Изобретение относится к авиационно-космическим системам для выведения на низкие и средние околоземные орбиты полезной нагрузки, а также может быть использовано для оперативной доставки грузов либо вооружения в отдаленные участки Земли либо Мирового океана. В настоящее время известны различные проекты многоразовых разгонных ускорителей первых ступеней ракет-носителей с возможностью автономной посадки на земную либо водную поверхность после отделения от основной ракеты-носителя. Известен, в частности многоразовый ускоритель ракеты-носителя (патент РФ № 2148536) содержащий корпус, включающий баки для окислителя и горючего, носовой отсек с обтекателем, межбаковый и хвостовой отсеки, ракетную двигательную установку, цельноповоротное крыло с устройствами для его поворота и фиксации вдоль оси ускорителя на этапе выведения и в повернутом на 90 град, положении на этапе возвратного полета, горизонтальное и вертикальное оперение, трехопорное посадочное устройство, органы аэродинамического управления и узлы стыковки со второй ступенью ракеты-носителя, при этом многоразовый ускоритель снабжен воздушно-реактивной двигательной установкой, включающей два двигателя с воздухозаборниками установленными в носовом отсеке. Известна также ракета-носитель (патент РФ № 2483030) включающая соединенный со второй ступенью многоразовый ускоритель, при этом многоразовый ускоритель состоит из ракетного блока с жидкостными ракетными двигателями соединенного с самолетным комплектом выполненным в виде планера с крыльями переменной стреловидности, с органами аэродинамического управления, стабилизатора, шасси, воздушно-реактивных двигателей с их топливным баком и носового отсека. Пилотская кабина расположена в носовом отсеке ракетного блока. Воздушно-реактивные двигатели закреплены на верхних поверхностях крыльев и снабжены управляемыми защитными экранами. Известен также многоразовый возвращаемый ракетный блок (патент РФ № 2495799) содержащий фюзеляж, крыло с двумя консолями, левый и правый блоки двигателей управления, при этом консоли крыла снабжены законцовками, при этом на законцовках консолей крыла размещены гондолы двигателей управления с возможностью использования на участке выведения и участке возвратного полета. Оси сопел двигателей управления тангажом и креном параллельны нормальной оси OY возвращаемого ракетного блока. Оси сопел двигателей рыскания перпендикулярны нормальной оси OY и образуют с продольной осью ОХ угол от 0 град, до 20 град. Использование многоразовых ускорителей следует признать рациональным как для вертикального старта ракеты-носителя так и для горизонтального старта разгонного самолета-носителя.
Известно расчетное исследование С.А. Чаплыгина («Теория решетчатого крыла», Избранные работы по теории крыла., Ленинград, Гос. Издат. технико-теоретической литературы, 1949 г. ) в котором доказано, что подъемная сила крыла входящего в состав многопланного крыла значительно превосходит подъемную силу аналогичного отдельного крыла. Известно исследование многоразрезного крыла С.А. Чаплыгина («Экспериментальная аэродинамика», Мартынов А.К., Гос. Издат. оборонной промышленности., 1949 г. см. фиг. 8.56, стр. 312), в котором приведены данные по значительному увеличению подъемной силы многоразрезного крыла. Недостатком вышеприведенных конструкций крыла является высокое аэродинамическое сопротивление при горизонтальном крейсерском режиме полета. Известно также техническое решение крыла летательного аппарата с изменяемыми аэродинамическими характеристиками (патент РФ № 2694478), включающее основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены в виде одного либо нескольких надкрылков выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного либо нескольких подкрылков выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо одновременно в виде одного либо нескольких надкрылков выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла и одного либо нескольких подкрылков выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом, при различных режимах полета летательного аппарата связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой для изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата выдвигаемые надкрылки выдвигаются над основным профилем крыла вперед и вверх, при этом в выдвинутом положении расстояние Δ Hn между основным профилем крыла и надкрылком, либо между выдвинутыми надкрылками составляет не менее 0,5Ci (где Ci - максимальная толщина основного крыла в вертикальной плоскости воздушного потока), при этом выдвигаемые подкрылки выдвигаются под основным профилем крыла назад и вниз, при этом в выдвинутом положении расстояние Δ Hn между основным профилем крыла и подкрылком, либо между вьдвинутыми подкрылками составляет не менее 0,5Ci, при этом при выдвинутом положении надкрылков величина нахлеста Δ Ln между носком основного крыла и хвостовой частью надкрылка составляет не менее Ci, при этом при выдвинутом положении подкрылков величина нахлеста Δ Ln между носком подкрылка и хвостовой частью основного крыла, составляет не менее Ci, при этом величина нахлеста Δ Ln между носком второго подкрылка и хвостовой частью первого подкрылка составляет не менее Ci, при этом выдвигаемые профильные элементы крыла, в выдвинутом положении, для изменения угла атаки, имеют возможность поворота вокруг продольной оси. Данное техническое решение целесообразно использовать для увеличения стартовой подъемной силы крыла самолета-носителя.
