Область техники
Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к многоразовым авиационно-космическим комплексам, и может быть использовано в системах для обслуживания космических объектов: транспортировки и доставки на орбиту полезного груза, снятия отработанных космических элементов и доставки их на землю; для повышения их эффективности.
Уровень техники
Известна воздушно-космическая система, которая содержит самолет-разгонщик и расположенные в нем вертикальную криогенную емкость с жидким кислородом, космическую ракету-носитель с жидкостной ракетной двигательной установкой (патент RU 2165869 С1, МПК B64G 1/14, 2000 г.). Система предназначена для доставки полезного груза на орбиту, однако имеет недостаточную эффективность из-за однократного использования ракеты-носителя.
Известен способ транспортировки полезных грузов (патент RU2120397 С1, МПК B64G 1/14, 1996 г.) многоразовой авиационно-космической системой, включающий стыковку и совместный полет летательных аппаратов: воздушно-космического самолета (ВКС) и транспортного самолета (ТС) наземного базирования, их расстыковку, а также обмен грузами, транспортируемыми между Землей и орбитальной станцией, через посредство ВКС. При этом ВКС базируют на орбитальной станции, стыковку и совместный полет ВКС и ТС осуществляют в атмосфере Земли, а обмен полезных грузов производят между ВКС и ТС во время их совместного полета, причем по завершении обмена полезных грузов и расстыковки указанные летательные аппараты направляют в пункты базирования.
Известный способ характеризуется тем, что ВКС после обмена грузами с транспортным самолетом должен возвращаться на землю для технического обслуживания и заправки топливом, что снижает эффективность системы.
Известна также система запуска и транспортирования полезной нагрузки (патент RU 2233772 С2, МПК B64G 1/14, 1999 г.). Система включает в себя авиационно-космический аппарат самолетной схемы с эжекторными прямоточными воздушно-реактивными двигателями, возвращаемый космический аппарат с ракетным двигателем в качестве второй ступени и, при необходимости, межорбитальный транспортный аппарат в качестве третьей ступени.
Авиационно-космический аппарат содержит фюзеляж, два крыла с несколькими поверхностями управления, хвостовое оперение с рулем и двигательную гондолу. При этом фюзеляж выполнен с максимальным поперечным сечением у основания передней кромки крыльев, достаточным для размещения в нем отсека полезной нагрузки, доступ к которому образован двумя створками, проходящими от носа в направлении к хвосту и образующими крышку и рампу отсека полезной нагрузки, которые могут открываться для приема или выгрузки полезной нагрузки и закрываться при выполнении полета, при этом указанные крылья присоединены к фюзеляжу у его центральной линии, передняя кромка каждого крыла отклонена назад от места соединения с поясом обшивки и образует стреловидную конфигурацию.
В отсеке полезной нагрузки установлены катапульта и два направляющих рельса для полезной нагрузки, при этом аппарат содержит возвращаемый космический аппарат (ВКА), который может быть установлен в отсеке полезной нагрузки на направляющих рельсах и включает в себя ракетный двигатель, сообщенный с баками жидкого водорода и жидкого кислорода, снабженными баками с гелием системы наддува, отсек для оборудования, основной корпус, задний отсек для оборудования, хвостовую часть с капотом для двигателя и поворотную носовую часть.
При этом ВКА снабжен носовым шасси, двумя основными шасси и несколькими ходовыми роликами, которые открыты в сложенном положении крыльев и могут опираться на направляющие рельсы для полезной нагрузки, системой управления ориентацией, содержащей реактивные двигатели управления пространственной ориентацией, аппаратуру наведения, навигации и управления и первичные силовые установки.
Система также рассчитана на то, что ВКА после доставки груза на орбиту должен возвращаться на землю для технического обслуживания и заправки топливом, что снижает ее эффективность.
Известна воздушно-космическая система для старта и посадки многоразовых космических аппаратов с использованием экранопланов («Вестник авиации и космонавтики №4, 2001 г.» www.testpilot.ru/review/ws/.htm.).
Система включает экраноплан-разгонщик - приемщик и двухступенчатый ВКС. Отработавшая ступень ВКС совершает посадку на летящий экраноплан. Аналогично совершается посадка на летящий экраноплан и самой орбитальной ступени при ее возвращении, после чего возможен ее новый запуск. Стыковка ВКС и экраноплана осуществляется при выравнивании их скоростей с помощью специальных стыковочных узлов-ловителей.
