Предлагаемое изобретение относится к области авиационно-космической техники и касается создания супертяжелого самолета-амфибии и инфраструктуры для запуска на околоземную орбиту тяжелых воздушно-космических самолетов при максимально экологически безопасном способе введения в действие этой системы.
Известен экраноплан-амфибия на воздушной подушке (патент RU № 2211772, Кл. B60V 1/08, 2003 г.), содержащий корпус в виде центроплана-крыла малого удлинения и выпуклые бортовые скеги (бортотсеки) с надувными поплавками, а также консолями крыльев. Маршевые двигатели самолета установлены на крыльях-консолях, а поддувные в нижней части центроплана. В задней части скегов установлены кили с рулями направления. Перевозимые грузы размещаются внутри центроплана на верхней и нижней палубах.
Недостатками указанного самолета-амфибии являются:
- поступательная скорость перемещения при включении маршевых, а затем и поддувных двигателей, причем до выхода самолета на динамическую воздушную подушку скеги-поплавки и подкрыльные поплавки на консолях неминуемо образуют расходящиеся в стороны и вверх потоки воды, способные заливать маршевые двигатели, которые к тому же активно их подсасывают;
- поддувные двигатели в крейсерском полете не используются, являясь балластом;
- системы механизмов уборки и выпуска поплавков не проработаны, отчего не ясно их энергообеспечение;
- рекламируемый экранный полет на высоте 20-45 м непригоден для экономичного и экологически безопасного запуска разгонного блока с космическим самолетом, т.к., во-первых, в нижних слоях атмосферы запасенная кинетическая энергия практически полностью гасится аэродинамическим сопротивлением, а для вывода на максимальную высоту потребуется запас топлива и ресурса, равный запасу при запуске со стационарного космодрома. Кроме того, подобный полет огромного летательного аппарата делает проблематичной его посадку на сухопутный аэродром, взлетно-посадочная полоса которого и подход к ней окружены штатными строениями и не равнинным рельефом земли.
Известен авиационный комплекс для транспортировки, заправки и запуска в воздухе ракетоносителя (патент RU № 2158214, Кл. B64D 5/00), содержащий крупный аэродромный самолет-носитель с двумя тандемными высоко расположенными крыльями, форменным фюзеляжем, двухкилевым вертикальным оперением на заднем крыле, реактивными двигателями снизу на пилонах обоих крыльев, многостоечным колесным шасси. На фюзеляже сверху выполнена специальная площадка для крепления ракеты-носителя, а сзади выполнен специальный обтекатель, исключающий попадание выхлопного пламени двигателей ракеты на самолет подъема.
Главным недостатком комплекса является необходимость строительства для эксплуатации громадных аэродромов в нескольких точках экваториального побережья Мирового океана, чтобы выбирать для момента запуска наиболее благоприятный по состоянию погоды аэродром. Длина взлетно-посадочной полосы для самолета, рассчитанного, к примеру, на запуск ракеты массой 1000 т, составит не менее 15 км, что дает представление о громадных масштабах и дороговизне использования отчуждаемой суши при использовании упомянутого комплекса. Другим серьезным недостатком является экологическая опасность для аэродрома в случае использования этого комплекса при случайной катастрофе и наличии на борту большого количества углеводородного топлива для реактивных двигателей и запаса ракетного топлива для ракеты-носителя.
Наиболее близким к заявляемому самолету является самолет-амфибия ВВА-14 отечественного авиаконструктора Р.Л.Бартини (книга К.Г.Удалова, Г.С.Панатова, Л.Г.Фортинова «Самолет ВВА-14», изд. АВИКО ПРЕСС, 1994 г. - книга прилагается к материалам заявки), содержащий крыло-центроплан с продольными бортотсеками и две консоли крыльев большого удлинения, обеспечивающие стабильность динамической подушки при взлете и посадке с использованием экранного эффекта. В бортотсеках размещены механизмы и системы уборки-выпуска эластичных поплавков и сами поплавки. Самолет снабжен маршевыми двигателями на верхней поверхности крыла-центроплана и подъемными двигателями, а также системой струйного управления на режимах вертикального взлета и посадки. Кабина экипажа размещена по оси в носовой части крыла-центроплана. Кили и стабилизаторы смонтированы в задних частях бортотсеков.
