Изобретение относится к ракетостроению, а также к созданию многоразовых космических кораблей и воздушно-космических самолетов.
Уровень существующей техники.
Современные ракетоносители для вывода полезного груза на орбиту и для доставки полезного груза на другой континент, используя баллистику, стартуют вертикально.
При вертикальном старте подъемная сила создается исключительно тягой ракетных двигателей, это требует больших энергозатрат.
Вертикальный старт уязвим для атаки ракетами противоракетной обороны противника, эти ракеты подступили к самой границе России и нацелены на зоны стационарного старта. После вывода груза на орбиту ракетоносители падают на землю и разрушаются.
Орбитальные многоразовые ступени вертикально стартующих комплексов - воздушно-космические самолеты Шатл, Буран и Клипер для возврата с орбиты в атмосферу требуют мощную, тяжелую теплозащиту.
Из перечисленного видно, что вертикально стартующие современные системы имеют существенные недостатки:
- большие энергозатраты снижают КПД запуска,
- низкая вероятность выполнения боевой задачи из-за близкой нацеленной ПРО противника,
- колоссальные затраты на создание ракетоносителей используются один раз,
- многоразовые воздушно-космические самолеты поднимают на себе на орбиту сотни килограммов теплозащиты.
Заявляемый ракетоноситель горизонтального взлета без разбега, с низкотемпературным сходом с орбиты в атмосферу и планированием, с мягкой посадкой, а также изготовленный по этому принципу многоразовый воздушно-космический самолет исключают эти недостатки.
Боевой РГВ «Витязь» предназначен для того, чтобы не позволить США уверовать в возможность перехватить при старте наш ответный Удар возмездия, не позволить США вести силовое давление на Российскую Федерацию, при решении Россией своих стратегических задач.
Аналогами по горизонтальному взлету и планирующему приземлению служат воздушно-космические системы, которые используют самолет-носитель и воздушно-космический самолет. Патенты России. Класс B64G 1/14.
RU 2001003 С1, 15.10.93 г. Бюллетень №37-38;
RU 2000257 С, 07.09.93 г. Бюллетень №33-36.
Они отличаются друг от друга схемой взлета.
В одном случае используется специальный ускоритель - разгонная тележка на разгонном пути. Тележка придает системе скорость, достаточную для самостоятельного полета у Земли. Далее система разгоняется автономно.
В другом случае самолет-носитель вместе с воздушно-космическим самолетом стартует по взлетной полосе, уходит в полет, набирает возможные высоту и скорость.
Недостатки. В обоих случаях для подъема носителей в воздух требуются стационарные сложные коммуникационные сооружения, они исключают мобильность запуска, необходимую военным сегодня. Авиационные носители поднимают космическую систему на высоту ˜10.000 м и придают ей начальную скорость ˜900 км/ч, это мало для старта тяжелой системы к орбите. Эти системы не получили признание для запуска спутников Земли.
Отличительный признак РГВ на этапе взлета и выхода на орбиту. РГВ стартует и взлетает горизонтально, подъемную силу набирает на стартовой площадке, дуэтом РД + р-щ. модули, по мере увеличения скорости полета в атмосфере в подъемную силу включается встречный поток воздуха, высота и скорость - стартовые, для выхода на орбиту не ограничены.
Имеются патенты на ракетоносители вертикального старта и взлета, но с возможностью спасения разгонных ступеней методом снижения с орбитально-баллистической траектории к атмосфере, с аэродинамическим торможением в атмосфере, с подлетом на авиационных двигателях к месту посадки. Патенты. Класс B64G 1/14, RU 2053168 С1; RU 2148536 C1.
Эти ракетоносители имеют свои достоинства и могут успешно реализоваться. Они входят в атмосферу по схеме космического аппарата Шатл.
Недостатки. Оба ракетоносителя входят в атмосферу с орбитально-баллистической скоростью и проводят аэродинамическое торможение в атмосфере с сильным нагревом корпуса, поэтому ракетоносителю необходима теплозащита. На ракетоносителях установлены турбореактивные авиационные двигатели для долета в зону приземления.
Теплозащита и ТРД утяжеляют стартовый вес РН и этим уменьшают вес полезного груза, выводимого на орбиту или на баллистику.
Отличительные признаки РГВ на этапе схода с орбиты и приземления.