За последние 50-55 лет в мировой космонавтике было разработано большое количество двухступенчатых аэрокосмических транспортных систем, одной из концептуальных является советский проект «Спираль». (ЦНИИ-30, ВВС, начало проекта 1964 г., гл. конструктор Г.Е. Лозино-Лозинский. (см. кн. Космические крылья, М., 2009 г. стр. 201-218)). Данное решение принято за прототип. В проекте предложено использование гиперзвукового самолета-разгонщика ГСР («50-50»), который имеет силовую установку из четырех ТРД либо ТРДФ на жидком водороде, треугольное крыло переменной стреловидности по передней кромке типа двойная дельта, вертикальные стабилизирующие плоскости в виде килей на концах крыла. После разгона до 6М на высоте 28-30 км планировалось разделение ступеней, далее орбитальный самолет ОС при помощи ракеты-носителя на ЖРД выводился на орбиту, а ГСР возвращался на аэродром. Следует признать рациональным использование крылатого аппарата как наиболее простого, мобильного и наиболее надежного и отработанного на практике способа осуществления полетов в атмосфере, кроме этого использование ВРД в плотных слоях атмосферы дает существенную экономию топлива. К недостаткам вышеописанной аэрокосмической системы и известных аналогичных многоразовых двухступенчатых аэрокосмических систем следует отнести, с энергетической точки зрения, недостаточную высоту осуществления отделения ступени орбитальной ракеты-носителя. Следует признать целесообразным увеличение высоты, на которой необходимо осуществлять разделение ступени разгонного самолета-носителя от орбитальной ракеты-носителя до 70-80 км. Основной целью данного изобретения является создание мобильной, технически надежной и энергетически эффективной многоразовой авиационно-космической системы. Данная цель достигается (Вариант N1) путем выполнения пилотируемого либо беспилотного разгонного самолета-носителя с горизонтальным взлетом, горизонтальной посадкой, включающего центральный модуль фюзеляжа обтекаемой интегральной формы, шасси, комбинированную силовую установку из реактивных двигателей, интегрированную систему управления с элементами реактивной системы управления, несущие консоли крыльев с элементами механизации, системы активной и пассивной тепловой защиты наружных элементов конструкций, при этом силовая установка состоит: для обеспечения взлета, посадки и полета самолета-носителя в плотных слоях атмосферы - из двух либо более турбореактивных двигателей ТРДЦ, либо ТРДФ, для обеспечения разгона самолета-носителя и обеспечения траектории полета самолета-носителя до верхних слоев атмосферы - из маршевых разгонных реактивных ракетных двигателей на жидком топливе (ЖРД) либо твердом топливе (ТРД), при этом сопла маршевых разгонных ракетных реактивных двигателей расположены на торце хвостовой части центрального модуля фюзеляжа самолета-носителя, при этом турбореактивные двигатели ТРДД, либо ТРДФ расположены на периметре сечения хвостовой части корпуса-фюзеляжа, при этом при работе маршевых разгонных реактивных ракетных двигателей входные отверстия воздухозаборников для двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями, при этом орбитальная ракета-носитель размещается частично либо полностью внутри корпуса-фюзеляжа самолета-носителя, при этом для десантирования орбитальной ракеты-носителя предусмотрен люк-клапан в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя, либо с нижней стороны корпуса-фюзеляжа самолета-носителя. (Вариант 2) Пилотируемый либо беспилотный разгонный самолет-носитель с горизонтальным взлетом, горизонтальной посадкой, включает центральный модуль фюзеляжа обтекаемой интегральной формы, шасси, комбинированную силовую установку из реактивных двигателей, интегрированную систему управления с элементами реактивной системы управления, несущие консоли крыльев с элементами механизации, системы активной и пассивной тепловой защиты наружных элементов конструкций, при этом силовая установка состоит: для обеспечения взлета, посадки и полета самолета-носителя в плотных слоях атмосферы - из двух либо более турбореактивных двигателей ТРДД, либо ТРДФ, для обеспечения разгона самолета-носителя и обеспечения траектории полета самолета-носителя до верхних слоев атмосферы - из маршевых разгонных реактивных ракетных двигателей на жидком топливе (ЖРД) либо твердом топливе (ТРД), при этом сопла маршевых разгонных ракетных реактивных двигателей расположены на торце хвостовой части центрального модуля фюзеляжа самолета-носителя, при этом турбореактивные двигатели ТРДД, либо ТРДФ расположены на периметре сечения хвостовой части корпуса-фюзеляжа, при этом при работе маршевых разгонных реактивных ракетных двигателей входные отверстия воздухозаборников для двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями, при этом для увеличения тяги при выполнении горизонтального взлета, а также стартового разгона самолета-носителя по боковым сторонам либо с верхней стороны центрального корпуса-фюзеляжа, на консольных пилонах предусмотрены отделяемые пилотируемые либо беспилотные разгонные модули ускорители с возможностью автономной вертикальной либо горизонтальной посадки, при этом орбитальная ракета-носитель размещается частично либо полностью внутри корпуса-фюзеляжа самолета-носителя, при этом для десантирования орбитальной ракеты-носителя предусмотрен люк-клапан в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя, либо с нижней стороны корпуса-фюзеляжа самолета-носителя.
