358 лотируемые). Обе ступени самолетной схемы, из них первая ступень имеет крыло, установленное над Фюзеляжем (схема по типу высокоплан), верхняя поверхность крыла и корпуса первой сту пени плоская, нижняя поверхность крыл спрофилирована, на концах крыла установлены кили с рулями поворота (кили направлены вниз от поверхности крыла) в залней масти корпуса первой ступени (фюзеляжа) расположена двигательная установка, которая состоит из основно го двигателя - ЖРД с осесимметричным соплом и вспомогательных двигателей ТРЛ, предназначенных для возвращения ступени и посадки о ТРД расположены на пилонах по обеим сторонам фюзеляжа„ Вторая ступень имеет крыло, установленное под фюзеляжем (схема по типу низкоплан), нижняя поверхность крыла и корпуса второй ступени плоская, что позволяет производить стыковку ступеней в горизонтальном положении, верхт няя поверхность крыла спрофилирована: на концах крыла установлены кили с ру лями поворота (или направлены вверх от поверхности крыла); в задней части корпуса второй ступени расположена двигательная установка, которая состо ит из основного двигателя - )РД и вспомогательных двигателей - ТРД, которые расположены на стыке крыла и фю зеляжа, сверху. В передней части корпуса обеих ступеней расположены кабины для экипажей Для посадки ступеней и руления служат шасси, убирающиеся в фюзеляж Для управления по тангажу. и крену в плотных слоях атмосферы при возвращении и посадке ступеней на обе их ступенях имеются элевоны о Сборка та«ой системы производится в горизонтальном положении, затем ее буксируют на стартовую позицию, устанавливаю вертикально, заправляют, проверяют и. запускают с Недостатки конструктивно-компоновочной схемы такой системы: -конструктивно-компоновочная схема первой ступени с нижним расположением корпуса и килей приведет к необходимости посадки на малых углах атаки, а следовательно, на больших скоростях, что значительно усложнит эксплуатацию, снизит вероятность безаварийной посадки; -для данной конструктивно-компоновочной схемы обеих ступеней шасси имеют малую базу, что приведет к рысканию ступеней на посадке, а воа- , можность увеличения размеров шасси | или их базы ограничена как объемом I корпуса, так и малой тол11иной крыла, что также существенно усложнит эксплуатацию, снизит вероятность безаварийной посадки; - конструктивно-компоновочная v схема с последовательной работой ступеней приведет к тому, что, во-первых, на первом этапе разгона дополнительно увеличится аэродинамическое сопротивление за счет донного сопротивления хвостовой части корпуса второй ступени, где установлен основной двигатель - ЖРД, так как этот двигатель не будет работать до момента разделения ступеней; во-вторых, последовательная работа ступеней и, соответственно последовательная выработка топлива из баков ступеней снизит энергетическую отдачу; в-третьих, двухступенчатая схема ЛКС с последовательной работой ступеней, где вторая ступень является также и орбитальной, приведет к тому, что на- орбиту будет транспортироваться лишний вес конструкции как балласт,что значительно снизит маневренные возможности орбитальнои ступени как в околоземном космосе, так при сходе с орбиты для возвращения на Землю и при посадке; -трудность отработки для первой ступени основного многокамерного УРД большой тяги, сопло которого имеет центральное тело; -для вертикального старта такой АКС требуется большая тяговооруженность, что, в свою очередь, требует мощных ракетных двигателей многоразового применения, сложный и дорогостоящий стартовый комплекс Известна и другая многоразовая транспортная космическая система (МКТС) проект СИЛ Space Shuttle Данная система имеет первую ступень, включающую два ракетных (твердотопливных) блока большой мощности, и вторую ступень, включающую бак для топлива и окислителя и орбитальную ступень (транспортный корабль), маршевые двигатели которой работают на этом топливе с момента старта и до вывода транспортного корабля на орбиту; крупногабаритный топливный бак (для хранения жидких водорода и кислорода) после отделения от орбитальной ступени входит в плотные слои атмосферы и егорает. Твердотопливные блоки, закрепленные к центральному топливному бак симметрично с обеих сторон, после , окончания работы сбрасываются и спус каются на парашютах в океан, где их подбирают и буксируют корабли. Транспортный корабль (орбитальная ступень) установлен на верхней поверхности кормовой части центрального бака„ Двигательная установка транспортного корабля, кроме маршевых ЖРЯ, включает также ЖРД для выполнения маневра в космосе ЖРД ориентации и стабилизации и два твердотопливных двигателя для аварийного спасения экипажа при старте и на активном участке траектории выведения. Транспортный корабль имеет низкорасположенное крыло малого удлинения, дельтовидной формы в плане. Система управления расположена на борту транспортного корабля, управление по тан гажу, крену и рысканию fITKC на актив ном участке выведения осуществляется с помощью установленного в корданово подвесе ЙРД транспортного корабля Для управления транспортным кораблем в плотных слоях атмосферы по тангажу крену и рысканию служат элевоны и киль с рулем поворота. В передней части корпуса транспортного корабля .расположена кабина экипажа, между ка биной экипажа и килем на верхней поверхности корпуса расположен отсек для полезной нагрузки о Для посадки транспортного корабля имеется трехопорное шасси„ Данная система является наиболее : близкой к; предложенной по технической сущности и достигаемому результа ту. Недостатками конструктивно-компоно вочной схемы системы являются: - применение на первой ступени твердотопливных двигателей облегчает задачу спасения отработавших блоков в океане, однако при этом снижается импульс двигательной установки и энер гетическая отдача системы; -сложность поиска и спасения твер дотопливных блоков в океане в сложных метерусловиях (туман, снегопад, шторм и т о д.); -запуски МТКС можно производить лишь в ограниченном пиапазоне азимуто пуска; , так как центральный топливный бак в полете нагружен большими сосре56 доточенными силами (сила тяги мощных. ракетных твердотопливных двигателей, массово-инерционные нагрузки и др„)у то в конструктивную схему бака будут входить и довольно мощные силовые : элементы, вероятность сгорания которых вместе с оболочкой бака при входе в плотные слои атмосферы мала и, следовательно, не исключена возможность падения на Землю остатков несгоревшей конструкции силовых элементов, что представляет серьезную опасность; -ввиду больших габаритов и веса конструкции твердотопливных двигателей и центрального, топливного бака затрудняется их транспортировка на полигон с заводов и ТоДо; -для вертикального старта такой МКТС требуется большая тяговооруженность, что требует разработки мощных ракетных двигателей и создания сложного, громоздкого и дорогостоящего стартового комплекса, что увеличивает затраты на разработку и сроки разработки;-трудность получения для принятой компоновки транспортного корабля высокого значения аэродинамического качества на гиперзвуковых скоростях полета (к 1,.5-1,5) приведет к тому, что транспортный корабль будет иметь ограниченный аэродинамический маневр и не сможет производить спуск с любого витка орбиты с посадкой на своей территории; -МТКС прототипа не полностью многоразовая, ашишь частично, так, например, центральный крупногабаритный топливный бак одноразового применения, а твердотопливные блоки также имеют ограниченный ресурс (пип 10-15), что повышает затраты на эксплуатацию системы и усложняет эксплуатацию; - МТКС прототипа отражает концепцию минимального технического и финансового риска на данном этапе и не обладает удовлетворительной конструктивной преемственностью с учетом перспек вь развития авиационной и космичес кой техники„ Целью настоящего изобретения являтся устранение указанных недостатков улучшение аэродинамических, летных эксплуатационных характеристик ТКС. Указанная цель достигается тем, то ступени многоразовой воздушноосмической системы и ТКК выполнены 75 в форме полудисков и диска соответственно, при этом верхняя плоская поверхность корпуса-крыла первой ступени состыкована с нижней плоской пооерхностью корпуса-крыла второй ступени, а ТКК установлен в центре корпу са-крыла второй ступени на подвешенны к нему сбрасываемых топливных баках, которые установлены на выдвижной -плат форме,поверхность которой идентична верхнему внешнему контуру корпуса крыла второй ступени Причем в корпусах ступеней и ТКК выполнены вырезы, в которых установлены основные двигатели, а выходные сечения сопел основных двигателей . первой и второй ступеней и вспомогательных двигателей второй ступени спрофилированы с косым срезом по внешним поверхностям ступеней. На фигс 1 схематично изображена предложенная воздушно-космическая система, общий вид; на фиг. 2 - то же вид сверху; на фиг, 3 - то же, вид сни5зу; на