН представляет собой единый комплекс, составленный из следующих отдельных конструктивных элементов (фиг.1, 11):
-12 - стартовая платформа-шасси,
-13 - сбрасываемое, комбинированное, кессонное крыло,
-14 - 1-й возвращаемый, ракетный самолет-ступень,
-15 - 2-й возвращаемый, ракетный самолет-ступень,
-16 - 3-й возвращаемый, ракетный самолет-ступень. Каждый из этих возвращаемых самолетов-ступеней выполняет в процессе выведения космического объекта на околоземную орбиту функции соответствующей ступени известной баллистической, ракеты-носителя, но в отличие от нее, каждый самолет-ступень после выполнения своей функции возвращается обратно на землю, совершает мягкую посадку на ВПП и может быть использован повторно и многократно в последующих космических запусках.
Предлагаемый многоразовый САРСН - 18 (фиг.1) с космическим объектом 17 на борту стартует горизонтально ((фиг.11), разбегаясь по ВПП 26.
Для обеспечения такого старта предназначена стартовая платформа-шасси 12 (фиг.11), которая в процессе горизонтального старта обеспечивает разбег многоразового составного носителя 18 по ВПП 26.
Разбег осуществляется за счет тяги двигателей 1-го самолета-ступени 14, 30, 31 (фиг.2), а также тяги определенной комбинации двигателей 2-го и 3-го самолетов-ступеней 15, 16 многоразового составного носителя 18.
В стартовой позиции в статическом состоянии составные элементы многоразового носителя 18 (фиг.1) собирается в единый комплекс в горизонтальном положении. При этом они последовательно располагаются один на другом и фиксируется между собой посредством механизмов взаимной фиксации и разделения 27 (фиг.2) в следующем порядке.
Внизу располагается стартовая платформа-шасси 12 (фиг.1), на ней под расчетным углом атаки устанавливается и фиксируется сбрасываемое, комбинированное, кессонное крыло 13. Установка и фиксация этого крыла производится на силовых, арочных, шарнирных стойках 29 (фиг.7), 11 стартовой платформы-шасси. На сбрасываемом крыле и (фиг.1, 7, 11) устанавливается 1-й возвращаемый самолет-ступень 14 (фиг.1, 2, 11 над ним, на его аэродинамических пилонах 27 устанавливается 2-й возвращаемый самолет-ступень 15, на его пилонах 27 устанавливается 3-й возвращаемый самолет-ступень 16, а уже на пилонах его грузовой палубы 28 (фиг.3) устанавливается и фиксируется космический объект 17 - многоразовый космический челнок.
Собранный в таком порядке многоразовый составной носитель САРСН 18 (фиг.11) горизонтально стартует, разбегаясь по ВПП 26, в основном за счет горизонтальной тяги стартовых двигателей и определенной комбинации маршевых двигателей 30 (фиг.2, 6 1-го самолета-ступени 14, вертикальной тяги его эжекторных, воздушно-реактивных двигателей 31, работающих в сочетании с газовоздушной эжекторной системой усиления тяги 32 (фиг.6).
При этом будет использоваться также горизонтальная тяга воздушно-реактивных двигателей 35, 36 (фиг.2) второго и третьего самолетов ступеней 15, 16. Одновременно с этим газовоздушная система усиления тяги 32 первого самолета-ступени 14 (фиг.7, 6) создает положительную вертикальную тягу 33, сочетание которой в сумме с аэродинамической подъемной силой, создаваемой сбрасываемым кессонным крылом 13 (фиг.1, 11 и плоскостями крыльев 40, 41 (фиг.1) второго и третьего 15, 16 самолетов-ступеней приводит в конце разбега многоразового носителя 18 по ВПП 26 (фиг.11) к отрыву его от стартовой платформы-шасси 12 и взлету. После чего стартовая платформа-шасси 12 остается на ВПП 26 и тормозится в конце отрезка 19 горизонтального разбега.
После отрыва многоразового САРСН 18 (фиг.11) от стартовой платформы-шасси 12, т.е. после взлета САРСН, обозначенного отрезком 20 траектории полета на отрезке 21 траектории происходит разгон САРСН 18, набор высоты по восходящей прямой в аэродинамическом, самолетном режиме за счет тяги маршевых 30 (фиг.2) двигателей 1-го самолета-ступени 14 и воздушно-реактивных двигателей 31, 35, 36 (фиг.2) всех самолетов-ступеней.
На расчетной высоте, порядка 12-20 тыс. метров, разогнавшийся до расчетной скорости САРСН 18 (фиг.11) осуществляет плавный переход 22 на баллистическую траекторию полета 23 с расчетным угловым положением.
Переход на баллистическую траекторию полета осуществляется с использованием как аэродинамической системы управления, т.е. рулей высоты всех самолетов-ступеней 42, 43, 44 (фиг.1) и сбрасываемого крыла 52, так и газодинамической системы управления САРСН, т.е. носовых управляющих эжекторных сопел всех самолетов ступеней 45, 46, 47 (фиг.1), а также носовых тормозных сопел 48 (фиг.4) 1-го самолета-ступени путем отклонения направляющих решеток 51 этих сопел на расчетный угол.
Начиная с отрезка 22 траектории полета (фиг.11), происходит последовательное отделение от САРСН 18 его составных конструктивных элементов, выполнивших свои функции и возвращение их на Землю без их разрушения в целостном состоянии.
Первым отделяется сбрасываемое комбинированное кессонное крыло 13 (фиг.11), это происходит сразу после перехода САРСН на баллистическую траекторию, т.е. после завершения отрезка траектории полета САРСН 18 в аэродинамическом режиме, которое обеспечивает сбрасываемое крыло 13, причем к этому моменту запасы горючего в кессонах этого крыла должны быть полностью израсходована 1-вым самолетом-ступенью 14 в конце отрезка траектории 22.
Отделившись от многоразового САРСН 18 (фиг.11), сбрасываемое крыло 13 разделяется по срединной линии на две половины 33, 34, каждая из которых опускается на Землю с помощью своей парашютной системы 66 в расчетном районе водной акватории и обладая положительной плавучестью обе половины остаются на поверхности воды до подхода соответствующих транспортных служб.
