МНОГОРАЗОВЫЙ ДВУХМОДУЛЬНЫЙ КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ Советский патент 1995 года по МПК B64G1/14 B64G1/64 

Изобретение относится к космической технике, а именно к космическим кораблям (КК) многократного применения.

Цель изобретения расширение функциональных возможностей путем обеспечения использования корабля в комплексах с другими космическими объектами и повышения безопасности экипажа на старте и начальном участке полета.

На фиг. 1 изображен КК, общий вид; на фиг. 2 разрез КК; на фиг. 3 вид в плане служебного модуля; на фиг. 4а, б два варианта КК с крыльями изменяемой геометрии у пилотируемого модуля.

Пилотируемый модуль 1 установлен на служебном модуле 2 параллельно ему и укреплен в нескольких точках при помощи разъемных соединений 3. Модуль 1 имеет самолетную схему с крылом 4, которое, например, может быть изменяемой геометрии или дельтовидным и шасси: одно переднее 5 и два задних 6, закрытые обтекателями 7. Модуль 1 также содержит носовое 8 и потолочное 9 остекление, выполненное в виде отдельных иллюминаторов.

Для посадки и высадки экипажа имеются боковые люки 10, а в торце фюзеляжа расположен люк со стыковочным узлом 11. Модуль 1 снабжен двигателями 12, размещенными под крыльями и предназначенными для полета в атмосфере перед посадкой. Модуль 1 расположен относительной верхней поверхности модуля 2 под некоторым заданным углом α, а элементы схода неубирающиеся шасси модуля 1 находятся в направляющих 13 и 14, которые служат и направляющими для схода модуля 1.

Расположение модуля 1 под углом α и заглубление его в тело модуля 2, во-первых, улучшают условия схода модуля 1 с модуля 2 при их разделении, во-вторых, обеспечивают защиту элементов конструкции модуля 1 от скоростного напора и аэродинамического нагрева при старте и посадке КК, в-третьих, позволяют использовать неубирающиеся шасси, что повышает безопасность посадки. Модуль 2 является негерметичным, что упрощает его конструкцию, и представляет собой аппарат типа "несущий корпус", выполненный из композиционных или керамических материалов 15, обеспечивающих сохранение аэродинамической формы и хорошую теплозащиту. Применение данных материалов, удельная масса которых на 25% легче алюминия и в семь раз прочнее стали, значительно уменьшает общую массу корпуса. Кроме того, корпус из композитов или керамики можно делать монолитным, что позволяет выдерживать большие динамические нагрузки.

Конструктивно-компоновочная схема двухмодульного КК, использующая традиционные материалы для корпуса модуля 2, позволяет при этом иметь теплозащитное покрытие (ТЗП) меньшей толщины или использовать ТЭП из огнеупорного порошка, наносимого непосредственно на обечайку корпуса, например, методом напыления.

Служебный модуль 2 снабжен топливными баками 16, которые могут быть сменными и иметь различные габариты в зависимости от объемов топлива. Возможно применение целого ряда унифицированных сменных служебных модулей 2, имеющих различные внешние габариты и баки для топлива в зависимости от задач полета КК. Основные маршевые двигатели 17 располагаются в корме модуля 2, внутри модуля. Имеются также передние 18 и кормовые 19 двигатели ориентации, баллоны 20 с газом, элементы 21 электропитания и вспомогательное оборудование 22, располагающиеся в основном между топливными баками 16 и обеспечивающие сохранение центровки в определенных пределах при выработке топлива из этих баков. Модуль 2 имеет герметичную переходную камеру 23 с несколькими стыковочными узлами: внутренними 24 и внешними 25. У внутреннему узлу 24 после вывода КК на орбиту пристыковывается модуль 1 при помощи стыковочного узла 11, а внешним стыковочным узлом 25 КК может состыковаться с другим объектом. Переходная камера 23 служит для выхода космонавтов из модуля 1 в открытый космос или для перехода в другой КК. В переходную камеру перед спуском на Землю помещается часть полезной нагрузки. На случай аварийной ситуации для увода модуля 1 на безопасное расстояние на нем устанавливаются ракетные двигатели 26.

С целью повышения степени безопасности модуль 2 может иметь посадочные средства для посадки на Землю, например парашют 27 и двигатели мягкой посадки. Кроме того, с той же целью модуль 2 может иметь сотовые или другие амортизаторы удара о землю при посадке. При этом на старте КК крепится к ракете-носителю или самолету-носителю. Модуль 2 соединяется с модулем 2 с помощью стыковочных узлов 3, экипаж производит посадку через люки 10 и размещается в креслах модуля 1. После выхода КК на расчетную орбиту экипаж производит подстыковку стыковочного узла 11 к узлу 24 переходной камеры 23. При выходе в космос космонавт открывает люк 11 и размещается в переходной камере 23. Затем он закрывает люк стыковочного узла 24 модуля 2, срабатывает давление в камере 23 и открывает люк внешнего стыковочного узла 25. После выполнения работ на орбите экипаж отстыковывает стыковочный узел 11 модуля 1 от переходной камеры 23, занимает рабочие места в модуле 1, проверяет его герметичность, затем ориентирует в
пространстве при помощи двигателей ориентации 18 и 19, включает двигатели 17 для торможения КК. После тормозного импульса экипаж разворачивает КК по ходу движения. При входе в атмосферу и спуска скоростной напор и вызванный им нагрев приходятся на нижнюю поверхность модуля 2, имеющего ТЭП или выполненного целиком из композиционных материалов или керамики. Постепенно в дальнейшем нагрев и нагрузки уменьшаются. На высоте 14-16 км КК движется уже с дозвуковой скоростью, поэтому разделение модулей 1 и 2 производится на высотах менее указанных.