Экраноплан выполнен по схеме «составное крыло» с двумя корпусами-фюзеляжами, в его носовой части расположены двигатели.
ВКС располагается на центральном крыле, а хвостовая часть экраноплана выполнена разрезной, с двойным вертикальным оперением.
Возможности экраноплана по высоте и времени пребывания на выбранной высоте ограничены. Кроме того, в системе не предусмотрено обслуживание ВКС и орбитальной ступени на борту. Поэтому эффективность системы по обслуживанию космических объектов ограничена.
Сущность изобретения
Задачей изобретения является разработка способа обслуживания космических объектов и многоразовой авиационно-космической системы для его реализации, которые имели бы повышенную эффективность за счет многократного использования ВКС на орбите без посадки на землю и обеспечения его кратковременной эксплуатации без наземных средств обслуживания.
Кроме того, система должна обеспечить увеличение массы доставляемых грузов на орбиту и доставки отработанных космических объектов с орбиты при уменьшении себестоимости операций.
Поставленная задача достигается тем, что в способе обслуживания космических объектов с помощью авиационно-космической системы, включающей транспортный самолет-носитель (СН) и многоразовый возвращаемый орбитальный воздушно-космический самолет (ВКС), включающем подготовку системы к полету с установкой ВКС на СН, взлет, доставку ВКС в необходимое место, взлет ВКС с СН, выход на орбиту, орбитальный полет, сход с орбиты, управляемый спуск в атмосфере, посадку на СН и наземную посадку СН, доставку ВКС в необходимое место осуществляют в отсеке технического обслуживания СН, в точке старта ВКС перемещают на взлетно-посадочную площадку и производят взлет, а после посадки и фиксации ВКС его размещают в отсеке технического обслуживания СН, осуществляют сервисное обслуживание, после чего осуществляют последующий запуск ВКС на орбиту, а многоразовая авиационно-космическая система по обслуживанию космических объектов содержит транспортный самолет-носитель (СН), выполненный с крылом, содержащим центроплан и стреловидные консоли, и многоразовый возвращаемый орбитальный воздушно-космический самолет (ВКС), выполненный с крылом, содержащим центроплан и стреловидные консоли, и вертикальным хвостовым оперением, при этом центроплан СН выполнен с взлетно-посадочной площадкой на своей верхней поверхности, снабженной узлами стыковки ВКС с СН, система снабжена средствами обеспечения посадки ВКС, СН выполнен с центропланом крыла, содержащим внутренний отсек технического обслуживания, выполненный с габаритами, достаточными для размещения ВКС, выполненного со складывающимися консолями крыла и вертикальным хвостовым оперением, и снабжен средствами для перемещения ВКС в отсек.
Кроме того, отсек технического обслуживания выполнен с люком на верхней поверхности центроплана по всему габариту отсека, закрываемым двусторонними убирающимися телескопическими створками, и снабжен взлетно-посадочной платформой, выдвигаемой до уровня верхней поверхности центроплана при посадке-взлете ВКС, а взлетно-посадочная платформа состоит из силовой рамы платформы, перемещающейся по направляющим с помощью ползушек и телескопических гидроцилиндров двустороннего действия, жестко связанных с нижней силовой рамой отсека, силовой рамой платформы и собственно платформой, при этом на платформе имеются посадочные места с устройствами фиксации ВКС и клиновые упоры, ограничивающие перемещение платформы в продольном и поперечном направлениях в крайних положениях.
Такое выполнение способа обслуживания космических объектов и многоразовой авиационно-космической системы позволяет повысить их эффективность, увеличить массу доставляемых на орбиту грузов при снижении затрат на их доставку.
Перечень фигур на чертежах.
Изобретение поясняется чертежами, на которых:
Фиг.1 - показывает общий вид МАКС-ОКО (вид сбоку).
Фиг.2 - показывает общий вид МАКС-ОКО (вид в плане).
Фиг.3 - показывает общий вид МАКС-ОКО (вид спереди).
Фиг.4 - показывает сечение А-А фиг.2.
Фиг.5 - показывает сечение Б-Б фиг.2.
Фиг.6 - показывает общий вид взлетно-посадочной платформы.
Фиг.7 - показывает общий вид модуля устройства фиксации ВКС (перед посадкой ВКС).
Фиг.8 - показывает общий вид модуля устройства фиксации ВКС (после посадки ВКС).