На иллюстрационных примерах данного изобретения показаны варианты исполнения разгонного самолета-носителя:
на фиг. 1 - вид спереди компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1 с размещением люка-клапана для десантирования орбитальной ракеты-носителя в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя;
на фиг. 2 - вид с хвостовой части компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1;
на фиг. 3 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1 и по фиг. 1 и 2 с размещением люка-клапана для десантирования орбитальной ракеты-носителя в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя в режиме взлета, при работающих воздушно-реактивных двигателях;
на фиг. 4 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1 и по фиг. 1 и 2 с размещением люка-клапана для десантирования орбитальной ракеты-носителя в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя в режиме разгона и набора высоты, при работающих воздушно-реактивных двигателях;
на фиг. 5 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1 и по фиг. 1 и 2 с размещением люка-клапана для десантирования орбитальной ракеты-носителя в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя в режиме горизонтального полета в плотных слоях атмосферы для выведения в район расчетного пуска, при работающих воздушно-реактивных двигателях;
на фиг. 6 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1 и по фиг. 1 и 2 с размещением люка-клапана для десантирования орбитальной ракеты-носителя в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя в режиме разгона самолета-носителя при работающих ракетных двигателях на этапе выведения орбитальной ракеты-носителя в верхних слоях атмосферы, при этом входные отверстия воздухозаборников для воздушно-реактивных двигателей закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 7 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1 и по фиг. 1 и 2 с размещением люка-клапана для десантирования орбитальной ракеты-носителя в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя в режиме отделения орбитальной ракеты-носителя при открытом люке-клапане в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя;
на фиг. 8 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1 в режиме самостоятельного полета орбитальной ракеты-носителя и маневра самолета-носителя для ухода на траекторию полета по возврату на посадочный аэродром, при этом лепестковые плоскости люка-клапана в носовой части корпуса-фюзеляжа сложены в обтекаемую поверхность;
на фиг. 9 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1 в режиме посадки;
на фиг. 10 - вид спереди компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 с размещением люка-клапана для десантирования орбитальной ракеты-носителя в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя, при этом для увеличения тяги при выполнении горизонтального взлета, а также стартового разгона самолета-носителя по боковым сторонам центрального корпуса-фюзеляжа, на консольных пилонах предусмотрены отделяемые пилотируемые либо беспилотные разгонные модули ускорители с возможностью автономной вертикальной посадки;
на фиг. 11 - вид с хвостовой части компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 и по фиг. 10;
на фиг. 12 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 и по фиг. 10 и 11 с размещением люка-клапана для десантирования орбитальной ракеты-носителя в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя в режиме взлета, при работающих воздушно-реактивных двигателях самолета-носителя, а также при работающих маршевых двигателях разгонных модулей боковых ускорителей;
на фиг. 13 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 и по фиг. 10 и 11 с размещением люка-клапана для десантирования орбитальной ракеты-носителя в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя в режиме разгона и набора высоты, при работающих воздушно-реактивных двигателях, а также при работающих маршевых двигателях разгонных модулей боковых ускорителей;
на фиг. 14 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 и по фиг. 1 и 2 с размещением люка-клапана для десантирования орбитальной ракеты-носителя в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя в режиме горизонтального полета в плотных слоях атмосферы для выведения в район расчетного пуска, при работающих воздушно-реактивных двигателях, а также при работающих маршевых двигателях разгонных модулей боковых ускорителей;