К недостаткам самолета-амфибии ВВА-14 относятся близкое к оси симметрии размещение маршевых двигателей и наличие на верхней поверхности крыла-центроплана крышек люков воздухозаборников подъемных двигателей, размещенных вертикально в центроплане. Такая конструкция загромождает верхнюю поверхность, не давая использовать ее для размещения, удержания и сброса назад разгонного блока с космическим самолетом.
Кроме того, выхлопные трубы подъемных двигателей выведены вниз и при их работе газы образуют в воде довольно глубокую каверну, ограниченную струйной завесой, заполняющей межпоплавковое пространство, что приводит к интенсивному выбросу водяной пелены вперед и назад, затрудняя видимость экипажу и способствуя попаданию воды на конструкцию самолета.
Помимо этого включение маршевых двигателей даже на малом газу вызывает движение самолета-амфибии вперед, что в совокупности с брызго- и туманообразованием увеличивает дистанцию взлета и затрудняет управление самолетом на плаву, требуя задействования системы струйного управления.
Задачами предлагаемого изобретения являются повышение экологической безопасности самолета-амфибии при движении по воде или при полете над морем, обеспечение возможности запуска воздушно-космического самолета в нужный момент, независимо от погоды в экваториальном поясе Земли, использование вертикальной и горизонтальной тяги подъемных двигателей для создания подушки под крылом-центропланом и для управления самолетом на плаву при защищенности их входных устройств от морской воды крылом-центропланом, повышение эффективности бесконтактного взлета и посадки за счет образования под крылом-центропланом и его продольными бортотсеками замкнутой полости, максимальное освобождение верхней поверхности крыла-центроплана для установки разгонного блока, механизмов крепления и расцепки самолета с разгонным блоком, обеспечения его сдвига назад для запуска ракетных двигателей разгонного блока и воздушно-космического самолета на безопасной дистанции.
Благодаря использованию заявляемого супертяжелого самолета подъема бесконтактного взлета и посадки предлагаемым способом запуска появляется возможность свести до минимума размеры земли, отчуждаемой для запуска комплексной системы и размеры гидродрома, а также время нахождения самолета-амфибии над морем для уменьшения вероятности экологической катастрофы для вод океана в случае катастрофы самолета при взлете.
Эти задачи обеспечиваются следующими мероприятиями.
- Разработкой комплексной системы, содержащей самолет подъема, разгонный блок с воздушно-космическим самолетом на механизме крепления и сброса, размещенном сверху самолета подъема.
- Использованием для реактивных двигателей самолета подъема природного газа взамен керосина.
- Образованием нескольких стояночных площадок и гидродромов в экваториальной прибрежной полосе Земли, обеспечивающих предпусковой перелет в точку с наиболее благоприятной погодой, исключающий задержку запуска.
- Установкой подъемных двигателей в бортотсеках с верхним расположением воздухозаборников, разделение их выхлопных трактов на два выхода газов через наружные и внутренние стенки бортотсеков и снабжение их поворотными головками с направляющими лопатками, позволяющими изменять направление тяги в вертикальной плоскости (от вертикальной до горизонтальной).
- Установкой снизу крыла-центроплана в передней и задней частях отклоняемых щитков формирования поддувной камеры для обеспечения бесконтактного взлета и посадки подъемного самолета с разгонным блоком.
- Выполнением комбинированных килей-стабилизаторов, установленных в задней части бортотсеков, и маршевых двигателей снаружи от килей, освобождающих верхнюю поверхность крыла-центроплана для размещения разгонного блока.
- Разработкой способа запуска комплексной системы со взлетом самолета подъема с воды на малой дистанции и уходом на маршрут подъема на расчетную высоту над пустынной сушей с возвратом по аналогичной схеме, сводящего к минимуму вероятность необратимой экологической катастрофы в океане.