Фиг.9 - показывает общий вид многоразового пилотируемого ВКС (вид сбоку).
Фиг.10 - показывает общий вид многоразового пилотируемого ВКС (вид в плане).
Фиг.11 - показывает общий вид многоразового пилотируемого ВКС (вид спереди).
Фиг.12 - показывает общий вид блока топливных баков (вид спереди).
Фиг.13 - показывает общий вид центрального топливного бака (вид сбоку).
Фиг.14 - показывает общий вид бокового топливного бака (вид сбоку).
Осуществление изобретения
Обслуживание космических объектов в соответствии с изобретением осуществляется следующим образом.
Способ обслуживания космических объектов выполняется с помощью авиационно-космической системы, включающей транспортный самолет-носитель (СН) и многоразовый возвращаемый орбитальный воздушно-космический самолет (ВКС). При этом СН выполнен с взлетно-посадочной площадкой на верхней поверхности центроплана крыла и с внутренним отсеком технического обслуживания, расположенным внутри центроплана крыла, и снабжен средствами для перемещения ВКС на взлетно-посадочную платформу из отсека и обратно - со взлетно-посадочной платформы в осек. Такими средствами могут служить подъемно-транспортные механизмы.
Многоразовый пилотируемый ВКС включает в себя крыло, фюзеляж, вертикальное хвостовое оперение, двигательную установку, трехопорное шасси и другие известные системы и оборудование, необходимые для выполнения безопасного полета. Двигательная установка ВКС включает двигатели орбитального маневрирования и двигатели атмосферного маневрирования. Аэродинамическая компоновка ВКС выполнена с аэродинамическим качеством, достаточным для осуществления управляемого полета в атмосфере.
При наземной подготовке к выполнению задания СН заправляется и загружается необходимым оборудованием для выполнения полета. ВКС устанавливают на взлетно-посадочную площадку, с помощью грузоподъемного устройства ВКС перемещают в отсек технического обслуживания. Производят заправку топливных баков и систем ВКС от наземных источников, производится предполетная подготовка ВКС.
После осуществления взлета СН с ВКС на борту и полета по маршруту к месту старта, ВКС перемещают на взлетно-посадочную площадку.
СН на высоте 8-9 км и скорости V=0,65-0,7 М выполняет горку, и в верхней точке производят взлет ВКС с отделением от СН и с последующим запуском маршевых ЖРД ВКС и продолжением его разгона в автономном режиме с последующим выходом на орбиту. СН возвращается на аэродром базирования.
ВКС осуществляет орбитальный полет, а после выполнения полетного задания ВКС осуществляет сход с орбиты и управляемый спуск в атмосфере.
СН после осуществления взлета совершает полет по маршруту к месту стыковки с орбитальным самолетом.
Самолет-носитель выводится на заданный курс, высоту и скорость полета, а орбитальный самолет сближается с самолетом-носителем и после достижения нулевой относительной скорости производит стыковку со взлетно-посадочной платформой с помощью шасси и стыковочных узлов-ловителей. После стыковки и фиксации на взлетно-посадочной площадке ВКС с помощью грузоподъемного устройства перемещают и размещают в отсеке технического обслуживания СН, где осуществляют его сервисное обслуживание. При необходимости осуществляют последующий запуск ВКС на орбиту. СН при этом может возвращаться на аэродром базирования либо ожидать возвращение ВКС для последующего обслуживания.
Многоразовая авиационно-космическая система по сервисному обслуживанию космических объектов (МАКС-ОКО) включает в себя (см. фиг.1) тяжелый дозвуковой самолет-носитель 1, многоразовый пилотируемый воздушно-космический самолет 2 и частично-многоразовый блок топливных баков 3.
Тяжелый дозвуковой самолет-носитель 1 выполнен по двухфюзеляжной схеме с высоко расположенным крылом и включает в себя крыло 4, фюзеляж 5, V-образное хвостовое оперение 6, силовую установку 7, шасси, состоящее из передней стойки 8 и задних основных стоек 9, и другие известные системы и оборудование, необходимое для выполнения безопасного полета. Крыло 3 включает в себя (см. фиг.2) центроплан 10, правую и левую стреловидные консоли крыла 11, 12; связанные с центропланом 10 правым и левым переходными отсеками 13, 14.