Далее на расчетном отрезке траектории выведения 23 (фиг.11), также, выполнив свою функцию и разогнав многоразовый САРСН 18 до расчетной скорости, отделяется 1-й самолет-ступень 14, который совершает затем управляемый спуск на Землю с использованием газодинамического торможения, обеспечиваемого газовой эжекторной системой 32 (фиг.6) и производит мягкую посадку посредством своего посадочного колесного шасси 53 на ВПП 26 (фиг.11).
После отделения от многоразового САРСН 18 (фиг.11) 1-го самолета-ступени 14, дальнейший разгон САРСН и соответственно космического объекта 17 производится посредством маршевых ракетных двигателей 2-го самолета-ступени 15, который также отделяется от САРСН 18 на расчетном отрезке 24 траектории выведения, выполнив свою функцию и разогнав оставшийся 3-й самолет-ступень 16 с космическим объектом на борту до расчетной скорости.
После чего 2-й самолет-ступень 15, аналогично первому самолету-ступени 14, совершает управляемый спуск обратно на землю и производит мягкую посадку на ВПП 26 (фиг.11).
Окончательный разгон космического объекта 17 (фиг.11) до первой космической скорости /8 км/с/ с выведением его на расчетную околоземную орбиту производится посредством 3-го, орбитального самолета-ступени 16, который отделяется от космического объекта 17 на расчетном отрезке траектории 25, уже на околоземной орбите.
После этого, 3-й орбитальный самолет-ступень 16 (фиг.11) производит управляемый спуск на Землю подобно 1-му 14 и 2-му 15 самолетам-ступеням и совершает мягкую посадку на ВПП 26.
Т.о. все составные конструктивные элементы многоразового САРСН 18 (фиг.11) после выполнения своих функций возвращается обратно на землю, благодаря своим конструктивным особенностям, абсолютно целыми, невредимыми и работоспособными, что позволяет использовать их повторно и многократно в последующих космических запусках. Для каждого самолета-ступени, расчетная высота, на которой он отделяется от многоразового САРСН 18 (фиг.11), является его динамическим потолком, с которого совершается планирующий, управляемый спуск в сочетании с использованием газодинамического торможения путем эжектирования окружающих воздушных масс в пределах плотных слоев атмосферы.
Конструктивно и функционально многоразовой САРСН 18 ((фиг.11) составлен из наземной части, т.е. стартовой платформы-шасси 12 и аэрокосмического блока, т.е. собственно многоразового САРСН 18. Аэрокосмический блок, т.е. САРСН 18 составлен из самолетов-ступеней 14, 15, 16 (фиг.9) и сбрасываемого крыла 13 в соответствии с законами и правилами аэродинамической компоновки.
При этом функцию крыла и горизонтального оперения с рулями высоты 52, 42, 43, 44 (фиг.9) выполняет сбрасываемое крыло 13 и крылья 39, 40, 41 всех трех самолето-ступеней, а также плоскости крыла 54 космического объекта 17, если таковым является многоразовый космический челнок.
Функцию фюзеляжа выполняет единый блок горизонтально установленных друг на друга трех самолетов-ступеней 14,15,16 с космическим объектом 17 на борту.
Функции вертикального оперения с рулями направления выполняет все вертикальные двухкилевые оперения 55, 56, 57 (фиг.9) всех трех самолетов-ступеней с их рулями направления 58, 59, 60, а также вертикальное оперение 61 с рулями направления 62 космического объекта 17, если таковым является космический челнок.
С целью обеспечения оптимальной аэродинамической и газодинамической управляемости полета многоразового носителя /САРСН/ на всех его этапах и обеспечения предельной жесткости единого аэрокосмического блока из трех самолетов-ступеней, а также обеспечения технически не сложного технологически надежного и безопасного процесса отделения выполнивших свою функцию самолетов-ступеней от продолжавшей полет части многоразового САРСН, принята ступенчатая система составления единого аэрокосмического блока САРСН из его составных конструктивных элементов - самолетов-ступеней.
Эта схема является ключевой составляющей предлагаемого технического решения и заключается в том, что, начиная со 2-го самолета-ступени, каждый последующий самолет-ступень, горизонтально располагаясь на поверхности фюзеляжа предыдущего /т.е. на его грузовой палубе 28 (фиг.3)/ упирается при этом своей хвостовой частью в основание обоих его вертикальных килей. При этом носовая часть каждого последующего самолета-ступени несколько выступает вперед, относительно носовой части предыдущего самолета-ступени.
В основополагающих, деталях каждый из перечисленных составных конструктивных элементов многоразового САРСН функционально и конструктивно характеризуется следующим образом.
Возвращаемые ракетные самолеты-ступени. В настоящем описании приводится 3-х ступенчатый вариант предлагаемого многоразового САРСН, который состоит из 3-х самолетов-ступеней 14, 15, 16 (фиг.3). Каждый из них является автономным гиперзвуковым, ракетным самолетом-носителем, который в процессе полета на околоземную орбиту в составе САРСН 18 (фиг.9), выполняет функции соответствующей ступени известной баллистической, ракеты-носителя, но в отличие от нее каждый самолет-носитель возвращается обратно на Землю и может быть использован повторно и многократно.
Поэтому все три самолета-ступени 14, 15, 16 (фиг.3) значительно отличаются между собой в соответствии с их функциональным назначением, по линейным размерам, по массе, по тяге и энерговооруженности, по параметрам силовых установок и их модулей.
Эти отличия обусловлены тем, что начиная с этапа стартовой, статической позиции, силовой набор конструктивных элементов многоразового САРСН на каждом отрезке траектории выведения (фиг.11) испытывает воздействие различных внешних и внутренних напряжений как в составе САРСН 18 в процессе полета на околоземную орбиту, так и при возвращении на Землю каждого самолета-ступени в отдельности.
Но несмотря на эти различия силовой каркас планеров всех самолетов-ступеней выполнен по одинаковой схеме. При этом каждый самолет-ступень - это широко фюзеляжный моноплан с несущим корпусом и малым размахом крыла 14, 15, 16 (фиг.3), но расположение крыла 39, 40, 41 - низкоплан, треугольное летающее крыло с положительным углом поперечного V этого крыла и расчетным углом его стреловидности, в пределах 35-40° по передней кромке 63 (фиг.4).