Сущность заявляемой системы, конструкция супертяжелого реактивного самолета-амфибии и способ осуществления запуска поясняется чертежами, где
на фиг.1 - изображен общий вид системы в аксонометрии;
на фиг.2 - изображен общий вид системы, вид сбоку;
на фиг.3 - изображен общий вид системы, вид сверху;
на фиг.4 - изображен общий вид системы, вид снизу;
на фиг.5 - изображен общий вид системы, вид спереди;
на фиг.6 - изображена схема функционирования заявляемой комплексной системы с обозначением цифрами отдельных этапов ее работы.
Комплексная система для запуска тяжелых воздушно-космических самолетов многоразового использования на околоземную орбиту содержит самолет подъема 1 с отделяющимися разгонным блоком 2, находящимся на нем воздушно-космическим самолетом 3 на механизме крепления и сброса 4, а также инфраструктуру наземного базирования и обеспечения (фиг.1).
Самолет подъема 1 (фиг.2, 3, 4, 5) содержит центроплан-крыло малого удлинения 5 с концевыми продольными бортотсеками 6, 7, двумя консолями крыла 8, 9, кили-стабилизаторы 10, 11, маршевые двигатели 12, 13, подъемные двигатели 14, размещенные сверху бортотсеков 6, 7, с воздухозаборниками 15, снабженные раздвоенными выхлопными трактами 16 с управляемыми поворотными головками 17, выпусное поплавковое взлетно-посадочное устройство (ПВПУ) - шасси 18 снизу бортотсеков 6, 7, передние 19 и задние 20 нижние отклоняемые щитки на крыле-центроплане 5. Кабина экипажа 21 вписана в крыло-центроплан 5 с незначительным выступом вперед.
Этапы осуществления способа запуска космического самолета изображены на фиг.6:
0…I спуск на воду самолета подъема 1, снаряженного разгонным блоком 2 и воздушно-космическим самолетом 3;
I…VI взлет комплексной системы;
II…III свободный полет, расцепка;
IV…V ускорение разгонного блока 2 с воздушно-космическим самолетом 3;
VI…VII отделение воздушно-космического самолета 3 от разгонного блока 2 и выход на околоземную орбиту;
VIII…ХIII возврат разгонного блока на базовый аэродром;
IX начало торможения воздушно-космического самолета 3 на спуск с орбиты;
X…XIV снижение МКС, уход на базовый аэродром и посадка;
XI посадка самолета подъема 1 на воду;
XII выход самолета подъема 1 на береговую площадку.
Комплексная система функционирует следующим образом.
Перед первым этапом взлета самолета подъема 1 с разгонным блоком 2 и космическим самолетом 3 на верхней палубе осуществляется анализ метеоусловий в прибрежной экваториальной зоне Мирового океана, оборудованной несколькими стояночными площадками и несколькими спусками. Для запуска выбирается точка, где метеоусловия на момент запуска наиболее благоприятные. Самолет подъема 1 перелетает в эту точку и готовится к запуску, благодаря чему исключаются неблагоприятные случаи задержки старта из-за непогоды, как это имело место на пусковой площадке РФ «Морской старт «Одиссей» в конце 2006 - начале 2007 г. с ракетой-носителем «Циклон». Полностью снаряженный самолет подъема размещается на прибрежной площадке порта носом в сторону бетонного спуска в море (поз.0).
Этап «взлет» начинается на суше запуском подъемных 14 (поз.I…VI) и маршевых 12, 13 двигателей, причем поворотные головки 17 (поз.I…ХII) подъемных двигателей поворачиваются на парирование тяги малого газа маршевых двигателей, и самолет подъема 1 остается на заторможенных колесах своих перекатных шасси на площадке. Затем поворотом головок 17 подъемных двигателей 14 вниз-назад и первоначальным отклонением передних 19 и задних 20 отклоняемых щитков включается подача воздуха через внутренние поворотные головки 17 в образовавшуюся нижнюю поддувную камеру. Самолет подъема 1 приподнимается и на лыжах поплавков 18 по спуску сходит в море. В воде производится довыпуск передних 19 и задних 20 отклоняемых щитков, и увеличивается подача воздуха через внутренние поворотные головки 17 в нижнюю поддувную камеру. Самолет подъема 1 «вспухает», его эластичные поплавки 18 выходят из воды и под воздействием тяги маршевых двигателей 12, 13 и горизонтальной составляющей наклонной тяги подъемных двигателей 14 он разгоняется. По мере нарастания подъемной силы от образующейся под крылом-центропланом 5 динамической воздушной подушки и аэродинамической подъемной силы крыла-центроплана 5 и консолей 8, 9 самолет подъема 1 полностью отрывается от воды и уходит в полет. Отклоняемые щитки 19, 20 и поплавки 18 ПВПУ убираются, управляемые поворотные головки 17 подъемных двигателей 14 разворачиваются на увеличение горизонтальной тяги, и скорость полета доводится до скорости набора высоты (поз.I).