Правая и левая консоли крыла 11, 12 снабжены элеронами 19, 20, закрылками 21, 22, интерцепторами 23, 24, предкрылками 25, 26 и тормозными щитками 27, 28. Переходные отсеки 13, 14 снабжены тормозными щитками 29, 30 и интерцепторами 31, 32.
Центроплан 10 выполнен со средней стреловидностью по своей передней кромке и относительно большой толщиной своего аэродинамического профиля, позволяющей разместить в нем отсек технического обслуживания с взлетно-посадочной платформой. Центроплан имеет в центральной части люк 33 с телескопическими створками 34.
Задняя кромка центроплана выполнена прямой, при этом верхняя поверхность центроплана поднята вверх относительно верхних поверхностей фюзеляжей 15, 16 (см. фиг.3), а нижняя поверхность центроплана совместно с нижними поверхностями фюзеляжей образует схему "несущий фюзеляж".
Переходные отсеки 13, 14 выполнены со средней стреловидностью по своим передним кромкам с переменным по толщине аэродинамическим профилем и предназначены для обеспечения плавного перехода поверхностей между центропланом 10 и консолями крыла 11, 12. Задние кромки переходных отсеков выполнены прямыми.
Фюзеляж 5 выполнен в виде двух - правого и левого - фюзеляжей 15, 16. Стреловидное V-образное хвостовое оперение 6 выполнено в виде двух симметричных несущих поверхностей - правой и левой 17, 18 с углом 90° между ними и установленных на хвостовых секциях правого и левого фюзеляжей 15, 16.
Силовая установка 7 выполнена в виде шести турбореактивных двигателей. 4 двигателя установлены на пилонах на нижних поверхностях консолей крыла 11, 12, 2 двигателя установлены на пилонах на нижних поверхностях переходных отсеков 13, 14.
Центроплан 10 содержит внутренний отсек технического обслуживания 110 (см. фиг.4). Отсек 110 образован верхней (см. фиг.4), нижней силовой рамой 36, соединенных передней и задней поперечными стенками 37, 38, левой и правой продольными стенками 39, 40. Нижняя силовая рама 36 выполнена из силовых балок и внешних панелей, образующих нижнюю поверхность центроплана, жестко связанной с нижними поверхностями фюзеляжей 15, 16 (см. фиг.5). Сверху отсек герметически закрывается телескопическими раздвижными створками 24. Отсек оборудован взлетно-посадочной платформой 25.
Силовая рама 35 выполнена с люком 33, выполненным по всему габариту отсека технического обслуживания 110 и снабженным створками 34.
Левая и правая продольные стенки 39, 40 имеют направляющие (не показаны), по которым перемещается грузоподъемный механизм 42. Верхняя силовая рама 35 имеет направляющие (не показаны), по которым перемещаются две двусторонние телескопические створки 34 с помощью электроприводных тележек с ведущими ходовыми колесами (не показаны). В открытом положении створки убираются в ниши приливов 43 наружной обшивки центроплана, в закрытом положении створки герметично закрывают внутренний объем центроплана. На нижней силовой раме 36 установлены цилиндрические направляющие 44, которые своими верхними частями соединены с продольными стенками 39, 40. По цилиндрическим направляющим перемещается взлетно-посадочная платформа 45, причем в убранном положении поверхность платформы 45 образует единую поверхность с грузовыми полами фюзеляжей 15, 16. Передние и задние поперечные стенки 37, 38 жестко связаны со шпангоутами фюзеляжей 15, 16 и лонжеронами 47, 48 переходных отсеков 15, 16 и совместно с верхней и нижней силовыми рамами 35, 36 образуют единую конструкцию, воспринимающую все весовые и аэродинамические нагрузки.
Отсек блока топливных баков 26 выполнен в виде двух - правого и левого - отсеков 27, 28, образованных шпангоутами фюзеляжей 29, 30, нижним силовым набором 21 и верхним силовым набором 31, 32.
В правом отсеке 27 размещаются криогенные топливо и окислитель 33 для ОС, в левом отсеке 28 размещается пустой блок топливных баков 3.
Нижний силовой набор 21 несет грузовой пол 34, предназначенный для размещения грузов и техники. Силовые наборы 20, 21 центроплана выполнены из силовых балок и образующих совместно с боковыми нервюрами 22, 23 единую конструкцию, воспринимающую все весовые и аэродинамические нагрузки.