Проекту РГВ 25 лет. Уже в те годы он решал задачу полностью гасить орбитальную скорость и лететь к атмосфере в управляемом падении. Ракетные двигатели и р-щ. модули могут удерживать РГВ на заданной скорости даже в разреженной атмосфере. Это позволяет отказаться от тяжелой и дорогой высокотемпературной защиты, уменьшить риск маневра.
РГВ не поднимает на баллистику и на орбиту дополнительные турбореактивные двигатели, он сможет выполнить задание маршевыми РД. Это тоже ведет к увеличению полезной нагрузки.
Несущее монокрыло РГВ складывается вдоль хорды вниз, по граням р-щ. модулей. Это позволяет разместить полезный груз на верхней и нижней поверхностях корпуса РГВ.
Технический результат
Технический результат, на достижение которого направлено данное изобретение, составляют следующие позиции.
1. Повысить КПД запуска.
2. Существенно повысить вероятность успеха при доставке полезного груза на другой континент. Для этого легкоуязвимый вертикальный вывод ракетоносителя на баллистическую траекторию заменяется на горизонтальный взлет без разбега. Это жизненно важная стратегическая возможность России.
3. Существенно снизить экономические, материальные, трудовые и энергетические затраты на вывод полезного груза на орбиту Земли. Для этого предназначено многократное использование ракетоносителя.
Чтобы состоялись первые два итоговые результата необходимо исполнить создающие их технические результаты.
4. Горизонтальный взлет.
Со стартовой позиции, с продвижением вперед или без продвижения, РГВ уходит в полет по маршруту горизонтально или с набором высоты, выходит на баллистику за сотни километров от старта, если это необходимо. Это в итоге уменьшает энергозатраты запуска, повышает защиту РГВ от ракет противника, ожидающих высокого взлета над стационарным стартом.
Горизонтальный взлет, в свою очередь, обеспечивает две другие технические позиции:
- вторичное использование газового потока из сопла ракетного двигателя и создание аэродинамической подъемной силы для подъема РГВ в горизонтальном положении,
- начальное удержание РГВ над стартовой позицией от движения вперед на первой стадии подъема. Удержание исключает продвижение вперед, если оно не нужно.
5. Сход с орбиты и вхождение в атмосферу без перегрева.
Перегрев ракетоносителя при входе с орбитально-баллистической скоростью в атмосферу требует сложную и тяжелую, дорогую защиту и является самым уязвимым участком траектории полета.
РГВ выполнит этот маневр без температурного перегрева и не потребует специальной теплозащиты. Это весовая добавка к полезному грузу.
6. Планирующая мягкая посадка на базовую или промежуточную посадочную полосу.
7. Самостоятельный перелет в атмосфере с промежуточной взлетно-посадочной полосы на базовую.
Существенные признаки
Достижение указанного технического результата обеспечивают следующие существенные признаки.
1. На стартовой позиции РГВ располагается горизонтально, уходит в горизонтальный полет по маршруту.
2. Камеры сгорания РД, боковые и кормовые, создают горизонтальную, по оси корпуса, тягу для движения вперед.
3. Решетчато-щелевые (р-щ.) модули вторично используют скоростной поток газов, отработавших в РД при создании горизонтальной тяги, и создают аэродинамическую подъемную силу, способную поднять РГВ над стартовой площадкой.
4. Система удержания РГВ над стартовой позицией различна для разных схем взлета. Ее назначение - полностью нейтрализовать горизонтальную силу тяги от ракетных двигателей, разрешить РГВ под воздействием подъемной силы модулей подниматься над стартовой площадкой до высоты, определяющей начало движения вперед, после этого система удержания отпускает РГВ по маршруту. Со взлетной полосы РГВ стартует по маршруту без удержания.
5. Для возвращения без перегрева ЖРД ракетоносителя полностью гасят орбитально-баллистическую скорость. Ракетоноситель активно падает к атмосфере. ЖРД, р-щ. модули и авиационные крылья обеспечивают необходимые скорости полета сквозь стратосферу и атмосферу до приземления.
В зависимости от вариантов назначения моноплановые крылья могут быть складные по хорде, вниз, по граням р-щ. модуля.
6. Мягкая посадка производится на посадочное легкое, трехопорное шасси.
7. Авиационные двигатели устанавливают на РГВ после приземления. Они обеспечивают РГВ самостоятельные технологические полеты в атмосфере.