Для оптимизации аэродинамической компоновки САРСН значение угла стреловидности самолетов-ступеней уменьшается от 1-го 14 (фиг.1) к 3-му 16 в пределах от 40 до 35° по передней кромке.
Положительный угол поперечного V крыла каждого самолета-ступени принят в связи с малым размахом крыла с целью обеспечения достаточной поперечной устойчивости в процессе автономного полета при возвращении на землю каждого самолета-ступени по траектории спуска 64 (фиг.11).
Конструктивно все самолеты-ступени выполнены по одинаковой, унифицированной схеме, которая максимально сочетает основные функциональные качества гиперзвукового самолета-носителя и отдельной ступени баллистической ракеты. Поэтому каждый самолет-ступень в сущности являясь треугольным летающим крылом с малым углом стреловидности имеет при этом большие значения удлинения фюзеляжа и соответственно большое удлинение крыла, но малый его размах.
Такая аэродинамическая компоновка каждого самолета-ступени до минимума снижает аэродинамическое сопротивление при полете в пределах плотных слоев атмосферы и позволяет многоразовому САРСН осуществлять полет по баллистической траектории аналогично баллистической ракете-носителю с расчетными значениями чисел "М" полета.
Для этого каждый самолет-ступень, являясь гиперзвуковым ракетным самолетом-носителем, оснащен соответствующей комбинацией ракетных двигателей 30 (фиг.6). При этом определенная комбинация воздушно-реактивных двигателей 31 (фиг.6), работающих на каждом самолете-ступени в сочетании с газовоздушной эжекторной системой усиления тяги 32 (фиг.6), и состоящая из эжекторных агрегатов правого и левого борта, обеспечивает газодинамическую управляемость как САРСН в целом, так и каждого самолета-ступени при возвращении на Землю.
Для максимально эффективного использования возможностей эжекторной системы усиления тяги, комбинация воздушно-реактивных двигателей на самолетах-ступенях 31 (фиг.6), должна обладать возможностью работы с модуляцией тяги, т.е. способностью работать в до звуковом, сверхзвуковом и гиперзвуковом режимах. Это необходимо для газодинамического и аэродинамического обеспечения практически всех этапов полета САРСН, начиная с его горизонтального разбега и старта с ВПП вплоть до обеспечения различных режимов автономного полета каждого самолета-ступени при спуске и возвращении на Землю до горизонтальной посадки на свое посадочное колесное шасси с пробегом по ВПП и окончательной остановки,
Фюзеляж 2 каждого самолета-ступени лонжеронного типа, в профиле - седловидной формы (фиг.1). Верхняя его часть составлена из двух несущих плоскостей 67 (фиг.1), сходящихся по срединной линии под тупым углом и параллельных нижним плоскостям крыла.
Боковые части фюзеляжа представляют собой плоскости 65 (фиг.1), отходящие от основания обоих вертикальных килей 66 (фиг.3), с увеличивающимся наклоном к осевой линии и сходящимися в носовой части с верхними плоскостями фюзеляжа и нижними плоскостями крыла в форме носового кока. Боковые плоскости хвостовой части фюзеляжа составлены основаниями обоих вертикальных килей 66 (фиг.3), соединенных между собой двумя верхними плоскостями хвостовой части 67 (фиг.2, 3), сходящимися под тупым углом.
Для обеспечения поперечной аэродинамической управляемости каждый самолет-ступень имеет двухкилевое вертикальное оперение 54, 55, 56 (фиг.3) с рулями направления 57, 58, 59. Оно обеспечивает поперечную аэродинамическую управляемость как САРСН при полете в пределах плотных слоев атмосферы, так и каждого самолета-ступени во время автономного возвращения на землю. Основания вертикальных килей каждого предыдущего самолета-ступени служат для упора и фиксации каждого последующего самолета-ступени в составе САРСН, а также для восприятия и сдерживания инерции масс, находящихся поверх каждого самолета-ступени.
Такая ступенчатая система компоновки САРСН самолетами-ступенями позволяет равномерно перераспределить массовый момент инерции всего комплекса САРСН на силовые элементы планеров всех самолетов-ступеней. Эта схема распределения динамических нагрузок в сочетании с взаимной фиксацией самолетов-ступеней между собой посредством силовых аэродинамических пилонов 27 (фиг.3) позволяет обеспечить абсолютную жесткость силовой схемы всей конструкции САРСН.
Эта жесткая силовая схема позволяет обеспечить надежную управляемость САРСН, а также способствует обеспечению более точных баллистических и аэродинамических расчетов, точному расчету траектории полета и углового положения САРСН. К тому же такая силовая схема позволяет избежать учета изгибных колебаний корпуса, которые необходимо учитывать при полете многоступенчатой баллистической ракеты-носителя, поскольку ее корпус в отличие от САРСН является по существу тонкостенной оболочкой вращения. Это служит причиной неточностей при расчете углового положения при полете баллистической ракеты-носителя.
Функцию горизонтального оперения - 39, 40, 41 (фиг.1, 3 ) с рулями высоты 42, 43, 44 (фиг.1, 3) на каждом самолете-ступени выполняет крыло 39, 40, 41, обеспечивая в автономном полете продольную устойчивость и управляемость.
Фюзеляж каждого самолета-ступени и соответственно его хвостовая часть в профиле имеет седловидную форму, точнее форму приплюснутого в середине многоугольника /шестиугольника/ (фиг.2).
Приплюснутая и широкая плоская форма фюзеляжа каждого самолета-ступени принята вследствие того, что нижними плоскостями фюзеляжа являются нижние плоскости крыла, который имеет положительный угол поперечного V. При этом верхние плоскости носовой части фюзеляжа 63 (фиг.1) составлены по срединной линии под тупым углом, соответствующим углу поперечного V крыла, придают фюзеляжу седловидную, плоскую и широкую форму, которая принята в следующих целях:
- для максимально возможного, низкого расположения центра тяжести каждого самолета-ступени и соответственно всего САРСН в целом,
- для обеспечения надежной, компактной и рациональной установки и фиксации каждого верхнего самолета-ступени на каждом нижнем самолете-ступени в составе САРСН,
- для обеспечения надежной установки и фиксации 1-го самолета-ступени 14 (фиг.1) на сбрасываемое кессонное крыло 13,
- для увеличения несущих свойств нижних плоскостей крыла самолетов ступеней 14, 15, 16 (фиг.2),
- для обеспечения рядного расположения двигателей и их модулей на каждом самолете-ступени 14, 15, 16 (фиг.2).