на фиг. 15 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 и по фиг. 10 и 11 в режиме отделения боковых разгонных модулей ускорителей;
на фиг. 16 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 и по фиг. 1 и 2 с размещением люка-клапана для десантирования орбитальной ракеты-носителя в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя в режиме разгона самолета-носителя при работающих ракетных двигателях на этапе выведения орбитальной ракеты-носителя в верхних слоях атмосферы, при этом входные отверстия воздухозаборников для воздушно-реактивных двигателей закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 17 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 и по фиг. 10 и 11 с размещением люка-клапана для десантирования орбитальной ракеты-носителя в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя в режиме отделения орбитальной ракеты-носителя при открытом люке-клапане в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя;
на фиг. 18 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 в режиме самостоятельного полета орбитальной ракеты-носителя и маневра самолета-носителя для ухода на траекторию полета по возврату на посадочный аэродром, при этом лепестковые плоскости люка-клапана в носовой части корпуса-фюзеляжа сложены в обтекаемую поверхность;
на фиг. 19 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 в режиме посадки;
на фиг. 20 - вид спереди компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1 с размещением люка-клапана для десантирования орбитальной ракеты-носителя в нижней части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя, при этом орбитальная ракета-носитель размещается полностью внутри корпуса-фюзеляжа самолета-носителя,
на фиг. 21 - вид с хвостовой части компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1 и по фиг. 20;
на фиг. 22 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1 и по фиг. 20 и 21 с размещением люка-клапана для десантирования орбитальной ракеты-носителя в нижней части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя, при этом орбитальная ракета-носитель размещается полностью внутри корпуса-фюзеляжа самолета-носителя, в режиме взлета, при работающих воздушно-реактивных двигателях;
на фиг. 23 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1 и по фиг. 20 и 21 в режиме разгона и набора высоты, при работающих воздушно-реактивных двигателях;
на фиг. 24 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1 и по фиг. 20 и 21 в режиме горизонтального полета в плотных слоях атмосферы для выведения в район расчетного пуска, при работающих воздушно-реактивных двигателях,
на фиг. 25 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1 и по фиг. 20 и 21 в режиме разгона самолета-носителя при работающих ракетных двигателях на этапе выведения орбитальной ракеты-носителя в верхних слоях атмосферы, при этом входные отверстия воздухозаборников для воздушно-реактивных двигателей закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 26 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1 и по фиг. 20 и 21 в режиме отделения орбитальной ракеты-носителя при открытом люке-клапане в нижней части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя;
на фиг. 27 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1 и по фиг. 20 и 21 в режиме самостоятельного полета орбитальной ракеты-носителя и маневра самолета-носителя для ухода на траекторию полета по возврату на посадочный аэродром;
на фиг. 28 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N1 и по фиг. 20 и 21 в режиме посадки;
на фиг. 29 - вид спереди компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 с размещением люка-клапана для десантирования орбитальной ракеты-носителя в нижней части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя, при этом для увеличения тяги при выполнении горизонтального взлета, а также стартового разгона самолета-носителя с верхней стороны центрального корпуса-фюзеляжа, на вертикальном пилоне предусмотрен отделяемый пилотируемый либо беспилотный разгонный модуль ускоритель с возможностью автономной горизонтальной посадки;
на фиг. 30 - вид с хвостовой части компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 с размещением люка-клапана для десантирования орбитальной ракеты-носителя в нижней части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя, при этом для увеличения тяги при выполнении горизонтального взлета, а также стартового разгона самолета-носителя с верхней стороны центрального корпуса-фюзеляжа, на вертикальном пилоне предусмотрен отделяемый пилотируемый либо беспилотный разгонный модуль ускоритель с возможностью автономной горизонтальной посадки;