Краткое описание чертежей
Предлагаемый ракетоноситель горизонтального взлета (РГВ) иллюстрируется чертежами, представленными фиг.1-7.
На фиг.1 изображен вариант ракетоносителя горизонтального взлета с возможным незначительным продвижением вперед при взлете с активным планирующим приземлением (шасси не показано). Предназначен для вывода на орбиту полезного груза. В РГВ входят система реактивного запуска и система аэродинамического приземления.
Основные блоки РГВ на фиг.1.
На фиг.2 изображен боевой РГВ «Витязь». Его задача - в режиме мощной сверхзвуковой крылатой ракеты, с выходом на баллистику или без, доставить полезный груз в досягаемую зону Земли, может использоваться как первая ступень для следующего носителя. Спасение после выполнения задания не предусматривается.
На фиг.3 изображен сдвоенный боевой РГВ «Витязь-2», для доставки крупного груза внешнего закрепления. В частности, на верхней площадке можно закрепить третий РГВ, как вторую ступень РН.
На фиг.4 изображена схема стенда для проработки вторичного использования газов ЖРД решетчато-щелевым модулем при создании подъемной силы.
На фиг.5 и 6 показаны начальные энергетические возможности стартов.
На фиг.5 изображен график распределения сил при вертикальном старте РН.
На фиг.6 изображен график распределения сил при горизонтальном старте РГВ.
На фиг.7 изображена последовательность работы систем запуска, возвращения и посадки РГВ.
1. Горизонтальный взлет и разгон.
2. Старт к орбите.
3. Выполнение задания.
4. Разворот и торможение скорости до 0.
5. Управляемое падение к атмосфере.
6. Пикирование в атмосфере на возвращение.
7. Выход из пике.
8. Высотный полет.
9. Планирование и приземление.
Осуществление изобретения
В заявляемом РГВ «Витязь» заложены несколько основных функций:
1) горизонтальная сила тяги - Т,
2) удержание,
3) подъемная аэродинамическая сила - У,
4) два вида взлета - горизонтальный взлет с продвижением вперед и горизонтальный взлет с места,
5) разгон и выход на орбитальную или на баллистическую траекторию,
6) освобождение от полезного груза, разворот на 180°, торможение скорости до 0,
7) пикирование к атмосфере, низкотемпературное планирование к земле, мягкое приземление,
8) возврат на базу.
Горизонтальная сила тяги - Т.
Для осуществления этой функции корпус 1 ракетоносителя фиг.2 на старте располагается горизонтально. В таком положении корпус 1 не испытывает большие осевые и распирающие нагрузки от веса топлива, как при вертикальном старте. Корпус испытывает значительно меньшие, но изгибающие нагрузки, поэтому рационально делать корпус прямоугольного сечения с поперечно-выпуклыми гранями. В случае круглого сечения корпуса модули крепятся к корпусу через бандаж.
Ракетные двигатели, например РД-107, и их камеры сгорания все или частично с торца кормового отсека разнесены внутри вдоль ракеты. Камеры 2 двигателя вынесены на боковую наружную поверхность корпуса носителя и закреплены так, что газовый поток из камер направлен назад вдоль оси ракеты, создавая силу Т для движения ракеты вперед, горизонтально.
Удержание.
РГВ «Витязь» создает свою подъемную силу на стартовой площадке. Это позволяет разнообразить старт РГВ.
- Для старта на ВПП можно разрешить продвижение РГВ вперед.
- Для старта на барже или на корабле необходимо удержание РГВ от движения вперед, до момента когда полностью исчезнет давление РГВ на площадку. Исполнить это могут низкие удерживающие уступы или уступ.
- Для старта через верх из укрытия или с лесной поляны, применимо удержание тросом типа удержания воздушного змея. При достижении нужной высоты удержание сбрасывается.
Подъемная аэродинамическая сила - У.
На корпусе ракеты за РД, на пути газового потока, в зоне допустимой температуры t≤600°C и скорости V≈600 м/сек, устанавливаются решетчато-щелевые модули 4. Газ РД на срезе сопла камеры имеет t=1000°K, V=3600 м/сек, от среза сопла до р-щ. модуля расстояние L≈4 м.
