КОСМИЧЕСКИЙ ГИПЕРЗВУКОВОЙ КОМПЛЕКС Советский патент 1995 года по МПК B64G1/00 

Изобретение относится к воздушно-космическим гиперзвуковым летательным аппаратам (ЛА).

Цель изобретения расширение области применение и улучшение аэродинамических характеристик комплекса.

На фиг. 1 схематически изображен описываемый космический гиперзвуковой комплекс, вид в плане; на фиг.2 то же, вид сбоку; на фиг.3 то же, вид сзади; на фиг. 4 то же, в варианте с подвесными топливными баками, вид сзади; на фиг. 5 то же, что и на фиг.4, вид сбоку; на фиг.6 то же, что и на фиг.4, вид в плане.

Космический гиперзвуковой комплекс включает в себя субкосмический гиперзвуковой крылатый ЛА, выполненный в виде гиперзвукового субкосмического самолета, ускоритель и подвесные топливные баки, причем фюзеляж 1 самолета имеет форму V-образного дельтавидного крыла, содержащего носовой отсек 2 с кабиной 3 экипажа, средний отсек 4 в виде усеченной трехгранной пирамиды с емкостью 5 для полезной нагрузки и хвостовой отсек 6. Носовой отсек имеет форму заостренного круглого конуса, а хвостовой отсек, являющийся центропланной частью фюзеляжа, выполнен из блока топливных баков 7, вписанных в форму дельтавидного крыла. Топливные центропланные баки 7 имеют работающую обшивку, одновременно выполняющую роль обшивки хвостового отсека фюзеляжа и жестко связаны с силовой рамой (на чертеже не показана), к которой подвешены на кардане три ЖРД 8 главной двигательной установки. Топливные баки 7 предназначены для водородного топлива, выгодно используемого при полете в космическом пространстве. Главная силовая установка выполнена двухтопливной, то есть может работать как на водородном, так и углеводородном топливе. Крыло 9 треугольной формы в плане со стреловидностью по передней кромке ≈ 70^о, имеет в сечении треугольный профиль с плоской нижней поверхностью. На задней кромке крыла расположены аэродинамические рули.

На фюзеляже установлен киль 10 и расщепляющийся руль поворота 11, используемый также в качестве тормозных щитков. Шасси 12 трехколесное с управляемым носовым колесом. Ускоритель 13 (разгонный модуль) установлен полуутопленно по оси симметрии в V-образной впадине дельтавидного крыла.

Ускоритель имеет баки для керосина и жидкого кислорода, а также два установленных на кардане ЖРД 14. Кроме того, при полете в атмосфере на самолете могут устанавливаться подвесные топливные баки 15 под керосин и жидкий кислород под главной двигательной установкой.

Ускоритель и подвесные топливные баки выполнены с учетом раздельного их использования, а главная двигательная установка при помощи топливной магистрали (на чертеже не показана) может работать на топливе, подаваемом из баков разгонного модуля или из подвесных топливных баков.

Функционирование космического гиперзвукового комплекса осуществляется следующим образом.

При компоновке, согласно фиг. 1-3, комплекс используется в качестве многоразового транспортного космического корабля (МТКК) для полетов в космическое пространство.

При компоновке, согласно фиг. 4-6, комплекс используется в качестве (межконтинентального) гиперзвукового самолета (ГС).

При выполнении полета в космическое пространство на орбиту с начальной высотой над поверхностью Земли 100-200 км, осуществляют вертикальный старт МТКК. Далее пилотирование комплекса при наборе высоты и разгоне до величины вектора скорости, обеспечивающего выход на расчетную орбиту, осуществляют в соответствии с условием оптимального активного этапа полета МТКК, на котором происходит максимальное увеличение суммарной энергии МТКК (на единицу расхода топлива).

Для соблюдения условия оптимальности, обеспечивающего минимальный расход топлива при выводе на орбиту, пилотирование МТКК осуществляют на углах атаки, соответствующих максимальному значению аэродинамического качества, по волнообразной траектории полета.

После схода с орбиты для получения наибольшей продольной и боковой дальностей полета пилотиpование МТКК осуществляют в соответствии с условием оптимальности пассивного полета.