на фиг. 31 - вид спереди компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 и по фиг. 29 после отделения пилотируемого либо беспилотного разгонного модуля с возможностью автономной горизонтальной посадки;
на фиг. 32 - вид с хвостовой части компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 и по фиг. 30 после отделения пилотируемого либо беспилотного разгонного модуля с возможностью автономной горизонтальной посадки:
на фиг. 33 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 и по фиг. 29-32 с размещением люка-клапана для десантирования орбитальной ракеты-носителя в нижней части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя в режиме взлета, при работающих воздушно-реактивных двигателях самолета-носителя, а также при работающих маршевых двигателях разгонного модуля ускорителя;
на фиг. 34 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 и по фиг. 29-32 в режиме разгона и набора высоты, при работающих воздушно-реактивных двигателях самолета-носителя, а также при работающих маршевых двигателях разгонного модуля ускорителя;
на фиг. 35 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 и по фиг. 29-32 в режиме горизонтального полета в плотных слоях атмосферы для выведения в район расчетного пуска, при работающих воздушно-реактивных двигателях самолета-носителя, а также при работающих маршевых двигателях разгонного модуля ускорителя;
на фиг. 36 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 и по фиг. 29 и 32 в режиме отделения разгонного модуля ускорителя;
на фиг. 37 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 и по фиг. 29-32 в режиме разгона самолета-носителя при работающих ракетных двигателях на этапе выведения орбитальной ракеты-носителя в верхних слоях атмосферы, при этом входные отверстия воздухозаборников для воздушно-реактивных двигателей закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 38 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 и по фиг. 29-32 в режиме отделения орбитальной ракеты-носителя при открытом люке-клапане в нижней части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя;
на фиг. 39 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 и по фиг. 29-32 в режиме самостоятельного полета орбитальной ракеты-носителя и маневра самолета-носителя для ухода на траекторию полета по возврату на посадочный аэродром;
на фиг. 40 - вид сбоку компоновочной схемы пилотируемого либо беспилотного самолета-носителя по варианту N2 и по фиг. 29-32 в режиме посадки. На представленных чертежах позициями обозначены:
поз. 1 - центральный модуль фюзеляжа самолета-носителя обтекаемой интегральной формы;
поз. 2 - орбитальная ракета-носитель с конусообразным корпусом;
поз. 3 - несущая консоль составного крыла с элементами механизации;
поз. 4 - сопло воздушно-реактивного двигателя ТРДД либо ТРДФ самолета-носителя;
поз. 5 - воздухозаборник для воздушно-реактивного двигателя ТРДД либо ТРДФ;
поз. 6 - сопло маршевого разгонного реактивного ракетного двигателя на жидком топливе (ЖРД) либо твердом топливе (ТРД);
поз. 7 - сопло ракетного двигателя орбитальной ракеты-носителя;
поз. 8 – шасси;
поз. 9 - кабина управления;
поз. 10 - ниша для механизма убираемого шасси;
поз. 11 - выдвигаемый обтекатель входного канала воздухозаборника;
поз. 12 - вертикальная консоль хвостового оперения;
поз. 13 - крыло горизонтального хвостового оперения;
поз. 14 - люк-клапан в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя для открывания-закрывания проема для десантирования ракеты-носителя второй ступени;
поз. 15 - люк-клапан в нижней части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя для открывания-закрывания проема для десантирования ракеты-носителя второй ступени;
поз. 16 - отделяемый пилотируемый либо беспилотный разгонный модуль ускорителя с возможностью автономной вертикальной посадки;
поз. 17 - отделяемый пилотируемый либо беспилотный разгонный крылатый модуль ускорителя с возможностью автономной горизонтальной посадки.
В первом варианте пилотируемый либо беспилотный разгонный самолет-носитель включает центральный модуль фюзеляжа обтекаемой интегральной формы, шасси, комбинированную силовую установку из реактивных двигателей, интегрированную систему управления с элементами реактивной системы управления, несущие консоли крыльев с элементами механизации, системы активной и пассивной тепловой защиты наружных элементов конструкций. Силовая установка состоит из ТРДД либо ТРДФ для обеспечения разгона самолета-носителя и ракетных двигателей на жидком топливе либо твердом топливе. Сопла маршевых двигателей расположены на торце хвостовой части центрального модуля фюзеляжа самолета-носителя. Орбитальная ракета-носитель размещена внутри корпуса-фюзеляжа. Во втором варианте самолет-носитель снабжен ускорителями с возможностью автономной вертикальной либо горизонтальной посадки. Группа изобретений направлена на создание надежной и энергетически эффективной многоразовой авиационно-космической системы. 2 н.п. ф-лы, 40 ил.