Т.о. в двигательном отсеке каждого самолета-ступени рядно располагается соответствующая комбинация силовых установок. При этом основные двигатели, т.е. маршевые и разгонные, располагаются в средней части двигательного отсека 30, 37, 38 (фиг.2), а подъемно-маршевые воздушно-реактивные двигатели 31, 35, 36 располагаются по краям двигательного отсека, справа и слева, примыкая соответственно к правому и левому эжекторным агрегатам 32 (фиг.6), которыми оснащены все самолеты-ступени.
Все самолеты-ступени скомпонованы в основном одинаково и включают следующие основные части и отсеки (фиг.6):
70 - носовой отсек - предназначен для размещения систем управления,
71 - хвостовой, двигательный отсек - предназначен для рядного размещения комбинации силовых установок,
72 - топливно-агрегатный отсек, расположен между носовым и хвостовым отсеками в средней части фюзеляжа и предназначен для размещения емкостей с горючим, окислителем, а также агрегатов топливной и других систем.
Для размещения передней стойки и задних тележек посадочного шасси каждого самолета-ступени в днище носовой и хвостовой частей фюзеляжа находятся отсеки для размещения шасси и его агрегатов 53 (фиг.6).
Между наружной и внутренней обшивкой обоих бортов топливно-агрегатного отсека 72 размеренны газовые воздушные эжекторные агрегаты, объединений в единый газовоздушный тракт 32 (фиг.6).
Перед двигательным отсеком 71 справа и слева расположены воздухозаборники 73 (фиг.6), 3, 1 для воздушно-реактивных двигателей 31.
На верхних плоскостях фюзеляжа с обоих сторон над эжекторными агрегатами, на всем их протяжении расположены воздухозаборники эжекторных агрегатов 74 (фиг.3, 4, 1) со створками. Также на верхних плоскостях фюзеляжа каждого самолета-ступени с обеих сторон над эжекторными агрегатами, параллельно продольной оси, расположены силовые аэродинамические пилоны 27 (фиг.3, служащие для взаимной фиксации и разделения самолетов-ступеней, а также космического объекта, и служащие также демпфирующими подушками между составными элементами /самолетами-ступенями/ САРСН.
При такой взаимной фиксации самолетов-ступеней в составе САРСН, между ними остается промежуток, равный высоте пилонов 27 (фиг.2), через который проходит достаточно толстый, направленный встречный воздушный поток, что в определенной степени снижает аэродинамическое сопротивление и способствует обеспечению продольной и поперечной устойчивости САРСН. Такая компоновка позволяет также максимально эффективно использовать положительные аэродинамические свойства всех несущих плоскостей самолетов-ступеней.
Наряду с фиксацией самолетов-ступеней между собой посредством пилонов 27 (фиг.3) они фиксируются между собой также с помощью хвостовых сферических упоров 69 (фиг.3). Эти упоры 63 расположены с обеих сторон хвостовой части крыла 2-го и 3-го самолетов-ступеней 15, 16 (фиг.3).
При сборке многоразового САРСН в процессе установки самолетов-ступеней друг на друга сферические силовые упоры 69 (фиг.3) вставляются в соответствующие силовые сферические углубления 94 2-го и 3-го 14, 15 самолетов-ступеней, расположенные в основаниях вертикальных килей 54, 55 (фиг.3). Причем в силовые сферические углубления 94 (фиг.3) в основании вертикальных килей 56 3-го самолета-ступени 16 вставляются сферические упоры 69 (фиг.11) космического объекта 17, установленного на грузовой палубе 28 3-го 16 (фиг.3) самолета-ступени.
Такая ступенчатая система упора каждого последующего самолета-ступени в основания вертикальных килей предыдущего самолета-ступени позволяет эффективно сдерживать инерцию масс всех составных элементов САРСН, рационально перераспределять динамические нагрузки на силовой набор, а также обеспечивать абсолютную жесткость и целостность конструкции многоразового САРСН на всех этапах его полета на околоземную орбиту.
Компоновочная схема САРСН и самолетов-ступеней обеспечивает управление составным носителем и отдельными самолетами-ступенями как в пилотируемом режиме, так и в беспилотном, автоматическом режиме.
В пилотируемом режиме носовой отсек 70 (фиг.6) каждого самолета-ступени используется в качестве кабины экипажа и оборудуется соответствующими управляющими органами и системой жизнеобеспечения.
Настоящее описание предполагает использование автоматической, беспилотной системы управления многоразовым САРСН и самолетами-ступенями.
Газовая эжекторная система усиления тяги и газодинамическая система управления.
Функциональная специфичность каждого самолета-ступени такова, что обладая определенным аэродинамическим качеством каждый самолет-ступень оснащен минимально необходимой аэродинамической системой управления, т.е. двухкилевым вертикальным оперением 54, 55, 56 (фиг.3) с рулями направления 57, 58, 59, треугольным крылом большого удлинения 39, которое служит также горизонтальным оперением с рулями высоты 42, 43, 44 (фиг.3). Эти элементы обеспечивают аэродинамическую управляемость полета многоразового САРСН 18 (фиг.11) с начала траектории полета с момента горизонтального старта ПО ВВП 26 до момента перехода САРСН на баллистическую траекторию в конце ее отрезка 22. Эти же элементы обеспечивают аэродинамическую управляемость каждого самолета-ступени при автономном их возвращении на Землю при полете в пределах плотных слоев атмосферы 64 (фиг.11). Однако одной этой системы для обеспечения надежной управляемости летательного аппарата таких значительных размеров, сложной конфигурации и большой массы, каким является САРСН и каждый самолет-ступень, явно не достаточное. Поэтому каждый самолет-ступень оснащен наряду с аэродинамической системой управления полетом также и мощной газодинамической системой управления полетом.