Отработавший в РД поток газа на скорости взаимодействует с планами (крыльями) р-щ. модуля (системы). Принцип и достоинства р-щ. системы на дозвуковой скорости уже подтверждены испытаниями в НИО-2 ЦАГИ им. Н.Е.Жуковского, изложены в «Научно-техническом отчете» №10588 от 30 августа 1998 года и расписаны в описании к патенту RU 2281225 С2, класс B64C 21/02, 10 августа 2006 г. «Аэрогидродинамическая решетчато-щелевая система».
Сверхзвуковой поток успешно работает с решетчатыми крыльями, с решеткой.
Сверхзвуковой поток сможет более эффективно работать с р-щ. модулем и поможет создать РГВ.
Под воздействием газового потока р-щ. модуль часть тяговой силы Т ракетных двигателей преобразует в аэродинамическую подъемную силу У, вторично использует газовый поток.
Рассмотрим возможности тандема РД + р-щ. модуль предлагаемого РГВ. Расчет предварительный, еще не проведено исследование по фиг.4.
Из книги С.М.Белоцерковского «Решетчатые крылья» берем аэродинамические показатели решетчатого крыла (решетки) с гиперзвуковым профилем планов, иного не нашел.
При М=1,75; α=10°; рис.4.21, Су=0,3; рис.4.26, Сх=0,06; К=5;
Одна камера сгорания РГВ, фиг.4, работает с двумя секциями модуля. Секция состоит из 5 планов. Геометрия плана: b=0,3 м; L=2 м; S=0,6 м2;
РД-107 имеет 4 камеры сгорания, обдувает 8 секций, или 40 планов, или 24 м2 аэродинамической подъемно-несущей поверхности.
Параметры потока газа перед р-щ. модулем.
Скорость V=600 м/сек=1,8 М;
Массовая плотность ρ*≈0,125 кг×с2/м4;
*Реальная массовая плотность газа пока неизвестна, не ясны реальная температура газа перед р-щ. модулем и сверхзвуковая сжимаемость газа.
Аэродинамические силы р-щ. модуля составят:
при К=5; Х=32 тс; Х - сила сопротивления.
Уточнение. В расчете использованы показатели решетки с планами гиперзвукового профиля, М>6. Р-щ. модуль имеет планы сверхзвукового профиля. М=2, они имеют лучшую аэродинамику. Р-щ. модуль на дозвуке имеет аэродинамику лучше, чем монокрыло и решетка, благодаря специфике расположения планов.
Рассмотрим два старта - обычный вертикальный старт РН и горизонтальный старт РГВ с р-щ. модулем.
Вес РН Ро=100 тс. Рабочая тяга То=140 тс.
Вертикальный старт. Фиг.5. Чтобы вертикально разогнать ракетоноситель весом Ро=100 тс, необходима сила тяги То=140 тс. Из них T1=100 тс нейтрализуют вес РН, а Т2=40 тс будут вертикально разгонять РН.
Горизонтальный старт РГВ с р-щ. модулем. Фиг.6. Ро=100 тс; То=140 тс; Р-щ. модуль создает подъемную силу У=160 тс; затратив на это Х=32 тс от тяги То.
Превосходящие силы. T1=To-X=108 тс: У2=У-Ро=60 тс; их результирующая R=125 тс. Эти силы будут разгонять РГВ горизонтально с набором высоты. Это в 3 раза больше, чем при вертикальном взлете. В 3 раза эффективнее.
Через короткое время, если запланирован долгий полет в атмосфере, аэрокрылья и р-щ. модули примут на себя встречный поток воздуха и боковые камеры РД можно последовательно отключать. Повторно включить в зоне выхода на баллистику.
Горизонтальный взлет без разбега.
Ракетные двигатели РГВ вышли на рабочий режим и создали горизонтальную тягу. В тандеме с ними рещетчато-щелевые модули создали подъемную силу. Сила тяги РД и подъемная сила р-щ. модулей устремляют РГВ по маршруту, с коротким продвижением вперед по ВПП, или с места.
Свое мощное колесное шасси, для страта с начальной массой Мо, РГВ не нужно. РГВ сможет стартовать опираясь на нижнюю силовую поверхность р-щ. модуля и на опорные площадки в носовой или (и) кормовой части. Если нужна планирующая посадка сухой массы на ВПП, то на РГВ устанавливается легкое трехопорное колесное шасси.
Выход на баллистическую траекторию и последовательность работы средств возвращения и посадки. Фиг.7.