Взлетно-посадочная платформа 45 (см. фиг.6) состоит из силовой рамы платформы 49, перемещающейся по направляющим 44 с помощью ползушек и телескопических гидроцилиндров двустороннего действия, жестко связанных с нижней силовой рамой 36 и силовой рамой 49 и собственно платформой 52, перемещающейся с помощью телескопических гидроцилиндров двустороннего действия 53, жестко связанных с силовой рамой платформы 49 и платформой 52. На платформе 52 имеются посадочные места с элементами крепления устройств фиксации 54 ВКС и клиновые упоры, ограничивающие перемещение платформы в продольном и поперечном направлениях в крайних положениях.
Устройство фиксации 54 ВКС состоит из трех однотипных отдельных модулей 55 (см. фиг.7), устанавливаемых на взлетно-посадочную платформу в соответствии с параметрами продольной базы и ширины колеи шасси ВКС. Модуль состоит из плиты установочной 56 и установленных на ней силовоспринимающего устройства 57, 2-х коленчатых шарнирных рычагов 58, 2-х шарнирных коромысел 59, жидкостно-газового амортизатора 61, 2-х стопорных механизмов 62, 2-х направляющих силовоспринимающего устройства 63, 2-х упоров передних 64.
Две направляющие колеса шасси 60 установлены на взлетно-посадочной платформе таким образом, что образуют с коромыслами 59 V-образный профиль для ориентации положения колеса при пробеге в момент посадки. Плита установочная с остальными устройствами крепится на взлетно-посадочную платформу при ее подготовке к приему ВКС.
Работа устройства производится следующим образом.
В начальный момент (см. фиг.7) под действием давления в газовой полости амортизатора 61 силовоспринимающее устройство 57 по направляющим 63 перемещается в крайнее переднее положение. Коромысла 59 перемещают вручную в крайнее левое положение до упора в направляющую 60 и боковую поверхность устройства 57. Коленчатый рычаг 58 перемещается в крайнее левое положение (стопорный механизм 62 - убран). Коромысла 59 и направляющие 60 ориентируют движения колеса шасси относительно силовоспринимающего устройства 57 при посадке ВКС. При посадке ВКС на взлетно-посадочную платформу колесо шасси воздействует на устройство 57, которое, перемещаясь по направляющим 63, воздействует на амортизатор 61 и обжимает его (фиг.8), а задней боковой поверхностью, воздействуя на плечо рычага 58, перемещает его в крайнее правое положение. Рычаг 58 воздействует на коромысло 59, перемещает его в крайнее правое положение до упора в колесо и механического контакта с ответной частью второго коромысла 59. При возникновении механического контакта замыкается электроконтакт, и срабатывает гидропривод стопорного механизма 62, фиксируя положение рычага 58 механическим упором, что позволяет зафиксировать ВКС на взлетно-посадочной платформе.
Правый и левый фюзеляжи 15, 16 выполнены по типовой схеме и снабжены кабинами пилотов, отсеками криогенного топлива, криогенного окислителя, углеводородного топлива, блока топливных баков. Отсеки блока топливных баков 3 (см. фиг.5) сообщаются с центропланом через герметично закрывающиеся люки, позволяющие свободно перемещать топливные баки в центроплан 10 и обратно. Кроме того, отсеки имеют в нижней части люки с крышками, выполняющими в открытом положении роль погрузочных рамп.
В носовой верхней части правого фюзеляжа 15 оборудована заправочная горловина для заправки топливом в полете, а в его хвостовой нижней части - штанга дозаправки ВКС топливом в полете.
Фюзеляжи с одной стороны состыкованы с силовым каркасом центроплана, с другой стороны - с переходными отсеками. В передней части фюзеляжи снабжены отсеками для размещения конструкций крепления передних стоек шасси, а в центральной части отсеками для размещения конструкций крепления задних основных стоек шасси.
Многоразовый пилотируемый ВКС 2 выполнен по схеме "бесхвостка" и включает в себя (см. фиг.9) крыло 65, фюзеляж 66, вертикальное хвостовое оперение 67, объединенную двигательную установку 68, трехопорное шасси, состоящее из передней стойки 69 и задних основных стоек 70, и другие известные системы и оборудование, необходимые для выполнения безопасного полета.
Крыло 65 треугольной формы (см. фиг.10) выполнено состоящим из центроплана, правой и левой поворотных консолей крыла 72, 73 с углом стреловидности ˜30°. Правая и левая консоли крыла снабжены элевонами 74, 75, выполняющими роль элеронов и рулей высоты. Вертикальное хвостовое оперение 67 выполнено состоящим из стреловидного поворотного киля 76 (см. фиг.9), установленного в хвостовой части фюзеляжа 66. Киль 76 снабжен рулем направления 77, который, "расщепляясь" по задней кромке, выполняет функцию "воздушного тормоза".