В качестве основы газодинамической системы управления полетом на каждом самолете-ступени принята газовая эжекторная система усиления тяги, которая позволяет использовать в качестве рабочего тела значительные массы окружающего воздуха.
При этом каждый самолет-ступень оснащен соответствующей мощности эжекторной системой 32 (фиг.6), состоящей из газовоздушных эжекторных агрегатов правого и левого бортов, объединенных в единый газовоздушный тракт.
Применение газовоздушных эжекторов усиления тяги обусловлено следующими выгодными и полезными их свойствами:
- абсолютной надежностью таких эжекторов вследствие отсутствия в них вращающихся или иных движущихся деталей,
- возможностью повышения суммарной тяги соответствующей комбинации ВРД 31 (фиг.6) до 40% путем эжектирования окружающих масс воздуха при полете в плотных слоях атмосферы,
- возможностью обеспечения конструктивно выгодной компановки газовыми воздушными эжекторами всех самолетов-ступеней, для размещения которых используется пространство между внутренней и наружной обшивкой 75 (фиг.6) бортов топливно-агрегатного отсека каждого самолета-ступени.
При этом конструктивные элементы газовых эжекторов - продольные трубы 76 (фиг.6, 7) и вертикальные направляющие пластины 77 (фиг.6), выполняют две важные функции:
- функцию собственно газовоздушного эжектирования окружающего атмосферного воздуха и
- функцию несущего силового каркаса бортов каждого самолета-ступени, которые являются ключевыми элементами целостной силовой схемы как самолетов-ступеней, так и САРСН в целом, поскольку эти элементы должны выдержать значительную статическую и динамическую нагрузки большинства расчетных случаев.
Эта нагрузка обусловлена значительной стартовой массой многоразового САРСН и своеобразной его силовой схемой, образующейся из составляющих его самолетов-степеней.
Вместе с тем основное предназначение газовой эжекторной системы заключается в выполнении следующих функций.
- Функция создания положительной вертикальной тяги в процессе горизонтального старта многоразового САРСН газовой эжекторной системой 1-го самолета-ступени. Это необходимо для создания дополнительной подъемной силы с целью уменьшения взлетной дистанции и обеспечения уверенного и безопасного отрыва САРСН от Земли, а также его разгона и набора высоты в самолетном аэродинамическом режиме на отрезках 19, 20, 21 траектории полета (фиг.11).
- Функция создания кабрирующего момента, т.е. постепенного увеличения на расчетной высоте угла тангажа САРСН для перехода с самолетной траектории полета по восходящей прямой на баллистическую траекторию с расчетным угловым положением в конце отрезка 22 (фиг.11) траектории полета. Кабрирующий момент будет создаваться в основном за счет одновременной работы носовых управляющих эжекторных сопел всех самолетов-ступеней 45, 46, 71 (фиг.1). И тормозными носовыми эжекторными соплами 1-го самолета-ступени 48 (фиг.4), расположенных в носовой части днища его фюзеляжа. При этом отклоняющие решетки этих сопел 51 (фиг.4) отклоняются на расчетный угол.
В создании кабрирующего момента принимает участие также все аэродинамические рули высоты 42, 43, 44, 52 (фиг.1) составных элементов САРСН, т.е. всех самолетов-ступеней и сбрасываемого кессонного крыла 13, 52 (фиг.1, 5), которое сбрасывается сразу после завершения перехода на баллистическую траекторию 22 (фиг.11).
- Функция обеспечения поперечной управляемости при полете по баллистической траектории в пределах плотных слоев атмосферы и поддержания расчетного углового положения САРСН путем создания необходимых управляющих моментов с использованием различных эжекторных сопел всех самолетов-ступеней в нужном режиме и необходимом сочетании /т.е. тормозных, управляющих и даже охлаждающих/ в соответствии с программой автомата стабилизации.
- Функция обеспечения поперечной устойчивости многоразового САРСН до выхода на баллистическую траекторию управляющими эжекторными соплами 78 (фиг.5), расположенными на концах сбрасываемого крыла 13.
Каждый самолет-ступень, выполнив свою функцию в процессе полета на околоземную орбиту и отделившись от САРСН, совершает спуск на землю с работающими в пределах плотных слоев атмосферы подъемно-маршевыми двигателями 31 (фиг.6) в сочетании с эжекторными агрегатами 32. Мощность и тяга этих двигателей в сочетании с эжекторной системой должна обеспечить возвращение каждого самолета-ступени на землю без задействования основных, маршевых двигателей.
При этом комбинация подъемно-маршевых ВРД должна работать в сочетании с эжекторной системой, с модуляцией тяги, эжекторная система в процессе снижения каждого самолета-ступени выполняет следующие функции.
- функцию обеспечения газодинамической управляемости за счет использования различных эжекторных сопел и их сочетаний;
- функции обеспечения газодинамического торможения в процессе спуска в плотных слоях атмосферы 64 (фиг.11) с использованием тормозных эжекторных сопел 48,49, 50 (фиг.4);
- функцию охлаждения /точнее предотвращения нагрева/ плоскостей каждого самолета-ступени /особенно 2-го и 3-го/, подвергаемых значительному аэродинамическому нагреву с использованием охлаждающих эжекторных сопел с подачей в них низкотемпературной газовоздушной струи, получаемой в охлаждаемых сегментах правого и левого эжекторов 32 (фиг.6);
- функцию обеспечения газодинамического торможения в процессе спуска в плотных слоях атмосферы и в процессе посадки на ВПП с коротким пробегом за счет отклонения поворотных решеток 51 (фиг.4), тормозных эжекторных сопел на расчетный угол с постепенным увеличением мощности отрицательной газовоздушной тяги. Интенсивность газодинамического торможения должна возрастать, начиная с этапа снижения, и продолжаться по нарастающей на этапах выравнивания, выдерживания, приземления и пробега до полной остановки соответствующего самолета-ступени в конце пробега на ВПП.
Конструкция эжекторной системы усиления тяги
Каждый самолет-ступень, в соответствии со своей массой и функцией, оснащен эжекторной системой, состоящей из эжекторов правого и левого борта, соединенных между собой единой системой газовых и газовоздушных трактов.