Процесс взлета над водой имеет минимальную длину, а завершение взлета и набор высоты осуществляется над пустынной сушей. Благодаря такому порядку взлета и набора высоты с учетом перевода реактивных двигателей самолета подъема 1 на природный газ сводится к минимуму возможность экологического загрязнения вод океана в случае случайной катастрофы комплекса, что для сложных технических систем не может быть полностью исключено (свидетельством может служить катастрофа запуска ракеты «Циклон» с морского старта «Одиссей» 31 января 2008 г., когда полностью заправленная топливом ракета взорвалась, практически не отделившись от стартового стола (журнал «Взлет» № 3, 2007, март; www.take-off.ru)).
Описанное построение способа запуска космического самолета 3 или груза существенно снижают возможность загрязнения вод океана при возможной катастрофе на старте.
Достигнув заданной высоты, система осуществляет расцепку разгонного блока 2 с космическим грузом 3 от самолета подъема 1, сдвигает его назад с помощью механизма крепления и сброса 4, и сбрасывает для свободного полета (поз.II…III). При этом включение ракетных двигателей разгонного блока 2 и космического самолета 3 осуществляется на безопасной дистанции от самолета подъема 1.
Разгонный блок 2 с космическим самолетом 3 ускоряется до необходимой скорости (поз.IV…V), после чего космический самолет 3 отделяется от него и выходит на околоземную орбиту (поз.VI…VII). Самолет подъема 1 тем временем разворачивается на обратный курс (поз.III), совершает посадку на воду (поз.ХII) и выходит на береговую площадку (поз.ХII). Разгонный блок 2 после отделения космического самолета 3 разворачивается на курс аэродрома посадки, снижается и садится на него (поз.VI…XIII).
Космический самолет 3, выполнив заданную работу на орбите, выходит в исходную для посадки точку и включает тормозную двигательную установку (поз.Х), снижается и садится на аэродроме посадки (поз.X…XIV).
Сбор нового комплекта запуска осуществляется на суше, и связка «разгонный блок - космический самолет» (преимущественно с твердотопливными ракетными двигателями) перевозкой на стартовую площадку.
Таким образом, в способе введения в действие комплексной системы запуска тяжелых воздушно-космических самолетов на околоземную орбиту, содержащем этапы взлета самолета подъема 1, набора высоты и отцепки разгонного блока 2 с воздушно-космическим самолетом 3 от самолета подъема 1, вывода воздушно-космического самолета 3 на орбиту и возвращение элементов комплекса на землю, до запуска воздушно-космического самолета 3 в космос самолет подъема 1 перегоняют в пригодный по метеоусловиям пункт на экваториальном побережье Мирового океана, причем в маршруте его перелета и последующего взлета с разгонным блоком 2 и воздушно-космическим самолетом 3 предусмотрен только кратковременный бесконтактный взлет с океана с немедленным уходом в полет над пустынной сушей, а также кратковременная бесконтактная посадка на воду после возвращения.
Следовательно, заявляемые супертяжелый реактивный самолет-амфибия, комплексная система для запуска тяжелых воздушно-космических самолетов многоразового использования на околоземную орбиту и способ осуществления запуска благодаря ряду указанных отличительных признаков решают основную задачу - сделать максимально экологически безопасным запуск супертяжелых элементов системы в космос без угрозы Мировому океану и населенной суше Земли.