Объединенная двигательная установка 68 (см. фиг.10) состоит из двух маршевых двигателей 78, двух двигателей орбитального маневрирования 79, двух двигателей атмосферного маневрирования 80 и систем, необходимых для безотказной работы ОДУ. В качестве маршевых двигателей 78 используются двухрежимные трехкомпонентные ЖРД, на первом режиме до высоты Н=50÷60 км и М=9÷10 используются 3 компонента - керосин + жидкий кислород + жидкий водород; на втором режиме используются 2 компонента - жидкий кислород + жидкий водород.
В качестве двигателей орбитального маневрирования 79 используются двухкомпонентные ЖРД, работающие на жидком кислороде и жидком азоте.
В качестве двигателей атмосферного маневрирования 80 используются ТРДД, работающие на керосине и атмосферном воздухе. Маршевые двигатели 78 и двигатели орбитального маневрирования 79 с собственными ТНА, газогенераторами и системами запуска и останова размещаются в двигательном отсеке (см. фиг.11), размещенном в хвостовой части фюзеляжа.
Камера сгорания каждого ЖРД закреплена в двухосном карданном подвесе, что позволяет управлять вектором тяги в полете.
Двигатели атмосферного маневрирования (ТРДД) 80 крепятся на пилонах хвостовой части фюзеляжа. Для защиты проточной части ТРДД от воздействия кинетического давления и высоких температур при спуске ВКС с орбиты кок компрессора оборудован защитным экраном 81 (см. фиг.9) в виде прилегающих друг к другу створок, управляемых гидроприводом. При неработающих ТРДД створки открываются и перекрывают сечение воздухозаборника.
Фюзеляж 66 выполнен герметичным и снабжен отсеком оборудования и вставной кабиной пилотов, расположенных в носовой части фюзеляжа, грузовым отсеком 82, расположенным в средней части фюзеляжа, топливным отсеком, расположенным в задней части фюзеляжа. Фюзеляж состыкован с силовым каркасом центроплана 50 и заканчивается герметичным шпангоутом, к которому стыкуется двигательный отсек. В передней нижней части фюзеляж снабжен отсеками для размещения конструкции крепления передней стойки шасси 69 и переднего узла сцепки-расцепки ВКС с блоком топливных баков 3. Носовая верхняя часть фюзеляжа оборудована заправочной горловиной для заправки углеводородным топливом в полете. В средней нижней части фюзеляж снабжен отсеками для размещения конструкции крепления задних основных стоек шасси 70 и заднего узла сцепки-расцепки ВКС с блоком топливных баков 3. Нижние части фюзеляжа и крыла образуют корытообразную форму с загнутой вверх нижней передней частью фюзеляжа и с большими значениями радиусов затупленных носков крыла и фюзеляжа.
Такая конструкция позволяет производить управляемый планирующий спуск ВКС с орбиты. Наружная обшивка ВКС имеет мощную теплозащиту из теплозащитных плиток из волокон кварца и композитного материала типа "углерод-углерод".
Трехопорное убирающееся шасси обеспечивает посадку по "самолетному" на аэродромную взлетно-посадочную полосу или на взлетно-посадочную платформу 45 самолета-носителя 1 с минимальной относительной скоростью.
Блок топливных баков 3 (см. фиг.12) выполнен состоящим из центрального бака 83 и двух боковых баков 84. Компоновка баков выполнена по двухступенчатой схеме "пакет" с их параллельным расположением и последовательной выработкой ступеней, причем первая ступень образует два боковых топливных бака 84, а вторая ступень - центральный бак 83.
Система подачи топлива и окислителя из баков - вытеснительная, путем наддува баков нейтральным газом из баллонов, расположенных в топливном отсеке ВКС. Центральный бак 83 (см. фиг.13) выполнен по несущей схеме, воспринимающей все аэродинамические и весовые нагрузки от ВКС 2 и блока топливных баков 3, является единственным элементом системы одноразового использования, т.к. отделяется от ВКС при скорости, несколько меньшей орбитальной, и разрушается при входе в атмосферу.