Посредством трубопроводного механизма подвода газов 79 (фиг.6) реактивная газовая струя из определенной комбинации эжекторных ВРД 31 (фиг.6) подается в эжекторы правого и левого борта 32, и распадаясь на множество мелких струй, направленных к днищу эжекторного агрегата, подсасывает через воздухозаборники 74 (фиг.1), расположенные на верхних плоскостях фюзеляжа, вдоль его бортов, большие массы окружающего воздуха. Эжектированная т.о. газовоздушная реактивная смесь подается по газовоздушному тракту в тормозные, управляющие и охлаждающие сопла эжекторной системы.
При этом тормозные эжекторные сопла расположены на каждом самолете-ступени непосредственно под эжекторными агрегатами справа и слева на нижних плоскостях крыла 48, 49, 50 (фиг.4). Они снабжены отклоняющими решетками 51 (фиг.4) для отклонения газовоздушной струи на необходимый угол. Тормозные эжекторные сопла, расположенные под центром тяжести каждого самолета-ступени 49 (фиг.4), являются центральными; сопла, расположенные перед центральными 48 (фиг.4) является носовыми, передними, а расположенные за центральными являются задними, хвостовыми тормозными эжекторными соплами 50. Эта особенность дает возможность использовать тормозные эжекторные сопла и в качестве управляющих неопределенных этапах полета как в целом многоразового САРСН, так и при автономном возвращении каждого самолета-ступени.
Управляющие эжекторные сопла расположены на концах сбрасываемого крыла, также крыльев каждого самолета-ступени справа и слева 78 (фиг.5), 46, (фиг.4), причем газовоздушные тракты всех самолетов-ступеней должны быть оснащены компенсаторами давления газовоздушной струи.
Эжекторные агрегаты 2-го и 3-го самолетов-ступеней могут быть оснащены охлаждающими сегментами, из которых в охлаждающие сопла будет подаваться низкотемпературная газовоздушная смесь.
Для обеспечения газодинамической управляемости многоразового САРСН на начальном, после стартовом этапе выведения, до перехода на баллистическую траектории полета и предотвращения любых могущих возникнуть кренящих моментов, предназначены управлявшие эжекторные сопла 76 (фиг.5), расположенные на концах сбрасываемого крыла 13. Трубопропроводные тракты сопел 78 (фиг.5) подсоединяются к эжекторной системе 1-го самолета-ступени 14 (фиг.1) при установке его на сбрасываемое крыло во время сборки многоразового САРСН.
В верхней части эжекторных агрегатов обоих бортов каждого самолета-ступени расположены силовые аэродинамические пилоны 27 (фиг.3), на которых на грузовой палубе 28 устанавливается и фиксируется полезный груз. Воздухозаборники эжекторных агрегатов 74 (фиг.1) также расположены непосредственно над эжекторными агрегатами обоих бортов вдоль наружной кромки фюзеляжа.
Сбрасываемое стреловидное комбинированное кессонное крыло.
Это крыло 13 (фиг.1, 5) предназначается для доведения или поднятия суммарного значения аэродинамического качества всех несущих плоскостей многоразового САРСН до необходимых расчетных значений с тем, чтобы обеспечить т.о. уверенный и безопасный горизонтальный старт тяжелых и сверхтяжелых многоразовых САРСН, выводящих на околоземную орбиту полезные массы в пределах соответственно от 50-150 и свыше 150 т. Легкие и средние многоразовые САРСН, выводящие на орбиту полезные массы соответственно до 10 и от 10 до 50 т предположительно не будут иметь в своем составе сбрасываемое крыло, отсутствие которого компенсируется несколько иной конструкцией 1-го самолета-ступени 14 (фиг.10), крыло которого имеет несколько большие расчетные значения угла стреловидности и ширины размаха. Эта особенность конструкции 1-го самолета-ступени значительно упрощает и удешевляет легкие и средние САРСН одновременно, внося определенные коррективы в технологии полета на орбиту этих носителей.
Конструктивно сбрасываемое крыло, по виду сверху в плане (фиг.5), является стреловидным и состоит из двух симметричных частей-половин, соединяемых по срединной линии соответствующими механизмами взаимной фиксации и разделения. Это крыло является комбинацией стреловидного и прямого, поэтому задняя его кромка прямая. Такая комбинация дает возможность наряду с использованием положительных свойств стреловидного крыла, максимально увеличить площадь несущей поверхности, использовать его в качестве горизонтального оперения, оснащенного рулями высоты 52 (фиг.1, 5), которые могут служить одновременно и рулями крена, т.е. элеронами. Угол стреловидности этого крыла находится в пределах 65° по передней кромке.
По типу профиля спереди это крыло, после сборки его из двух половин 39, 40 (фиг.5), становится V-образным с положительным углом поперечного V. Нижние плоскости его прямолинейные, а верхние - криволинейные, по профилю сбоку это крыло - плосковыпуклое.
Это крыло является кессонным и содержит определенное количество баков-кессонов для горючего, которое используется 1-м самолетом-ступенью на начальном этапе полета до перехода на баллистическую траекторию. Каждая половина этого крыла оснащена своей парашютной системой 66, обеспечивающей возвращение их на Землю после отделения этого крыла от САРСН 33, 34 (фиг.11). Это крыло имеет расчетные значения относительной толщины, размаха, длины хорды, емкости кессонов, которые вместе с своеобразной формой и конструкцией должны обусловить максимально надежное аэродинамическое обеспечение начальной стадии полета САРСН до перехода на баллистическую траекторию. До этого многоразовый САРСН будет лететь в аэродинамическом режиме с набором высоты по восходящей прямой с увеличивающейся скоростью и ускорением, т.е. с использованием только аэродинамических принципов полета с помощью аэродинамической и газодинамической систем управления до высот в пределах нижних слоев стратосферы.
В собранном виде, т.е. в зафиксированном между собой рабочем состоянии, обе половины этого крыла образуют своеобразное седло, соответствующее по форме нижнему профилю крыла 1-го самолета-ступени 14 (фиг.1). При этом 1-й самолет-ступень вплотную устанавливается в это седло и закрепляется с помощью механизмов взаимной фиксации и разделения 85.