Изобретения относятся к области авиационно-космической техники, а именно к комплексной системе для запуска тяжелых воздушно-космических самолетов многоразового использования на околоземную орбиту, к супертяжелому реактивному самолету-амфибии для комплексной системы и к способу введения в действие комплексной системы запуска тяжелых воздушно-космических самолетов на околоземную орбиту. Комплексная система содержит самолет подъема с отделяющимися разгонным блоком, находящимся на нем воздушно-космическим самолетом, инфраструктуру наземного базирования и обеспечения. В качестве самолета подъема использован супертяжелый реактивный самолет-амфибия бесконтактного взлета и посадки, двигатели которого переведены на природный газ. Инфраструктура наземного базирования и обеспечения включает в себя несколько прибрежных стояночных площадок с гидроспусками, размещенных в независимых по метеоусловиям автономных пунктах экваториального побережья Мирового океана вблизи пустынных районов суши. Достигается уменьшение загрязнения экологии Земли при запуске супертяжелых элементов системы в космос. 3 н. и ф-лы, 6 ил.
1. Комплексная система для запуска тяжелых воздушно-космических самолетов многоразового использования на околоземную орбиту, содержащая самолет подъема с отделяющимися разгонным блоком, находящимся на нем воздушно-космическим самолетом, инфраструктуру наземного базирования и обеспечения, отличающаяся тем, что в качестве самолета подъема использован супертяжелый реактивный самолет-амфибия бесконтактного взлета и посадки, двигатели которого переведены на природный газ, а инфраструктура наземного базирования и обеспечения включает в себя несколько прибрежных стояночных площадок с гидроспусками, размещенных в независимых по метеоусловиям автономных пунктах экваториального побережья Мирового океана вблизи пустынных районов суши.
2. Супертяжелый реактивный самолет-амфибия для комплексной системы, содержащий центроплан - крыло малого удлинения с концевыми продольными бортотсеками и двумя консолями крыла, кили-стабилизаторы, маршевые двигатели в хвостовой части самолета, подъемные двигатели и кабину экипажа, а также выпускное поплавковое шасси внизу бортотсеков, отличающийся тем, что подъемные двигатели с воздухозаборниками размещены в верхних частях бортотсеков, их выхлопные тракты у каждого разделены на два выхода через наружные и внутренние стенки бортотсеков и снабжены управляемыми поворотными головками изменения направления их тяги в продольной плоскости, а на нижней поверхности центроплана крыла в передней и задней частях установлены управляемые щитки формирования поверхностью центроплана-крыла с поплавками и бортотсеками поддувной камеры обеспечения бесконтактного взлета и посадки при подаче выхлопных струй газа от внутренних головок подъемно-маршевых двигателей, при этом маршевые двигатели и кили-стабилизаторы размещены над бортотсеками, освобождая верхнее свободное пространство на центроплане-крыле, на котором установлены механизмы крепления и сброса назад связки разгонного блока с воздушно-космическим самолетом, снимающие блокировку запуска их ракетных двигателей после сдвига связки на безопасную для самолета дистанцию или полного сброса связки в атмосферу.
3. Способ введения в действие комплексной системы запуска тяжелых воздушно-космических самолетов на околоземную орбиту, содержащий этапы взлета самолета подъема, набора высоты и отцепки разгонного блока с воздушно-космическим самолетом от самолета подъема, вывода воздушно-космического самолета на орбиту и возвращение элементов комплекса на землю, отличающийся тем, что до запуска воздушно-космического самолета в космос самолет подъема перегоняют в пригодный по метеоусловиям пункт на экваториальном побережье Мирового океана, причем в маршруте его перелета и последующего взлета с разгонным блоком и воздушно-космическим самолетом предусмотрен только кратковременный бесконтактный взлет с океана с немедленным уходом в полет над пустынной сушей, а также кратковременная бесконтактная посадка на воду после возвращения.
| СПОСОБ ВЗЛЁТА ДВУХСТУПЕНЧАТОЙ КРЫЛАТОЙ СИСТЕМЫ | 2001 |
|
RU2238883C2 |
| US 5000398 А, 19.03.1991 | |||
| ЭКРАНОЛЕТ | 1994 |
|
RU2094320C1 |
| US 2002092949 A1, 18.07.2002. | |||