РГВ устремился по маршруту на решение поставленной задачи. Для выведения спутника РГВ набирает нужную горизонтальную скорость 1 и стартует 2 к орбите.
Для доставки носителя с полезным грузом в определенную зону Земли РГВ может сотни километров пройти горизонтально в режиме крылатой ракеты, лишь затем выйти на баллистику и освободиться от полезного груза.
Боевой РГВ сможет весь заданный маршрут пройти в атмосфере на заданной высоте. В специальных случаях, для выполнения сложных задач на РГВ можно совмещать ракетные и авиационные маршевые двигатели для работы попеременно. Большой интерес представляет совмещение ракетных и воздушных гиперзвуковых двигателей для выполнения дальних экономных полетов в атмосфере с гиперзвуковой скоростью.
На боевой РГВ, в головной части, на нижней и на верхней поверхностях, можно установить систему самообороны и системы поражения наземных объектов.
РГВ освободился 3 от полезного груза. Если это произошло на баллистике и поставлена задача возвращения и мягкой посадки, то на РГВ дополнительно раскрывается, если оно было сложено, монокрыло 5, фиг.1. Носитель разворачивается 4 на 180° вокруг вертикальной оси. Включаются РД и тормозят 4, 5 баллистическую скорость почти до 0.
Носитель входит в пике 6 к атмосфере, направлением на возвращение. В атмосфере, не допуская термоопасной скорости, выходит из пике 7, переходит на высотный полет 8 и планирует 9 для посадки на специальную полосу или на ВПП базы. Низкотемпературный режим всех этапов возвращения обеспечивают РД, р-щ. модули и авиасистема.
После приземления на специальной полосе на РГВ устанавливают авиационные двигатели и носитель самостоятельно возвращается на базу.
Р-щ. модуль создает новое, совершенно обособленное, прогрессивное направление в разработке и эксплуатации ракетоносителей, космических возвращаемых кораблей и воздушно-космических самолетов. Как примут его Специалисты?
Первый обязательный этап осуществления РГВ - создать стенд фиг.4. На этом стенде определить конструкцию, аэродинамические и физические возможности р-щ. модуля при работе в потоке газов РД. Стенд должен доказать прогрессивную реальность РГВ.
Изобретение относится к авиационно-космической технике и может быть использовано при разработке многоразовых средств транспортировки различных полезных грузов в атмосфере и ближнем космосе. Предлагаемый ракетоноситель горизонтального взлета (РГВ) содержит несущий силовой корпус, ракетные двигатели и авиационные крылья. Ракетные двигатели частью расположены в кормовом отсеке, а частью разнесены вдоль оси корпуса. Камеры сгорания двигателей вынесены на боковые наружные поверхности корпуса и способны создавать силу тяги для движения вперед горизонтально. После камер сгорания на пути газового потока из двигателей установлены аэродинамические решетчато-щелевые модули, создающие под воздействием указанного, а также набегающего воздушного потоков подъемную силу, превышающую вес РГВ. РГВ снабжен системой его удержания от движения вперед до подъема на предстартовую высоту. На корпусе закреплено складное или цельное авиационное крыло для планирования, а в носовой и кормовой частях корпуса расположены цельноповоротные аэродинамические крылья для управления по высоте. Два или более РГВ могут компоноваться в один блок. На корпусе РГВ могут быть установлены авиационные двигатели для перелетов в атмосфере, а также, при необходимости, системы самообороны и самонаводящиеся на цели системы. Технический результат изобретения состоит в уменьшении уязвимости и стоимости, а также повышении мобильности старта РГВ, обеспечении надежности доставки полезного груза, в частности на другой континент. При этом также решается задача расширения арсенала соответствующих технических средств. 4 з.п. ф-лы, 7 ил.
| РАКЕТНЫЙ БЛОК МНОГОРАЗОВОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ | 1993 |
|
RU2053168C1 |
| СИСТЕМА САМООБОРОНЫ ТРАНСПОРТНОГО СРЕДСТВА | 1995 |
|
RU2102678C1 |
| US 4482109 A, 13.11.1984 | |||
| Решетчатые крылья | |||
| /Под ред | |||
| С.М.БЕЛОЦЕРКОВСКОГО | |||
| - М.: Машиностроение, 1985, с.10, 11, 87-96. | |||