1. Пилотируемый либо беспилотный разгонный самолет-носитель с горизонтальным взлетом, горизонтальной посадкой, включающий центральный модуль фюзеляжа обтекаемой интегральной формы, шасси, комбинированную силовую установку из реактивных двигателей, интегрированную систему управления с элементами реактивной системы управления, несущие консоли крыльев с элементами механизации, системы активной и пассивной тепловой защиты наружных элементов конструкций, отличающийся тем, что силовая установка состоит: для обеспечения взлета, посадки и полета самолета-носителя в плотных слоях атмосферы - из двух либо более турбореактивных двигателей ТРДД, либо ТРДФ, для обеспечения разгона самолета-носителя и обеспечения траектории полета самолета-носителя до верхних слоев атмосферы - из маршевых разгонных реактивных ракетных двигателей на жидком топливе (ЖРД) либо твердом топливе (ТРД), при этом сопла маршевых разгонных ракетных реактивных двигателей расположены на торце хвостовой части центрального модуля фюзеляжа самолета-носителя, при этом турбореактивные двигатели ТРДД, либо ТРДФ расположены на периметре сечения хвостовой части корпуса-фюзеляжа, при этом при работе маршевых разгонных реактивных ракетных двигателей входные отверстия воздухозаборников для двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями, при этом орбитальная ракета-носитель размещается частично либо полностью внутри корпуса-фюзеляжа самолета-носителя, при этом для десантирования орбитальной ракеты-носителя предусмотрен люк-клапан в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя, либо с нижней стороны корпуса-фюзеляжа самолета-носителя.
2. Пилотируемый либо беспилотный разгонный самолет-носитель с горизонтальным взлетом, горизонтальной посадкой, включающий центральный модуль фюзеляжа обтекаемой интегральной формы, шасси, комбинированную силовую установку из реактивных двигателей, интегрированную систему управления с элементами реактивной системы управления, несущие консоли крыльев с элементами механизации, системы активной и пассивной тепловой защиты наружных элементов конструкций, отличающийся тем, что силовая установка состоит: для обеспечения взлета, посадки и полета самолета-носителя в плотных слоях атмосферы - из двух либо более турбореактивных двигателей ТРДД, либо ТРДФ, для обеспечения разгона самолета-носителя и обеспечения траектории полета самолета-носителя до верхних слоев атмосферы - из маршевых разгонных реактивных ракетных двигателей на жидком топливе (ЖРД) либо твердом топливе (ТРД), при этом сопла маршевых разгонных ракетных реактивных двигателей расположены на торце хвостовой части центрального модуля фюзеляжа самолета-носителя, при этом турбореактивные двигатели ТРДД, либо ТРДФ расположены на периметре сечения хвостовой части корпуса-фюзеляжа, при этом при работе маршевых разгонных реактивных ракетных двигателей входные отверстия воздухозаборников для двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями, при этом для увеличения тяги при выполнении горизонтального взлета, а также стартового разгона самолета-носителя по боковым сторонам либо с верхней стороны центрального корпуса-фюзеляжа, на консольных пилонах предусмотрены отделяемые пилотируемые либо беспилотные разгонные модули ускорители с возможностью автономной вертикальной либо горизонтальной посадки, при этом орбитальная ракета-носитель размещается частично либо полностью внутри корпуса-фюзеляжа самолета-носителя, при этом для десантирования орбитальной ракеты-носителя предусмотрен люк-клапан в носовой части корпуса-фюзеляжа самолета-носителя, либо с нижней стороны корпуса-фюзеляжа самолета-носителя.
| US 0004802639 A1, 07.02.1989 | |||
| WO 1993009030 A1, 13.05.1993 | |||
| МНОГОРАЗОВЫЙ ДВУХМОДУЛЬНЫЙ КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ | 1989 |
|
SU1663894A1 |
| КОМБИНАЦИЯ СУШКИ И КОПЧЕНИЯ | 2014 |
|
RU2662288C2 |