Центральный бак 83 выполнен состоящим из удлиненного силового корпуса 85 прямоугольного сечения с гладкой оболочкой и загнутой вверх сужающейся носовой частью и большим радиусом ее закругления.
На корпусе 85 установлены передний силовой узел 86, на котором расположены передние узлы сцепки-расцепки: 87 - с ВКС, 88 - с баками первой ступени, 89 - со взлетно-посадочной платформой 45 и задний силовой узел 90, на котором расположены задние узлы сцепки-расцепки: 91 - с ВКС, 92 - с баками первой ступени, 93 - со взлетно-посадочной платформой 45. Внутренняя компоновка корпуса 85 содержит отсек для размещения криогенного кислорода 94, отсек для размещения криогенного водорода 95, отсек для размещения приборного оборудования 96, отсек двигательной установки отвода бака при разделении с ВКС 97. Наружная поверхность отсеков 94 и 95 имеет теплоизоляционное покрытие из стеклосот, заполненных пенопластом.
Боковые баки 84 (см. фиг.14) выполнены по ненесущей схеме, состоящей из цилиндрического корпуса 98 с гладкой оболочкой, укрепленной передней обечайкой 99, на которой расположен передний узел сцепки-расцепки 100 с центральным баком 83 и задней обечайкой 101, на которой расположен задний узел сцепки-расцепки 102 с центральным баком 83. Головные части боковых баков выполнены в виде сбрасываемых сферических обтекателей 103.
Внутренняя компоновка корпуса 98 содержит отсек для размещения криогенного водорода 104, отсек криогенного кислорода 105, отсек углеводородного топлива 106, отсек приборного оборудования 107, отсек парашютной системы 108, отсек двигательной установки отвода бака 109 при разделении с центральным баком 83.
Наружная поверхность отсеков 104 и 105 имеет теплоизоляционное покрытие из стеклосот, заполненных пенопластом.
Функционирование системы при сервисном обслуживании космических объектов в полетных условиях на СН.
Система функционирует следующим образом. При наземной подготовке к выполнению полетного задания по приему и сервисному обслуживанию ВКС и СН заправляются компонентами топлива, окислителя и других расходуемых сред, ВКС загружается пустым блоком топливных баков, необходимым оборудованием для проведения работ по сервисному обслуживанию. На взлетно-посадочную платформу устанавливаются модули устройства фиксации ВКС. После осуществления взлета и полета по маршруту к месту стыковки с орбитальным самолетом открываются телескопически-раздвижные створки центроплана, и взлетно-посадочная платформа с помощью телескопических цилиндров силовой рамы и собственных гидроцилиндров поднимается в крайнее верхнее положение и фиксируется механическими упорами. СН выводится на заданный курс, а ВКС с помощью навигационной системы сближается с СН, выпускает стойки шасси и с помощью видеокамер, размещенных на взлетно-посадочной платформе, занимает исходное положение относительно модулей устройства фиксации. Маневрируя относительной скоростью и высотой, изменением тяги двигателей и положением аэродинамических рулей управления с постоянным контролем относительного положения, ВКС производит планирующую посадку на взлетно-посадочную платформу с минимальной относительной скоростью, а ВКС, воздействуя колесами шасси на модули устройства фиксации, производит тем самым механическую сцепку колес шасси с взлетно-посадочной платформой. Двигатели ВКС останавливаются, поворотные консоли крыла поворачиваются в крайнее верхнее положение, а поворотный киль поворачивается в горизонтальное положение. Взлетно-посадочная платформа опускается в крайнее нижнее положение, входит в зацепление механическими упорами с силовой рамой центроплана. Телескопически-раздвижные створки герметически закрываются, внутренний объем центроплана наддувается воздухом, отбираемым из второго контура двухконтурных двигателей СУ СН, створки отсеков фюзеляжей открываются, сообщая центроплан с фюзеляжем, поворотные консоли крыла занимают штатное положение, производятся работы по сервисному обслуживанию ВКС, по выполнению которых шасси ВКС освобождаются от модулей устройства фиксации, а сам ВКС с помощью грузоподъемного устройства перемещается в верхнее положение. Стойки шасси ВКС убираются, модули устройства фиксации демонтируются и транспортируются в отсеки фюзеляжей.