Для обеспечения работы тормозных эжекторных сопел 1-го самолета-ступени 48, 49, 50 (фиг.4) на обеих половинах сбрасываемого крыла имеются окна 80 (фиг.5) для эжекторных сопел в соответствии с их расположением на днище 1-го самолета-ступени.
На концах сбрасываемого крыла расположены управлявшие эжекторные сопла 78 (фиг.5), предназначенные для газодинамического управления и обеспечения поперечной устойчивости САРСН до его перехода на баллистическую траекторию полета.
В процессе горизонтального старта многоразового САРСН и при наборе высоты в аэродинамическом режиме по восходящей прямой, это крыло будет работать как пустотелая балка, воспринимающая воздушные и инерционные нагрузки и создающая подъемную силу.
Сразу после перехода САРСН на баллистическую траекторию полета, происходит сброс этого крыла, разделение его на две части по срединной линии и возвращение обоих половин 33, 34 (фиг.11) обратно на Землю с помощью парашютных систем с приводнением в расчетном районе водной акватории. Каждая половина этого крыла обладает положительной плавучестью, это исключает повреждение конструктивных элементов при приводнении, обеспечивая т.о. повторное и многократное использование этого крыла в последующих космических запусках, так же как и всех самолетов-ступеней.
Применение сбрасываемого крыла дает возможность САРСН использовать горизонтальный старт и аэродинамические /более безопасные/ принципы полета на начальном отрезке траектории выведения в отличие от применяемого ныне известного, очень опасного и тяжелого вертикального старта баллистических ракет-носителей.
Стартовая платформа-шасси.
Стартовая платформа-шасси это наземное устройство 12 (фиг.7, 11), предназначенное для осуществления разбега многоразового САРСН по ВПП в процессе его горизонтального старта.
Конструктивно - это несущая платформа в виде пустотелого прямоугольного короба, основу которого составляет мощные продольные и поперечные стальные пробили. Эта платформа 81 - вид спереди, 82 - вид сзади, 83 - вид сбоку (фиг.7), посредством соответствующих рессор, пружин и амортизаторов 84 установлена на расчетное число многоколесных тележек 93 колесного шасси, аналогичных тележкам колесного шасси тяжелых самолетов. В передней части 81 (фиг.7) эта платформа-шасси имеет антикрыло 86 с воздухозаборниками 87.
С воздухозаборников 87 (фиг.7) - вид спереди - начинаются продольные газовоздушные каналы 88 (фиг.7, 8), которые заканчиваются в конце платформы выхлопными соплами 89, 82 - вид сзади (фиг.7).
Над каждым продольным газовоздушным каналом 88 (фиг.8), по всей его длине установлены направляющие желоба-газоотражатели 90 (фиг.7, 8).
Они воспринимают весь вертикальный, эжекторный газовоздушный реактивный поток из всех тормозных эжекторных сопел 48, 49, 50 1-го самолета-ступени 14 (фиг.7). Этот газовоздушный поток создает вертикальную положительную тягу в процессе горизонтального разбега САРСН при его старте. При этом желоба-газоотражатели 90 (фиг.7), 83 - вид сбоку, изменяют направление газовоздушного потока с вертикального на горизонтальное и этот поток, вырываясь в конце платформы из сопел 89 (фиг.7), создает значительную дополнительную горизонтальную тягу, разгоняющую платформу с установленным на ней САРСН по ВПП.
Вертикальная тяга (фиг.7) 83 - вид сбоку, создаваемая тормозными эжекторными соплами 48, 49, 50 1-го самолета-ступени 14, одновременно прижимает стартовую платформу-шасси 12, (фиг.11) к ВПП 26 и отталкивает от нее и соответственно от Земли многоразовый САРСН 18 (фиг.11), который набирает при этом поступательную скорость и аэродинамическую подъемную силу.
Горизонтальный разгон многоразового САРСН по ВПП, установленного под расчетным углом атаки на стартовую платформу-шасси, производится в основном за счет горизонтальной тяги определенной комбинации маршевых и стартовых двигателей 1-го самолета-ступени 14 (фиг.11).
В стартовой позиции многоразовый САРСН горизонтально размещается и фиксируется на арочных опорах 29 (фиг.7), смонтированных над продольными газовоздушными каналами 88 стартовой платформы-шасси. С этой целью арочные опоры 29 установлены поперек газовоздушных каналов 88 (фиг.7) на определенном расстоянии друг от друга. Стойки опор 29 (фиг.7) установлены на шарнирах 92 (фиг.7, 11) между газовоздушными каналами. По высоте установки арочных опор 88, 29 (фиг.7, 11) регулируется угол тангажа стартующего носителя, поэтому высота этих опор постепенно уменьшается от носовой к хвостовой части несущей платформы. Через эти опоры вся статическая и динамическая нагрузка от массы установленного на стартовой платформе-шасси САРСН равномерно передается на несущие элемент стартового шасси.
В стартовой позиции САРСН фиксируется к арочным опорам 29 (фиг.8) стартовой платформы в нескольких точках с помощью носовых и хвостовых устройств взаимной фиксации и разделения.
При этом во время старта, в процессе разбега по ВПП, в момент начала отделения САРСН от стартовой платформы, вначале с возникновением подъемной силы поднимается носовая часть САРСН и происходит разделение носовых фиксаторов. По мере увеличения поступательной скорости в процессе разбега по ВПП, под действием положительного ускорения и избытка тяги, в момент когда подъемная сила уравновешивает массу САРСН, происходит разделение хвостовых фиксаторов носителя от стартовой платформы-шасси и соответственно отрыв САРСН от Земли. При этом одновременно с горизонтальной тягой, которую обеспечивает стартовые и маршевые двигатели 1-го самолета-ступени 14 (фиг.11), его эжекторная система создает вертикальную положительную тягу, которая наряду с аэродинамической подъемной силой позволяет многоразовому носителю /САРСН/ уверенно взлететь в самолетном режиме, оторвавшись от Земли. Положительная вертикальная тяга значительно увеличивает суммарную подъемную силу при том, что уменьшает длину и время разбега носителя по ВПП.
После отрыва многоразового САРСН от Земли с помощью поворотных решеток 51 (фиг.4), и тормозных эжекторных сопел 1-го самолета-ступени направление вертикальной тяги постепенно изменяется с 90° до 45° по направлению полета, после чего комбинация ВРД с эжекторной системой начинает работать в подъемно-маршевом режиме, одновременно поднимая и разгоняя САРСН.