По команде "Разделение" происходит разъединение соединений 3, затем включаются ракетные двигатели 26. В результате этого модуль 1 начинает движение, при котором колеса шасси 5 и 6 перемещаются в направляющих 13 и 14.

В зависимости от условий полета угол схода модуля 1 относительно оси горизонтального полета может быть разным, что обеспечивается управлением положением модуля 2 при помощи двигателей 18 и 19. После схода модуля 1 с направляющих 13 и 14 крылья 4 приводятся в рабочее положение, включаются двигатели 12, при помощи которых модуль 1 может продолжать самостоятельный полет до места насадки.

Шасси с обтекателями несколько увеличивают лобовое сопротивление модуля, но при этом создается тормозной эффект, уменьшающий скорость полета, что в свою очередь повышает степень безопасности посадки и не требует применения сложного механизма выведения шасси.

Спуск модуля 2 после расстыковки его с модулем 1 может происходить разными способами. В первом случае спуск осуществляется с использованием дополнительных средств, например парашюта, который обеспечивает ему горизонтальное положение и приземление на нижнюю поверхность корпуса. Для смягчения удара корпуса при приземлении внутри него устанавливаются сотовые конструкции 28 или другие амортизаторы. При необходимости модуль 2 может иметь двигатели мягкой посадки. Второй вариант спуска и посадки модуля 2 предусматривает использование собственных аэродинамических поверхностей в виде крыльев 29, которые могут быть неизменяемой или изменяемой геометрии. Крылья при этом могут быть использованы как емкости для топлива.

Управление спуском модуля 2 производится автоматически или дистанционно с пилотируемого модуля 1 или другого объекта. При этом могут использоваться двигатели 18 и 19 и маршевые двигатели 17. Внутри модуля 2 при выводе на орбиту и спуске может устанавливаться ограниченный по массе и габаритам груз 30.

В случае возникновения аварийной ситуации на старте или начальном участке полета по команде "Авария" происходит разъединение соединений 3, после чего включаются ракетные двигатели 26, работающие на полную тягу и обеспечивающие увод модуля 1 на безопасное расстояние и высоту от места старта или ракеты-носителя. Посадку модуль 1 производит самостоятельно на обычный аэродром с использованием двигателей 12, обеспечивающих большую маневренность и дальность полета из-за малых размеров и массы модуля 1.

После орбитального полета и посадки производится профилактический осмотр модуля 1. Затем он устанавливается на новый служебный модуль 2, производятся комплексная проверка систем КК, заправка топливом и другими необходимыми компонентами, после чего КК может быть использован в следующем полете.

Изобретение относится к космической технике, а именно к космическим кораблям многократного применения. Целью изобретения является расширение функциональных возможностей за счет обеспечения использования корабля в комплексах с другими космическими объектами и повышения безопасности экипажа на старте и начальном участке полета. Космический корабль состоит из соединенных между собой пилотируемого модуля 1, выполненного по самолетной схеме, и служебного модуля 2, составляющим вместе с пилотируемым модулем аэродинамически обтекаемую конструкцию. Служебный модуль содержит несущий корпус, топливные баки, двигательные установки и систему посадки. Пилотируемый модуль установлен под углом к продольной оси служебного модуля, а его шасси 5 и 6 установлены в направляющих 13 и 14 схода, выполненных в корпусе служебного модуля. В хвостовой части служебного модуля выполнена переходная шлюзовая камера 23 со стыковочными узлами на входе и выходе, взаимодействующими со стыковочным узлом, расположенным в хвостовой части пилотируемого модуля. 4 ил.

МНОГОРАЗОВЫЙ ДВУХМОДУЛЬНЫЙ КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ, содержащий пилотируемый модуль, выполненный по самолетной схеме с двигателем и посадочным шасси, и прикрепленный к нему посредством разъемных соединений служебный модуль, составляющий вместе с пилотируемым модулем аэродинамическую обтекаемую конструкцию и включающий несущий корпус, топливные баки, двигательные установки, систему посадки и служебное оборудование, отличающийся тем, что, с целью расширения функциональных возможностей путем обеспечения использования корабля в комплексах с другими космическими объектами и повышения безопасности экипажа на старте и начальном участке полета, пилотируемый модуль установлен под углом к продольной оси служебного модуля, а его шасси установлены в направляющих схода, выполненных в корпусе служебного модуля, при этом в хвостовой части служебного модуля выполнена переходная шлюзовая камера со стыковочными узлами на входе и выходе, а пилотируемый модуль снабжен стыковочным узлом, расположенным в хвостовой части и взаимодействующим со стыковочным узлом шлюзовой камеры служебного модуля.