На взлетно-посадочную платформу перемещаются боковые и центральный топливные баки. Центральный бак стыкуется с взлетно-посадочной платформой, а боковые баки стыкуются с центральным баком. ВКС перемещается в нижнее положение и стыкуется с центральным топливным баком. Производится заправка топливных баков компонентами топлива и окислителя, а систем ВКС - расходуемыми средами. Производится предполетная проверка систем ВКС, грузоподъемное устройство перемещается в крайнее верхнее и заднее положение, створки отсеков фюзеляжей герметически закрываются, телескопически-раздвижные створки центроплана открываются, взлетно-посадочная платформа перемещается в крайнее верхнее положение с зацеплением механическими упорами с верхней рамой центроплана, поворотный киль занимает вертикальное положение. На высоте Н=8-9 км и скорости М=0,65-0,7М СН выполняет горку, и в верхней точке производится расцепка с центральным топливным баком и отделение блока топливных баков с ВКС от СН, с последующим запуском маршевых ЖРД ВКС и продолжением разгона ВКС в автономном режиме.
Функционирование системы в качестве разгонной ступени ВКС с горизонтальным стартом СН с наземного аэродрома и воздушного старта ВКС с СН производится следующим образом.
При наземной подготовке к выполнению задания СН загружается пустым блоком топливных баков, открываются телескопически-раздвижные створки центроплана, и взлетно-посадочная платформа перемещается в крайнее верхнее положение. ВКС с горизонтальным положением киля и выпущенными стойками шасси устанавливается на взлетно-посадочную платформу, которая опускается в крайнее нижнее положение, телескопически-раздвижные створки центроплана закрываются. С помощью грузоподъемного устройства ВКС перемещается в верхнее положение, и стойки шасси убираются. На взлетно-посадочную платформу перемещаются боковые и центральный топливные баки. Центральный бак стыкуется с взлетно-посадочной платформой, а боковые - с центральным баком. ВКС перемещается в нижнее положение и стыкуется с центральным топливным баком. Производится заправка топливных баков и систем ВКС от наземных источников, а грузоподъемное устройство перемещается в крайнее верхнее и заднее положение, производится предполетная подготовка ВКС.
После осуществления взлета СН и полета по маршруту к месту старта ВКС створки отсеков фюзеляжей герметически закрываются, а телескопически-раздвижные створки открываются, взлетно-посадочная платформа перемещается в крайнее верхнее положение, поворотный киль ВКС занимает вертикальное положение.
СН на высоте 8-9 км и скорости V=0,65-0,7 М выполняет горку и в верхней точке производится расцепка с центральным топливным баком и отделение блока топливных баков с ВКС от СН, с последующим запуском маршевых ЖРД ВКС и продолжением его разгона в автономном режиме. СН возвращается на аэродром базирования.
Такое выполнение способа обслуживания космических объектов и многоразовой авиационно-космической системы позволяет за счет многоразового старта ВКС без посадки на землю и обслуживания его на борту СН повысить эффективность системы, снизить затраты на доставку космических объектов, эффективно производить сбор и утилизацию отработанных объектов.
Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к многоразовым авиационно-космическим комплексам. Способ обслуживания космических объектов с помощью авиационно-космической системы включает подготовку системы к полету с установкой воздушно-космического самолета на самолет-носитель, взлет, доставку воздушно-космического самолета в необходимое место, взлет воздушно-космического самолета с самолета-носителя, выход на орбиту, орбитальный полет, сход с орбиты, управляемый спуск в атмосфере, посадку на самолет-носитель и наземную посадку самолета-носителя, доставку воздушно-космического самолета в необходимое место осуществляют в отсеке технического обслуживания самолета-носителя. Самолет-носитель выполнен с крылом, содержащим центроплан и стреловидные консоли. Воздушно-космический самолет выполнен с крылом, содержащим центроплан и стреловидные консоли, и вертикальным хвостовым оперением. Центроплан самолета-носителя выполнен с взлетно-посадочной площадкой на своей верхней поверхности. Изобретение направлено на повышение эффективности многоразовой авиационно-космической системы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 14 ил.
| Афрамеев Э.А | |||
| Тяжелые экранопланы и многоразовые космические аппараты: перспективный тандем | |||
| Журнал «Вестник авиации и космонавтики», 2001, №4 | |||
| СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ НА ОРБИТУ В КОСМОС | 1999 |
|
RU2159727C1 |
| СИСТЕМА ЗАПУСКА И ТРАНСПОРТИРОВАНИЯ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ | 1999 |
|
RU2233772C2 |
| US 5402965 А, 04.04.1995. | |||