Для выполнения условия оптимальности в каждой точке траектории полета, пилотирование МТКК осуществляют на углах атаки, соответствующих максимальному значению аэродинамического качества, а для достижения наибольшей боковой дальности одновременно используют предельно допустимые углы крена, при этом траектория полета будет волнообразной, совершающей колебания относительно траектории равновесного планирования.

При выполнении полета на максимальную дальность в варианте ГС из одного пункта земного шара в другой, после горизонтального взлета ГС набор высоты до 70-80 км и разгон до величины скорости, соответствующей началу квазигоризонтального полета, осуществляют в соответствии с условием оптимальности активного этапа полета, аналогичным тому, что выполняется в способе пилотирования МТКК. Для соблюдения условия оптимальности, обеспечивающего минимальный расход топлива при выводе ГС на режим квазигоризонтального полета, пилотирование ГС осуществляют на углах атаки, соответствующих максимальному значению аэродинамического качества по волнообразной траектории полета.

На этапе квазигоризонтального полета пилотирование ГС осуществляют по волнообразной траектории комбинированного pикошета (активного рикошета). Каждая волна рикошета состоит из двух фаз: баллистической и фазы отражения от атмосферы. В каждой фазе отражения от атмосферы, на расчетной высоте, определяемой предельно допустимым аэродинамическим нагревом конструкции, измеряют траекторию полета ГС, используя комбинированное действие реактивной силы ЖРД и аэродинамической силы.

Далее осуществляют полет ГС по описанной выше квазигоризонтальной волнообразной траектории до достижения заданной дальности, причем на каждой последующей волне в фазе отражения от атмосферы на расчетной высоте осуществляют описанный выше порядок операций.

Когда этап квазигоризонтального полета закончен, ГС переводят на траекторию планирования. Пилотирование ГС на траектории планирования осуществляют в соответствии с условием оптимальности пассивного этапа полета, аналогичным тому, что выполняется в способе пилотирования.

Для выполнения условия оптимальности в каждой точке траектории полета пилотирования ГС осуществляют на углах атаки, соответствующих максимальному значению аэродинамического качества, при этом траектория полета будет волнообразной, совершающей колебания относительно траектории равновесного планирования.

Использование: воздушно-космические гиперзвуковые летательные аппараты (ЛА), предназначенные для осуществления дальних, межконтинентальных рейсов и выведения полезных грузов (ПГ) в космос. Сущность изобретения: комплекс содержит планер гиперзвукового ЛА самолетной схемы с треугольным в плане дельтавидным крылом 9 и вертикальным оперением 10, аэродинамически интегрированный с крылом фюзеляж ЛА имеет грузовой отсек и хвостовой отсек 6, снабжен маршевыми реактивными двигателями 8, способными работать как на водородном, так и углеводородном горючем, и имеет V-образную впадину, где могут быть установлены либо ускоритель (бак двухкомпонентного топлива 13 и дополнительные жидкостные ракетные двигатели 14 в варианте выведения ПГ в космос, либо два или более баков меньшей емкости (без дополнительных двигателей) в варианте гиперзвукового самолета (лайнера). Типичные режимы полета ЛА, движение в атмосфере при подъеме и спуске с максимальным аэродинамическим качеством по волнообразной траектории, а в процессе дальних перелетов полет по рикошетирующей траектории с суборбитальной скоростью в верхней атмосфере, на высотах 70 - 100 км. 6 ил.

КОСМИЧЕСКИЙ ГИПЕРЗВУКОВОЙ КОМПЛЕКС, включающий в себя субкосмический гиперзвуковой крылатый летательный аппарат с жидкостно ракетными двигателями (ЖРД), ускоритель и подвесные топливные баки, отличающийся тем, что, с целью расширения области его применения и улучшения аэродинамических характеристик, гиперзвуковой крылатый летательный аппарат выполнен в виде гиперзвукового субкосмического самолета, фюзеляж которого имеет форму V-образного дельтавидного крыла и оборудован топливными баками под водородное топливо, при этом ЖРД выполнены двухтопливными, и при полете в космосе их топливная система соединена с внутренними топливными баками под водородное топливо, а при полете в атмосфере их топливная система соединена с подвесными баками под углеводородное топливо, ускоритель установлен полуутопленно в V-образной впадине дельтавидного крыла, снабжен ЖРД и топливным баком под углеводородное топливо.