фиг. - то же, вид сбоку; на фиг. 5 - то же, вид спереди. На фиГс б приведена конструктивноЬиловая схема компоновок первой ступе ни с транспортным космическим кораблем; на фигс 7 разрез по А-Л на , фиго 6; на фиг. В - узел I на фиг, 7 на фиг. 9 - разрез по Б-Б на фиг. 6„ На фиг, 10 приведена конструктивносиловая схема компоновок второй ступе ни с транспортным космическим кораблем; на фиг. 11 - разрез по В-В на фиг. 10; на фиг„ 12 - разрез по Г-Г на фиго 11 о . Многоразовая воздушно-космическая система (МВКС), изображенная на фиг. 1 - 12, включает первую ступень 1, вторую ступень 2 и транспортный космический корабль (ТКК) 3, обе сту пени и ТКК многоразового использования. Корпус (фгозеля :) и крыло ступеней и ТКК в конструктивно-компоново ном плане органически представляют единое целое корпус-крь1ло, профиль которого представляет собой полудиск для ступеней и диск для ТКК. Обе сту пени и ТКК в плане представляют собо окружность (или эллипс), Первая ступень 1 имеет плоскую верхнюю поверхность. (фиго 5), с которой стыкуетс нижняя поверхность 5 второй ступени 2; стыковка ступеней и их центриров ние производится с помощью унифициро ванных стыковочных узлов и центрирую щих элементов 6 (фиг. 6)„ Транспортный космический корабль 3 установлен в центре второй ступени 2 и закреплен с торовыми топливными баками, которые сами установлены на выдвижной профилированной платформе 7 второй ступени (фиго 12). В выдвинутом положении . платформа 7 образует сверху плавный внешний контур компоновки второй ступени |(|после отделения от нее ткк) „ R центре ТКК расположен отсек 8 для полезной нагрузки (фиг. 1l)o На нижней поверхности первой ступени 1 установлены и разнесены симметрично относительно продольной оси два киля 9 с рулями поворота 10; соответственно на верхней поверхности второй ступени 2 установлены и разнесены (симметрично килям первой ступени) кили 11 с рулями поворота 12; у ТКК кили 13 с рулями поворота 1f также разнесены симметрично относительно продольной оси и установлены на верхней поверхности (фиг о О о Продолжением килей на первой-второй ступенях и ТКК служат аэродинамические поверхности 15,16,17 (фиг. 2), в результате чего на большей части площади корпуса-крыла (как в сборке МВКС, так и у отдельных элементов) , ограниченной сверху килями с аэродинамическими поверхностями, будет значительно снижено поперечное перетекание воздушных струй, что приведет к уменьшению лобового сопротивления и в особенности его составляющей - индуктивного сопротивления, а также приведет к увеличению числа М (сйл/я. полета о П передней части обеих ступеней и ТКК на верхней и нижней поверхностях корпуса-крыла установлены двусторонние рули высоты 18,19,20 и соответственно двусторонние элероны 21,22,23 (т.е. рули и элероны, расположенные на верхней поверхности корпуса-крыла, отклоняются только вверх, а расположенные на нижней поверхности - только (вниз), рули и элероны разнесены симметрично относительно продольной оси (фиг. 2,3)о Обе ступени и транслорт«ный космический корабль пилотируемые Кабина 24 экипажа первой ступени и кабина 25 экипажа ТКК расположены вдоль продольной оси и не выходят за контуры корпуса-крыла соответственно первой ступени и ТКК. Кабина 26 экипажа второй ступени для лучшего, обзора в полете и особенно на взлете и посадке вынесена вперед; с этой же целью кабины экипажей первой ступени и ТКК могут отклоняться вниз,, Кабины пер вой, второй ступеней и ТКК имеют жаростойкое остекление соответственно 27,28,29о Для посадки экипажей в кабины первой и второй ступеней на нйжней поверхности кабины 2 установлен люк 30, экипаж вто1эой ступени попадает в свою кабину через кабину первой ступени, верхний люк 31 (фиг. 6) кабины первой ступениИ соответствующий люк на нижней поверхности корпусакрыла второй ступени. Первая и вторая ступени имеют соответственно основную двигательную установку 32, 33 (например, ЖРЛ) и вспомогательную дви гательную установку соответственно , 35 (например, ТРЛ) , транспортный космический корабль имеет основную (маршевую) .двигательную установку Зб (например, ЖРЛ.); при этом основные КРЛ первой и второй ступеней расположены внутри задней части соответствующего корпуса-крыла, выходные сечения сопл 37 и 38 основных ЖРД спрофилированы по контуру соответствующей поверхности корпуса-крыла (сопла с кос.ым срезом). Основные ЖРД, первой и второй