Следует также отметить, что в момент отрыва хвостовых фиксаторов носителя от платформы-шасси все арочные опоры 29 (фиг.7), 11 опускаются вперед и принимают горизонтальное положение, что предотвращает задевание их хвостовой частью многоразового САРСН при взлете.
В период предстартовой подготовки и после осуществления старта многоразового САРСН все перемещения стартовой платформы-шасси по земле производятся посредством специальных тягачей. Это связано с тем, что эту платформу нецелесообразно снабжать самоходным шасси в целях упрочения ее конструкции для обеспечения большей ее надежности и снижения затрат на ее эксплуатацию.
Наряду с указанными элементами стартовая платформа-шасси должна иметь также следующие известные системы: систему управления движением в процессе старта, систему торможения, систему управления положением арочных опор, систему фиксации и разделения носителя и стартовой платформы и ряд иных известных элементов.
Для обеспечения предстартовой подготовки и обслуживания многоразового САРСН будет служить соответствующий стационарный предстартовый обслуживающий комплекс, наподобие мачты обслуживания баллистических ракет, но в отлитие от нее этот комплекс должен иметь форму протяженной арки, на которой будут располагаться мощные мостовые подъемные краны, а с правой и левой сторон будут располагаться необходимые службы и механизмы для ведения предстартовой подготовки.
С технико-экономических позиций внедрение предлагаемого многоразового САРСН и способа выведения космических объектов на околоземную орбиту с его помощью позволит сделать околоземное космическое пространство в такой же мере доступным, в какой на сегодня является доступным околоземное воздушное пространство, поскольку для полетов в околоземный космос необходимо будет затрачивать только горючее, а сам многоразовый САРСН не будет теряться, а будет использоваться повторно. Это многократно снизит материальные затраты на каждый космический старт и резко уменьшит стоимость выведения единицы массы на околоземную орбиту и поэтому позволит ускорить широкомасштабное освоение околоземного космического пространства во всех сферах.
Кроме того, предлагаемый многоразовый САРСН имеет широкие потенциальные возможности не только для космоса, но и для дальнейшего освоения околоземного воздушного пространства на больших высотах и открывает новые перспективы для развития тяжелой высотной гиперзвуковой авиации.
| название | год | авторы | номер документа |
|---|---|---|---|
| ЛУННЫЙ КОМПЛЕКС С МНОГОРАЗОВЫМИ ЭЛЕМЕНТАМИ, ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА ЗЕМЛЯ-ЛУНА-ЗЕМЛЯ И СПОСОБ ЕЕ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ | 2006 |
|
RU2337040C2 |
| МНОГОРАЗОВАЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА | 1999 |
|
RU2164882C1 |
| РАКЕТОНОСИТЕЛЬ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ВЗЛЕТА БЕЗ РАЗБЕГА, С НИЗКОТЕМПЕРАТУРНЫМ ПЛАНИРОВАНИЕМ В АТМОСФЕРЕ И С МЯГКИМ ПРИЗЕМЛЕНИЕМ - РГВ "ВИТЯЗЬ" | 2005 |
|
RU2309087C2 |
| ТРАНСПОРТНЫЙ САМОЛЁТ ДЛЯ ПЕРЕВОЗКИ И РАЗГОНА В СТРАТОСФЕРЕ РАКЕТ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ | 2013 |
|
RU2548829C2 |
| СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ В КОСМОС МНОГОРАЗОВОЙ ТРАНСПОРТНО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМОЙ (ВАРИАНТЫ) | 2006 |
|
RU2331551C2 |
| КОСМОЛЕТ МЕСТОНА И СИСТЕМА АВАРИЙНОГО СПАСЕНИЯ ЭКИПАЖА | 1992 |
|
RU2015080C1 |
| РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА | 1993 |
|
RU2087389C1 |
| АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА | 1999 |
|
RU2160215C1 |
| СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМОЙ ДЛЯ ВЫВЕДЕНИЯ ПОЛЕЗНОГО ГРУЗА | 1999 |
|
RU2160214C1 |
| РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ | 2011 |
|
RU2482030C2 |
Изобретение относится к области аэрокосмической техники и может быть использовано при создании многоразовых многофункциональных и многоцелевых аэрокосмических самолетов-носителей, а также способов выведения космических объектов на околоземную орбиту с помощью этих самолетов-носителей. Предлагаемый самолет-носитель скомпонован из отдельных элементов, составлявших единый комплекс. В его составе: отделяемая платформа-шасси для осуществления горизонтального взлета с взлетно-посадочной полосы (ВПП), сбрасываемое кессонное крыло (в одном из вариантов) для повышения суммарного аэродинамического качества системы, отделяемые автономные самолеты-ступени. Последние устанавливают друг на друга, фиксируя последующую ступень на пилонах грузовой палубы предыдущей. После отделения самолеты-ступени возвращаются на ВПП. Последний (в частности, третий) самолет-ступень является орбитальным. Если кессонного крыла нет, то крыло первого самолета-ступени выполняют с достаточными размахом и длиной хорды, чтобы начальный этап полета проходил в самолетном режиме. В дальнейшем, многоразовый самолет-носитель плавно переходит с самолетной траектории полета по восходящей прямой на баллистический участок траектории выведения. При этом происходит сброс кессонного крыла, если оно предусмотрено. Технический результат изобретения направлен на снижение материальных затрат на осуществление старта системы и снижение стоимости выведения единицы массы полезного груза, а также на открытие новых перспектив развития тяжелой гиперзвуковой авиации. 3 н. и 15 з.п. ф-лы., 11 ил.
| Способ хирургического лечения ригидной отслойки сетчатки с разрывами | 1980 |
|
SU1114414A1 |
| US 5217187 A, 08.06.1993 | |||
| МНОГОРАЗОВАЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА | 1999 |
|
RU2164882C1 |
| МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА С ГОРИЗОНТАЛЬНЫМ СТАРТОМ ДЛЯ КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА И СПОСОБ ЕЕ ЗАПУСКА | 1996 |
|
RU2120398C1 |