ступени установлены в качающихся (по тангажу) подвесах, управление по рыс- . канию может осуществляться за счет .. изменения подачи компонентов топлива . в ЖРД, разнесенные относительно про- 35 дольной оси корпуса-крыла Основные ЖРД транспортного космического корабля установлены в кардановых подвесах, что и обеспечивает управление ТКК на маршевом режиме Вспомогательные ТРД. 40 на первой ступени расположены симметрично и разнесены относительно продольной оси, что обеспечивает как управление по рысканию в полете, так и маневр возвращения и руления при по- 5 садке; при этом ТРД первой ступени установлены на пилонах и крепятся к нижней, задней поверхности корпуса-крыла; ТРД второй ступени установлены внутри залней части корпуса-крыЛа, воздухо- 50 заборники же 39 (фиг Ю) этих ТРД выходят на верхнюю поверхность корпусакрыла, а выходные сечения их сопл 0 спрофилированы по контуру верхней поверхности корпуса-крыла, . 55
Для ориентации и стабилизации второй ступени и ТКК в верхних слоях ат- . мосферы и в космосе служат ракетные 58
траектории выведения компоненты топлива для основных ){РД, второй ступени, работающих с момента старта и до момента разделения ступеней параллельно с основными ЖРД первой ступени, подаются из топливных баков окислителя 52 и горючего 53 первой ступени (фиго 7), 5ыл 53 соединен топливными коммуникациями также с центральным шаровым топливным баком 5 (через заборные точки), клапаны горючего 55 и окислителя 5б (фиг. 6), расположенные на верхней плоской поверхности первой ступени, и топливные коммуника ции второй ступени, в торовые баки горючего 57 и окислителя 58 второй ступени.
Аналогично с целью увеличения энергетической отдачи МВКС на заключительном этапе активного участка траектории выведе( ия компоненты топлива для маршевых ЖРД транспортного космического корабля, работающих с момента отделения ТКК и до момента выведения ТКК на опорную орбиту, подаются из баков 59 и 60 через заборные точки (клапаны) бака окислителя 61 и бака горючего 62 (фиг„ 12), расположенные на торовых баках 59 и 60, и двигатели (сопла) малой тяги; по тaнгажу соответственно 1 и 12, по крену соответственно 3 и , по рысканию сосоответственно t5 и ii6, ЖР.П предназначены также и для выполнения маневра соответственно второй ступени в верхних слоях атмосферы и ТКК в верхних слоях атмосферы и в космосе. Для взлета с коротким разбегом и для уменьшения посадочной скорости и длины пробега на нижней поверхности корпуса-крыла (у задней кромки) первой и второй ступени установлены соответственно реактивные закрылки (7 и B, отбор газов для которых производится соответственно за турбинами ТРД по каналам JS и 50; ТКК для этой цели имеет механические щитки-закрылки 51 (фиг, 10). Для стабилизации центра тяжести в полете, а также для удобства размещения полезного груза, оборудования, аппаратуры, систем и коммуникаций баки для компонентов топлива первой и второй ступеней и ТКК выполнены соответственно в форме тора и расположены симметрично относительно соответствующих вертикальных осей. Для увеличения энергетической отдачи МВКС а перйом этапе активного участка топливные коммуникации ТКК в торовые баки горючего 63 и окислителя 6 ТКК. Лля перехода космонавтов из кабины экипажа ТКК в отсек полезной нагрузки 8 служит переходный отсек б5, в котором также расположены аппаратура, обо рудование и коммуникации о Первая ступень имеет четырехопорjHoe шасси 66 (фиг. З),таким же шасси снабжены вторая ступень и ТКК. Для предотвращения соприкосновения задней части корпуса-крыла первой ступени при взлете и посадке с землей на ее нижней поверхности вдоль продольной оси ycTaновлен фальшкиль 67. Конструктивно-силовые схемы первой и второй ступеней и ТКК идентичны и укрупненно включают продольный и поперечный силовой набор, куда входят соответственно (для первой, второй ступеней и ТКК) лучевые стрингеры 68,69,70 и поперечные силовые элементы (шпангоуты) 71,72,73 соответственно, которые состоят из полок и стенок 75 (фиг. 8)« Верхняя поверхность полок 7 приспособлена для соединения со стрингерами (или лонжеронами) и с обшивкой 76« Для усиления жесткости стенок пнутри стенок к обоим листам крепятся стойки 77. С целью увеличения жесткости конструкции и снижения ее веса в стенках цилиндрических шпангоутов выполнены вырезы 78„ В сечениях конструкции, где действуют большие сосредоточенные силы (например, сила тяги двигательной установки или силы, действующие на элементы отсеков шасси и др), пояса цилиндрических шпангоутов дополнительно подкреплены распорными элементами 79 хорошо работающими на растяжение-сжатие; они крепятся к полкам шпангоутов с помощью накладок 80„ Для уборки тележек шасси в корпусе-крыле первой, второй ступеней и ТКК выполнены ниши 81,82,83 соответственноо Такая компоновка МВКС в сборе, а также компоновка ее отдельных элементов (ступеней и ТКК). обеспечивают высокие аэродинамические и летные характеристики как всей-системы при ее движении на активном участке траектории, так и ее ступеней и ТКК в широком диапазоне скоростей полета, особенно на сверхзвуковой и гиперзвуко5П12 вой скорости. По сравнению с прототипом пре 1ложенная конструкция имеет ряд преимуществ: во-первых, благодаря высоким несущим свойствам конструкции в сочетании с применением реактивных закрылков на большей части эАфективной площади ч корпуса-крыла значительно сокращаются длина разбега на взлете, посадочная скорость и длина пробега на посадке, что позволит производить взлет по-самолетному тяжелым и даже сверхтяжелым летательным аппаратам такой системы; во-вторых, благодаря применению на обеих ступенях и ТКК в качестве основных двигателей ракетных двигателей на жидком топливе, а также использованию параллельно забора компонентов топлива двигателями второй ступени из баков первой ступени и маршевыми двигателями ТКК из подвесных торовых баков на заключительном этапе траектории выведения ТКК на орбиту в сочетании с горячим разделением ступеней и ТКК энергетическая отдача МВКС по сравнению с прототипом по величине полезной нагрузки при одинаковом стартовом весе повышается примерно на в-третьих, компоновка МВКС в целом, а также компоновка ступеней и ТКК предусматривает устойчивость и хорошую управляемость МВКС и ее элементов во всем диапазоне скорости полета в атмосфере;в-четвертых, сравнительно высокие несущие свойства конструкции (как МВКС в сборе, так и ее отдельных элемеятов, ступеней и ТКК) позволяют вторым ступеням после окончания их работы производить широкий маневр в атмосфере с использованием вспомогательных ТРЛ для возвращения и надежной мягкой посадки на базу, откуда производился запуск в-пятых, ТКК, обладая высоким аэродинамическим качеством на гиперзвуковой скорости полета в верхних слоях атмосферы ,0 и большим запасом топлива на борту, способен производить широкий маневр в верхних слоях атмосферы, а также производить спуск с любого витка орбиты с надежной мягкой посадкой практически в любой точке территории страны. j7 J7 М
12
10
МНОГПРАЗОПАЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА, содержащая первую и вторую ступени и транспортный космический корабль, снабженные основными и вспомогательными двигательными установками, системами управления, аэродинамическими поверхностями и воздушными рулями для стабилизации и управления в атмосфере, кабинами для экипажа, шасси и закрылками, о т л и - чающаяся тем, что, с целью улучшения аэродинамических, летно-так- тических и эксплуатационных характе-рйстик, ступени многоразовой возлуш- но'-космической системы и транспортно- космический аппарат выполнены в форме полудисков и диска соответетвенно, при этом верхняя плоская поверхность корпуса-крыла первой ступени состыкована с нижней плоской поверхностью корпуса-крыла второй ступени, а тран- спортно-космический корабль установлен в цейтре корпуса-крыла второй ступени на подвешенных к нему сбрасываемых топливных баках, которые установлены на выдвижной платформе, поверхность которой идентична верхнему внешнему контуру корпуса-крыла второй ступени»2. Система по п» 1, о т л и ч а ю- 1д а я с я тем, что, в корпусах ступеней и транспортно-космического аппарата выполнены вырезы, в которых установлены основные двигатели, при этом выходные сечения сопел основных двигателей первой и второй ступеней и вспомогательных двигателей второй ступени спрофилированы с косым срезом • по внешним поверхностям ступеней-. 'Wел00 Оо ю оИзЪбр'етение относится к авиационно- космической технике, в частности к воздушно-космическим системам (ВКС)^ . и предназначено для выведения на опорную околоземную орбиту космических объектов (полезных грузов) различного назначения, а также возвращения с орбиты на Землю космических объек-^- тов с помощью транспортного космичес-кого корабля (ТКК), входящего в состав многоразовой воздушно-космической системы (МВКС)„Известен проект Astrorocket фирмы Martin
I5
-UU
755-t 7n
56
Г г / /27 иг.6
T liv
77 Pue-8
g-G
68 /
Г1
m
liL
imm
uJ
Ы
77
7в .S
25 S5 8
Фие.11
7
